一种双模态超燃冲压发动机燃烧室推力突变辨识方法技术

本申请属于双模态冲压发动机燃烧室设计领域，特别涉及一种双模态超燃冲压发动机燃烧室推力突变辨识方法

【技术实现步骤摘要】
一种双模态超燃冲压发动机燃烧室推力突变辨识方法


[0001]本申请属于双模态冲压发动机燃烧室设计领域，特别涉及一种双模态超燃冲压发动机燃烧室推力突变辨识方法
。

技术介绍

[0002]双模态超燃冲压发动机作为吸气式高超声速飞行器动力装置中的一种，对掌握未来航空技术有重要作用
。
而吸气式高超声速飞行器不需自身携带氧化剂，具有大射程
、
速度快
、
突防能力强
、
高马赫数巡航等特点，是大气层内进行高超声速飞行的最佳动力
。
对双模态超燃冲压发动机，工作来流条件苛刻，因此完善其工作稳定性和工作裕度是确保超燃冲压发动机能正常工作和高性能工作的重要一环
。
[0003]超燃冲压发动机地面试验通过直连式试验台进行，试验台示意图如图1所示，试验台可以测量冲压发动机壁面压力分布及推力，满足超燃冲压发动机
Ma2
‑
Ma7
的工作来流条件，通过基于支板的超燃冲压发动机构型实验，在地面试验中，发现在某些工作马赫数试验工况下，燃油当量比增加过程中
(
图
2)
，会出现发动机压力突变现象，从而导致发动机推力不连续，严重影响发动机工作稳定性
。
[0004]目前国内外很多冲压发动机地面试验也证明了双模态冲压发动机在模态转换过程中推力的变化，如图3所示，这表明此种现象针对双模态冲压发动机是普适存在的，同时也是未来宽马赫数冲压发动机工作过程中需要解决的重要的工程问题
。
针对这种推力问题，目前还没有详细研究对其进行预测和机理解释
。
[0005]因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷
。

技术实现思路

[0006]本申请的目的是提供了一种双模态超燃冲压发动机燃烧室推力突变辨识方法，以解决现有技术存在的至少一个问题
。
[0007]本申请的技术方案是：
[0008]一种双模态超燃冲压发动机燃烧室推力突变辨识方法，包括：
[0009]步骤一
、
进行激波附面层相互作用流场结构分析；
[0010]步骤二
、
基于所述激波附面层相互作用流场结构，构建激波附面层相互作用流场模型；
[0011]步骤三
、
计算所述激波附面层相互作用流场模型的关键影响参数；
[0012]步骤四
、
根据所述关键影响参数进行双模态超燃冲压发动机燃烧室推力突变预测
。
[0013]在本申请的至少一个实施例中，步骤一中，所述进行激波附面层相互作用流场结构分析，包括：
[0014]根据双模态超燃冲压发动机地面试验及数值模拟确定喷管后侧的隔离段以及燃烧室中的激波
、
附面层结构：
[0015]当燃烧室推力发生突变时，隔离段中的流场处在激波串的形成阶段，激波串形成过程中，在燃烧区的上游，附面层分离并向隔离段入口扩展，同时附面层前缘压缩来流形成斜激波，斜激波反射后形成反射激波；
[0016]来流经过斜激波和反射激波后，在斜激波和反射激波的下游形成膨胀波和压缩波；
[0017]来流的马赫数经过膨胀波和压缩波后，在膨胀波和压缩波的下游形成拟正激波，拟正激波使得喉道位置达到流量壅塞
。
[0018]在本申请的至少一个实施例中，步骤二中，所述激波附面层相互作用流场模型包括：
[0019]流道，超声速芯流进入流道后，依次经过第一区域
、
第二区域
、
第三区域，其中，
[0020]所述第一区域位于斜激波和反射激波的上游；
[0021]所述第二区域位于斜激波和反射激波的下游，在所述第二区域中分布有膨胀波和压缩波，所述第二区域由上游至下游依次具有第二前部区域
、
第二中部区域
、
第二后部区域；
[0022]所述第三区域中分布有拟正激波，所述第三区域与所述第二后部区域之间形成热力喉道；
[0023]在所述第一区域
、
所述第二区域以及所述第三区域的径向外侧具有边界层分离区域
。
[0024]在本申请的至少一个实施例中，步骤三中，所述计算所述激波附面层相互作用流场模型的关键影响参数，包括：
[0025]S301、
计算边界层分离区域的流场参数；
[0026]S302、
根据边界层分离区域的流场参数计算第一区域和第二前部区域的流场参数；
[0027]S303、
根据第一区域和第二前部区域的流场参数计算第二后部区域的流场参数
。
[0028]在本申请的至少一个实施例中，
S301
中，所述计算边界层分离区域的流场参数，包括：
[0029]基于
Chapman
自由相互作用理论，建立边界层分离区域静压平衡方程：
[0030][0031]其中，为边界层分离区域起始点位置处的壁面摩擦系数，
Ma0为来流马赫数，
p0为来流静压，
P
为与流场雷诺数
Re
相关的压力系数，
k
为比热比；
[0032]在中等雷诺数3×
104<Re<1.2
×
106条件下，边界层分离区域静压与来流马赫数的简化量化关系式为：
[0033][0034]根据公式
(2)
计算出边界层分离区域静压
p1；
[0035]根据
Rankine
‑
Hugoniot
关系：
[0036][0037][0038]计算出首道激波分离激波角
β1以及边界层分离角
θ
w
。
[0039]在本申请的至少一个实施例中，
S302
中，根据边界层分离区域的流场参数计算第一区域和第二前部区域的流场参数，包括：
[0040]构建斜激波关系式：
[0041][0042]式中，
[0043][0044][0045][0046][0047][0048]其中，
Ma
为马赫数，
p
为静压，
ρ
为密度，
a
为声速，
k
为比热比，下标
d
表示激波下游参数，下标
u
表示激波上游参数；
[0049]则斜激波
i
前后气流参数关系为：
[0050][0051]反射激波
r
前后气流参数关系为：
[0052][0053]由于反射激波
r
后气流平行于对称面，因此有：
[0054]θ1＝
θ2＝
θ
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.
一种双模态超燃冲压发动机燃烧室推力突变辨识方法，其特征在于，包括：步骤一
、
进行激波附面层相互作用流场结构分析；步骤二
、
基于所述激波附面层相互作用流场结构，构建激波附面层相互作用流场模型；步骤三
、
计算所述激波附面层相互作用流场模型的关键影响参数；步骤四
、
根据所述关键影响参数进行双模态超燃冲压发动机燃烧室推力突变预测
。2.
根据权利要求1所述的双模态超燃冲压发动机燃烧室推力突变辨识方法，其特征在于，步骤一中，所述进行激波附面层相互作用流场结构分析，包括：根据双模态超燃冲压发动机地面试验及数值模拟确定喷管后侧的隔离段以及燃烧室中的激波
、
附面层结构：当燃烧室推力发生突变时，隔离段中的流场处在激波串的形成阶段，激波串形成过程中，在燃烧区的上游，附面层分离并向隔离段入口扩展，同时附面层前缘压缩来流形成斜激波，斜激波反射后形成反射激波；来流经过斜激波和反射激波后，在斜激波和反射激波的下游形成膨胀波和压缩波；来流的马赫数经过膨胀波和压缩波后，在膨胀波和压缩波的下游形成拟正激波，拟正激波使得喉道位置达到流量壅塞
。3.
根据权利要求2所述的双模态超燃冲压发动机燃烧室推力突变辨识方法，其特征在于，步骤二中，所述激波附面层相互作用流场模型包括：流道，超声速芯流进入流道后，依次经过第一区域
、
第二区域
、
第三区域，其中，所述第一区域位于斜激波和反射激波的上游；所述第二区域位于斜激波和反射激波的下游，在所述第二区域中分布有膨胀波和压缩波，所述第二区域由上游至下游依次具有第二前部区域
、
第二中部区域
、
第二后部区域；所述第三区域中分布有拟正激波，所述第三区域与所述第二后部区域之间形成热力喉道；在所述第一区域
、
所述第二区域以及所述第三区域的径向外侧具有边界层分离区域
。4.
根据权利要求3所述的双模态超燃冲压发动机燃烧室推力突变辨识方法，其特征在于，步骤三中，所述计算所述激波附面层相互作用流场模型的关键影响参数，包括：
S301、
计算边界层分离区域的流场参数；
S302、
根据边界层分离区域的流场参数计算第一区域和第二前部区域的流场参数；
S303、
根据第一区域和第二前部区域的流场参数计算第二后部区域的流场参数
。5.
根据权利要求4所述的双模态超燃冲压发动机燃烧室推力突变辨识方法，其特征在于，
S301
中，所述计算边界层分离区域的流场参数，包括：基于
Chapman
自由相互作用理论，建立边界层分离区域静压平衡方程：其中，为边界层分离区域起始点位置处的壁面摩擦系数，
Ma0为来流马赫数，
p0为来流静压，
P
为与流场雷诺数
Re
相关的压力系数，
k
为比热比；在中等雷诺数3×
104<Re<1.2
×
106条件下，边界层分离区域静压与来流马赫...

【专利技术属性】
技术研发人员：张辰琳，常军涛，鲍文，朱伟，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所，
类型：发明
国别省市：