一种用于组合动力系统的仿真方法技术方案

本发明专利技术公开了一种用于组合动力系统的仿真方法，包括：获取进入涡轮通道和冲压通道的气流参数；分别将所述涡轮通道和冲压通道的气流参数在交界面处通过面积平均或质量平均转换成第一一维数据和第二一维数据；将所述第一一维数据和第二一维数据输入相应的涡轮发动机与冲压发动机，从而进行组合动力系统内外流变维度一体化数值仿真，可实现组合发动机状态变化对上游进气系统和下游喷管流动的双向耦合模拟，从而实现飞行器及其组合动力发动机内外流一体化气动性能数值仿真。外流一体化气动性能数值仿真。外流一体化气动性能数值仿真。

【技术实现步骤摘要】
一种用于组合动力系统的仿真方法


[0001]本专利技术涉及飞行器领域，特别涉及一种组合动力系统内外流一体化仿真方法。

技术介绍

[0002]高超声速飞行器采用组合动力系统将飞行器从地面起飞加速到高超声速，采用的推进系统为涡轮发动机和冲压发动机，其中涡轮发动机负责将飞行器从地面静止状态加速到Ma 2.5左右，此后涡轮发动机退出循环，同时冲压发动机开始点火工作，继续将飞行器加速到高超声速。为了实现高超声速飞行器内外流一体化的耦合仿真，不仅需要完成进排气系统的仿真，还需将进排气系统和涡轮/冲压组合发动机进行联合仿真，而若完整计算涡轮/冲压发动机流道则数值仿真所需的网格量将无法接受，且严重拖慢预研进度。

技术实现思路

[0003]为了解决上述问题，本专利技术提供一种计算量小、仿真速度快的用于组合动力系统的仿真方法。
[0004]为了实现上述目的，本专利技术提供的技术方案是：一种用于组合动力系统的仿真方法，包括：步骤一、获取进入涡轮通道和冲压通道的气流参数；步骤二、分别将所述涡轮通道和冲压通道的气流参数在交界面处通过面积平均或质量平均转换成第一一维数据和第二一维数据；步骤三、将所述第一一维数据输入涡轮发动机，涡轮发动机采用部件特性模型确定涡轮通道喷管进口参数；步骤四、涡轮通道喷管利用所述涡轮通道喷管进口参数进行流场特性计算，从而获得涡轮通道喷管的流动特性；步骤五、将所述第二一维参数输入冲压发动机，冲压发动机通过准一维数学模型确定冲压通道喷管进口参数；步骤六、冲压通道喷管根据所述冲压通道喷管进口参数进行流场特性计算，并获得冲压通道喷管的流动特性。
[0005]作为优选的一种技术方案，所述步骤二进一步包括：将每个网格单元内的气流参数乘以该网格单元的面积或者流量后，再将整个交界面的参数进行求和，最后再除以交界面的面积或者流量，从而获得面积平均或质量平均的参数；作为优选的一种技术方案，所述步骤三进一步包括：从所述第一一维数据确定涡轮发动机的预设参数的初值；根据共同工作条件方程并采用Newton
‑
Raphson法所述预设参数的初值进行迭代更新，当误差小于10
‑4时，停止迭代。
[0006]作为优选的一种技术方案，所述预设参数包括压气机转速、压气机辅助坐标和涡
轮落压比。
[0007]作为优选的一种技术方案，所述步骤四进一步包括：将喷管进口参数赋值给涡轮发动机与涡轮通道喷管之间的交界面；涡轮通道喷管根据涡轮发动机计算结果进行流场特性计算从而获得涡轮通道喷管流动特性。
[0008]作为优选的一种技术方案，所述步骤五进一步包括：冲压发动机的双模块冲压燃烧室采用准一维数学模型进行分析；通过求解守恒型准一维控制方程计算得到冲压发动机沿程参数；其中为解向量，为通量向量，为源项定义如下：其中，为质量添加项；为壁面摩擦系数；当量直径，为湿润周长，为化学反应放热，表示密度，表示速度，表示内能，A表示面积。
[0009]作为优选的一种技术方案，所述准一维控制方程采用MacCormack有限差分方法求解。
[0010]作为优选的一种技术方案，预估步采用向前差分计算空间导数，校正步采用向后差分计算空间导数，最后得到的数值结果在时间和空间上都达到二阶精度。
[0011]作为优选的一种技术方案，所述步骤六进一步包括：将喷管进口参数赋值给冲压发动机与冲压通道喷管之间的交界面；冲压通道喷管根据冲压发动机计算结果进行流场特性计算从而获得喷管的流动特性。
[0012]本专利技术相对于现有技术的有益效果是：按照该方法开展高超声速飞行器及推进系统内外流一体化数值仿真，既能保证一定的数值仿真精度获得高超声速飞行器的内外流特性，又能缩短预研的周期，加快设计方案的更新迭代。
附图说明
[0013]图1是本专利技术一实施例提供的高超声速飞行器及其组合动力推进系统模型图；图2是本专利技术一实施例提供的压气机特性图；图3是本专利技术一实施例提供的涡轮特性图；
图中，1
‑
飞行器机体，2
‑
涡轮通道，3
‑
进气道与涡轮发动机交界面，4
‑
涡轮发动机，5
‑
涡轮发动机与喷管交界面，6
‑
涡轮通道喷管，7
‑
冲压通道喷管，8
‑
冲压燃烧室与冲压通道喷管交界面，9
‑
双模态冲压燃烧室，10
‑
进气道与冲压发动机交界面，11
‑
冲压通道，12
‑
前体激波。
具体实施方式
[0014]下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅是本专利技术的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。
[0015]参照图1，本实施例提供一种用于组合动力系统的仿真方法，包括以下步骤：步骤一、获取进入涡轮通道2和冲压通道11的气流参数；具体的，气流经过前体激波12压缩后，分别进入进气道的涡轮通道2和冲压通道11，获取这两处的气流参数，在本实施例中，气流参数包括：流量、静压、马赫数等；步骤二、分别将所述涡轮通道2和冲压通道11的气流参数在交界面处通过面积平均或质量平均转换成第一一维数据和第二一维数据；具体的，进入涡轮通道2的气流参数，在进气道与涡轮发动机交界面3处通过面积平均或质量平均；进入冲压通道11的气流参数，在进气道与冲压发动机交界面10处通过面积平均或质量平均；步骤三、将所述第一一维数据输入涡轮发动机4，涡轮发动机4采用部件特性模型确定涡轮通道喷管6的进口参数；具体的，当第一一维数据输入到涡轮发动机4后，涡轮发动机4采用部件特性模型进行计算，其中压气机和涡轮特性分别如图2和图3所示。
[0016]在本实施例中，涡轮发动机模型中包含进气道、压气机、主燃烧室、涡轮、加力燃烧室以及喷管，输入参数有飞行高度、马赫数及油门杆角度。为了能顺利地进行热力循环计算，在本实施例中，涡轮发动机4总共选了三个参数的初值，分别是压气机转速、压气机辅助坐标和涡轮落压比。根据发动机部件共同工作概念，单轴涡喷发动机必须满足如下三个共同工作条件： (1) 压气机出口和涡轮入口流量连续； (2) 压气机和涡轮功平衡； (3) 喷管流量平衡；根据共同工作条件方程并采用Newton
‑
Raphson法对三个参数的初值进行迭代更新，当误差小于10
‑4时，停止迭代，此时收敛后获得喷管进口参数，将该参数赋值给数值仿真中的进口边界条件。
[0017]步骤四、涡轮通道喷管利用所述涡轮通道喷管进口参数进行流场特性计算，从而获得涡轮通道喷管的流动特性；具体的，涡轮发动机4计算完成后，将喷管进口参数赋值给涡轮发动机与喷管交界面5，涡轮通道喷管6根据涡轮发动机4计算结果进行流场特性计算，并获得涡轮通道喷管6流动特性。
[0018]步骤五、本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种用于组合动力系统的仿真方法，其特征在于，包括：步骤一、获取进入涡轮通道和冲压通道的气流参数；步骤二、分别将所述涡轮通道和冲压通道的气流参数在交界面处通过面积平均或质量平均转换成第一一维数据和第二一维数据；步骤三、将所述第一一维数据输入涡轮发动机，涡轮发动机采用部件特性模型确定涡轮通道喷管进口参数；步骤四、涡轮通道喷管利用所述涡轮通道喷管进口参数进行流场特性计算，从而获得涡轮通道喷管的流动特性；步骤五、将所述第二一维参数输入冲压发动机，冲压发动机通过准一维数学模型确定冲压通道喷管进口参数；步骤六、冲压通道喷管根据所述冲压通道喷管进口参数进行流场特性计算，并获得冲压通道喷管的流动特性。2.根据权利要求1所述的仿真方法，其特征在于，所述步骤二进一步包括：将每个网格单元内的气流参数乘以该网格单元的面积或者流量后，再将整个交界面的参数进行求和，最后再除以交界面的面积或者流量，从而获得面积平均或质量平均的参数。3.根据权利要求1所述的仿真方法，其特征在于，所述步骤三进一步包括：从所述第一一维数据确定涡轮发动机的预设参数的初值；根据共同工作条件方程并采用Newton
‑
Raphson法所述预设参数的初值进行迭代更新，当误差小于10
‑4时，停止迭代。4.根据权利要求3所述的仿真方法，其特征在于：所述预设参数包括压气机转速、压气机辅助坐标和涡轮落压比。5.根据...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘君，张锦昇，袁化成，匡正，杨德壮，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：