一种多几何参数可调的进/排/发一体化航空推进系统建模方法技术方案

一种多几何参数可调的进/排/发一体化航空推进系统建模方法，步骤如下：在传统发动机部件级模型的基础上，通过准一维气动热力学和求解激波系的方法建立进气道和喷管模型；在发动机模型中添加进气道和发动机的流量平衡和发动机与喷管的流量平衡方程，基于迭代方法建立推进系统模型；将进气道和喷管几何参数的设计融入到模型中，实现进排气系统结构尺寸的设计以及多个参数同时调节。本发明专利技术提出的模型克服了特性插值法的迭代收敛性差和依赖特性图精度的问题，使推进系统模型具备更好的计算收敛性，准一维计算效率高，实时性好，并维持了一定的计算精度；多几何参数可调克服传统特性插值法只适用单一结构的弊端，提高了模型适配性和使用的条件范围。

【技术实现步骤摘要】
一种多几何参数可调的进/排/发一体化航空推进系统建模方法
本专利技术属于超声速飞行器的数值计算领域，包含了进/排气系统中准一维气动热力学模型搭建、航空发动机部件级模型的建立、进气道及尾喷管的可变几何结构设计、超声速飞行器进/排/发一体化计算平台搭建四个部分，是针对进/排/发一体化的非线性模型建模方法的研究。
技术介绍
随着现代超声速飞行器技术的革新，推进系统性能的需求也在不断提高。超声速状态下，推进系统各部件间匹配耦合性能严重影响推进效率及可靠性，其主要附属部件(如进气道，尾喷管等)的匹配好坏决定了各部件的共同工作效率的大小。研究表明，航空推进系统超声速工作的安装推力损失普遍为10-15％，加速/爬高阶段的性能损失可以达到25-30％。从安装性能出发，通过附属部件的几何参数调节改善进排气系统和发动机的匹配特性可以显著提升安装推力。由此可见，对超声速飞行器的进/排/发一体化的研究具有重要的意义和价值。航空发动机是多变量、非线性、时变的复杂系统，一般采用部件级的非线性气动热力学模型。传统模型主要关注航空发动机自身的性能，对主要附属部件(进气道、尾喷管)的建模多采用理想化模型和经验公式计算，忽略了进气道的内外流特性、节流特性及尾喷管的流量特性和推力特性的影响。超声速飞行器由于高马赫数工作，传统皮托式进气道将产生正激波，随马赫数增大总压恢复系数急剧下降，影响推进系统的性能，因而多采用变几何外压式进气道和混压式进气道；而超声速喷管多采用拉法尔喷管(收-扩喷管)代替传统的收敛喷管，从而获得较高的推力特性。另外，超声速进气道和收-扩喷管的几何可调参数显著增加，这为进一步提高进/排/发一体化推进系统模型的匹配性能提供了潜力。由此可见，传统进气道和喷管的建模方法无法满足超声速飞行器的计算精度和保真度要求，对进/排/发一体化的推进系统的主要附属部件(进气道，尾喷管)的建模方法的研究和实现多几何参数调节具有重要的理论研究和工程应用价值。现阶段，国内外学者对于超声速进气道的建模和匹配性能研究做了一些工作。在进气道计算模型的研究方面，学者Mattingly主要研究了超声速外压式进气道的设计方法，给出了总压恢复系数、流量系数的基本计算模型；Seddon就进气道的阻力问题开展了研究，为计算提供了理论依据；国内多位学者刘鹏超、张晓博和钱飞等采用特性插值法对进气道建模，将NASA报告中公布的进气道特性图进行了转换，实现进发一体模型的安装性能的计算，但该方法存在模型收敛及实时性差、精度依赖特性曲线的问题。在进气道匹配性能和变几何调节方面，几何调节方法包括了放气调节、斜板角度微调，唇口调节以及附面层吸除技术，依靠CFD仿真获取不同几何结构的流动基本特性和节流特性图；国内学者孙丰勇等利用文献中公开的进气道特性曲线建立了进气道与发动机的一体化仿真模型，再通过特性图转换方法实现变几何进气道设计，但存在模型计算量大和变几何特性的精度问题；学者贾琳渊采用求解激波系的方法对某超声速进气道进行建模，优点可以实现安装性能的快速计算，但对多几何参数调节实现方法未深入研究。以上研究可看出，在进行超声速飞行器的一体化设计时，需要建立更为精确的进气道/尾喷管的性能计算模型，同时要保证计算模型的计算实时性和可靠性。
技术实现思路
传统部件级模型在超声速工况中存在计算精度差、无法实现安装性能预测的局限性，基于CFD或特性插值法建立的进排气系统模型存在动态系统计算实时性差，模型收敛速度慢的问题。针对这些问题，本专利技术在传统发动机部件级模型的基础上，综合考虑进排气系统特性，通过准一维气动热力学模型对进气道和喷管建模，提高了推进系统模型的真实度和仿真精度。另外，本专利技术将进气道和喷管几何结构可调设计的思想融入到部件级模型当中，实现了超声速进气道和收-扩喷管的多几何参数调节，极大提高了发动机模型的适用范围，具备更强的工程应用价值。本专利技术的基本思想为：首先，在传统发动机部件级模型的基础上，考虑进气道的激波结构和阻力计算方式，尾喷管的流量系数及推力系数，通过准一维气动热力学和求解激波系的方法建立进气道和喷管模型；然后，在发动机模型中添加进气道和发动机的流量平衡和发动机与喷管的流量平衡方程，基于迭代方法建立推进系统模型；最后，将进气道和喷管几何参数的设计融入到模型中，实现进排气系统结构尺寸的设计以及多个参数同时调节。本专利技术的技术方案：一种多几何参数可调的进/排/发一体化航空推进系统建模方法，步骤如下：首先，在传统发动机部件级模型的基础上，进一步考虑进气道的激波结构和阻力对发动机性能的影响，考虑尾喷管的流量系数及推力系数在不同工况下的变化规律，通过准一维气动热力学和求解激波系的方法建立进气道和喷管模型；然后，在发动机模型中添加进气道和发动机的流量平衡方程、发动机与喷管的流量平衡方程，基于迭代方法建立推进系统模型；最后，将进气道和喷管几何参数的设计融入到发动机模型中，实现进排气系统结构尺寸的设计以及多个参数同时调节；具体步骤如下：S1：进/排气系统中准一维气动热力学模型搭建S1.1：针对实际发动机构造，确定进气道和喷管的基本类型，超声速飞行器的进气道一般包括了外压式进气道和混压式进气道，尾喷管的类型一般包含收敛喷管和收-扩喷管。S1.2：确定进气道的结构参数和进气道的设计工作点，通过二维平面的几何关系建立进气道结构参数与实际发动机临界状态设计参数的对应关系；基于实际发动机构造，确定收-扩喷管的尺寸结构参数；S1.3：确定设计的激波系结构，假定进气条件(攻角、马赫数、飞行高度)已知的情况下，利用求解激波系的方法求解不同进气条件下进气道的总压恢复系数及流量系数；已知波前马赫数Maf、气体绝热指数k和斜板角度δ，利用公式(1)通过迭代法求解确定激波角度β，通过公式(2)和公式(3)确定该激波的总压损失系数σ和波后马赫数Mab；S1.4：建立发动机模型在亚声速阻力计算公式；亚声速条件下的阻力Dadd主要由附加阻力构成，通过进气道唇口前气流在水平方向的动量损失计算，用计算公式(4)表示；Tth，Math，Ath，Wa，th表示喉部温度、喉部马赫数、喉部面积和喉部流量，δ0表示进气道总转折角，Ma0表示进气道进口马赫数，A0表示进口自由流管面积，k表示气体绝热指数；S1.5：建立发动机模型在超声速阻力计算公式；超声速条件下，进气道的外部阻力包括附加阻力和溢流阻力；当进气道流量系数大于等于最大流量系数时，工作于临界或超临界工况，溢流阻力为0；当进气道流量系数小于最大流量系数时，工作于亚临界工况，激波没有封口，出现溢流阻力；超声速阻力Dadd的计算由公式(5)表示，He1、He2、He3分别表示进气道各激波间阻力的垂直截面高度，Ps1、Ps2、Ps3表示激波后静压力，Ps0表示进气道进口总压；Dadd＝(Ps1-Ps0)He1+(Ps2-Ps0)He2+(Ps3-Ps0)He3(5)S1.6：确定尾喷管的基本类型及可调变量，通过结构参数计算尾喷管的临界膨胀比，根据涡轮出本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种多几何参数可调的进/排/发一体化航空推进系统建模方法，其特征在于，步骤如下：/n首先，在传统发动机部件级模型的基础上，进一步考虑进气道的激波结构和阻力对发动机性能的影响，考虑尾喷管的流量系数及推力系数在不同工况下的变化规律，通过准一维气动热力学和求解激波系的方法建立进气道和喷管模型；然后，在发动机模型中添加进气道和发动机的流量平衡方程、发动机与喷管的流量平衡方程，基于迭代方法建立推进系统模型；最后，将进气道和喷管几何参数的设计融入到发动机模型中，实现进排气系统结构尺寸的设计以及多个参数同时调节；/n具体步骤如下：/nS1：进/排气系统中准一维气动热力学模型搭建/nS1.1：针对实际发动机构造，确定进气道和喷管的基本类型；/nS1.2：确定进气道的结构参数和进气道的设计工作点，通过二维平面的几何关系建立进气道结构参数与实际发动机临界状态设计参数的对应关系；基于实际发动机构造，确定收-扩喷管的尺寸结构参数；/nS1.3：确定设计的激波系结构，假定进气条件已知的情况下，利用求解激波系的方法求解不同进气条件下进气道的总压恢复系数及流量系数；已知波前马赫数Ma

【技术特征摘要】
1.一种多几何参数可调的进/排/发一体化航空推进系统建模方法，其特征在于，步骤如下：
首先，在传统发动机部件级模型的基础上，进一步考虑进气道的激波结构和阻力对发动机性能的影响，考虑尾喷管的流量系数及推力系数在不同工况下的变化规律，通过准一维气动热力学和求解激波系的方法建立进气道和喷管模型；然后，在发动机模型中添加进气道和发动机的流量平衡方程、发动机与喷管的流量平衡方程，基于迭代方法建立推进系统模型；最后，将进气道和喷管几何参数的设计融入到发动机模型中，实现进排气系统结构尺寸的设计以及多个参数同时调节；
具体步骤如下：
S1：进/排气系统中准一维气动热力学模型搭建
S1.1：针对实际发动机构造，确定进气道和喷管的基本类型；
S1.2：确定进气道的结构参数和进气道的设计工作点，通过二维平面的几何关系建立进气道结构参数与实际发动机临界状态设计参数的对应关系；基于实际发动机构造，确定收-扩喷管的尺寸结构参数；
S1.3：确定设计的激波系结构，假定进气条件已知的情况下，利用求解激波系的方法求解不同进气条件下进气道的总压恢复系数及流量系数；已知波前马赫数Maf、气体绝热指数k和斜板角度δ，利用公式(1)通过迭代法求解确定激波角度β，通过公式(2)和公式(3)确定该激波的总压损失系数σ和波后马赫数Mab；









S1.4：建立发动机模型在亚声速阻力计算公式；亚声速条件下的阻力Dadd主要由附加阻力构成，通过进气道唇口前气流在水平方向的动量损失计算，用计算公式(4)表示；Tth，Math，Ath，Wa，th表示喉部温度、喉部马赫数、喉部面积和喉部流量，δ0表示进气道总转折角，Ma0表示进气道进口马赫数，A0表示进口自由流管面积，k表示气体绝热指数；



S1.5：建立发动机模型在超声速阻力计算公式；超声速条件下，进气道的外部阻力包括附加阻力和溢流阻力；当进气道流量系数大于等于最大流量系数时，工作于临界或超临界工况，溢流阻力为0；当进气道流量系数小于最大流量系数时，工作于亚临界工况，激波没有封口，出现溢流阻力；超声速阻力Dadd的计算由公式(5)表示，He1、He2、He3分别表示进气道各激波间阻力的垂直截面高度，Ps1、Ps2、Ps3表示激波后静压力，Ps0表示进气道进口总压；
Dadd＝(Ps1-Ps0)He1+(Ps2-Ps0)He2+(Ps3-Ps0)He3(5)

【专利技术属性】
技术研发人员：孙希明，王晨，杜宪，牟春晖，王明杰，
申请(专利权)人：大连理工大学，
类型：发明
国别省市：辽宁;21