一种基于ASUM格式的控制用超燃冲压发动机建模方法技术

本发明专利技术属于高超声速飞行器的数值计算领域，一种基于ASUM格式的控制用超燃冲压发动机建模方法。基于零维模型思想建立前体/进气道、燃烧室、尾喷管模型，基于ASUM格式的偏微分方程求解燃烧室准一维流动，保证了燃烧仿真的精确性的同时有效提高超燃冲压发动机模型的计算速度；计算时间项采用一阶TVD Runge

【技术实现步骤摘要】
一种基于ASUM格式的控制用超燃冲压发动机建模方法


[0001]本专利技术属于高超声速飞行器的数值计算领域，包含了超燃冲压发动机非线性气动热力学模型的建立、基于ASUM格式的偏微分方程方法求解、控制用超燃冲压发动机的稳态及动态模型构建三部分，是针对超燃冲压发动机非线性建模的研究。

技术介绍

[0002]为了满足空天推进系统和超声速武器的高超声速远程飞行需求，吸气式推进技术的研发愈发受到关注。超燃冲压发动机凭借其在飞行马赫数、比冲、耗油率以及航程上较大的优越性，可以作为单级入轨空天飞机、高超声速导弹的发动机，已经成为世界大国研究的热点之一，引起了国内外学者的广泛关注。
[0003]世界各国的超燃冲压发动机研究，经历了从概念研究到地面试验再到验证性飞行的历程，在高超声速进气道、超声速掺混与燃烧、火焰稳定方法、飞推一体化设计等方面取得了较多的科研进展。美国的X
‑
43A和X
‑
51A飞行器是现今世界最瞩目的超燃冲压发动机研究项目，并先后成功开展了自主飞行试验；俄罗在2017年试飞了“锆石”高超声速反舰导弹，本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于ASUM格式的控制用超燃冲压发动机建模方法，其特征在于，步骤如下：S1：超燃冲压发动机关键部件模型的建立超燃冲压发动机模型分为前体、进气道、隔离段、燃烧室和尾喷管，基于准一维绝热流动和理想气体的假设建立燃烧室的准一维流动模型，其余部分采用零维模型；S1.1：前体/进气道的外压缩段模型外压缩段气流参数通过斜激波理论计算，气流经过上一道激波压缩后的末态参数，作为其下一道激波压缩过程的初始参数；激波压缩前后气流参数的关系用下式表示，下标1表示来流状态，下标i表示经过一道斜激波压缩后的状态，i的大小反映了激波数目；采用变比热法计算激波前后的总温总压；求解外压缩段模型出口参数的步骤由公式(1)
‑
(4)所示；已知波前马赫数Ma0、气体绝热指数k和斜板角度δ，利用公式(1)确定激波角度β
i
，通过公式(2)和公式(3)确定第i道激波后的总压P
0,i
和第i道激波的波后马赫数Ma
0,i
，最终通过计算多级总压恢复系数σ1,σ2,...,σ
n
和壁面摩擦恢复系数σ
F
得到总压恢复系数σ
inlet
；；；σ
inlet
＝σ
F
·
σ1·
σ2...σ
n
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(4)S1.2：前体/进气道的内压缩段模型内压缩段看作是变截面摩擦管道，继续减速增压，是气流的绝热流动，R表示了摩尔气体常数，出口总温T2等于进口总温T1，进口总压为P1，出口总压为P2通过内压缩段总压恢复系数σ
12
获取，进口马赫数P1＝P
0，i
，相对流量m
a
的计算需已知出口捕获面积S2及进口面积S1，进口马赫数为Ma1等于激波后马赫数Ma
0,i
，出口马赫数为Ma2，计算过程如公式(5)所示，其中，q(Ma)表示速度系数；S1.3：隔离段的建模；隔离段内的正激波系是单一的正激波，但由于存在粘性附面层，正激波根据附面层厚度分散成一系列斜激波，并且激波链强度与正激波强度相当；隔离段出口总压P3、出口总温T3基于公式(6)，以T2，P2为输入条件确定，其中总压恢复系数σ
23
需额外考虑燃烧室反压力的影响系数k
com
，隔离段相对流量m
b
的计算方法与m
a
相同，其中隔离段的出口捕获面积为S3，隔
离段的进口捕获面积等于压缩段出口捕获面积S2，隔离段的进口马赫数等于压缩段出口Ma2，隔离段的出口马赫数为Ma3；S1.4：尾喷管建模；总压恢复系数通过试验或经验参数法得到，总温总压和质量方程的计算与进气道建模相同；尾喷管流场计算和型面结构设计采用无粘流的特征线方法获得上下壁面参数；喷管上壁面由半径为ρ
td
的圆弧和曲线y＝y(x)构成，下壁面为一短直线段，上壁面的曲线为二次函数y＝a+bx+cx2，系数a,b,c的值通过尾喷管的进口型面变量θ
nozz,in
、出口型面变量θ
nozz,out
决定，y
t
表示尾喷管入口高度，L
nozzle
表示尾喷管长度、ρ
td
为经验参数定值，关系式如下：S2：基于ASUM格式的偏微分方程的燃烧室建模S2.1：燃烧室的准一维控制方程由二维纳维—斯托克斯方程中令化简，影响因素热释放规律、壁面摩擦和面积变化被添加到燃烧室的准一维控制方程中，偏微分方程一维控制方程基本形式如(8)所示，其中表示时间项，表示通量项，S表示了连续项的其他源项；公式(9)为简化的一维控制方程，其中ρ表示气流密度，u表示气流速度，p表示气流静压力，A表示燃烧室截面积，E表示了总内能，H表示气流总焓，f表示壁面摩擦系数，De表示水力直径，h
i
表示燃烧焓，q
j
表示喷射点燃油流量，η
j
表示喷嘴处燃烧效率；表示喷嘴处燃烧效率；S2.2：摩擦系数计算，摩擦系数由公式(10)获得，变量(φ
·
η)表示当量比和燃烧效率相关的系数参数；f(x)＝0.0018+0.001958(φ
·
η)+0.00927(φ
·
η)2‑
0.0088525(φ
·
η)3ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
...

【专利技术属性】
技术研发人员：孙希明，王晨，杜宪，仇小杰，王智民，刘玮呈，
申请(专利权)人：中国航发控制系统研究所，
类型：发明
国别省市：