CN103678774B - 考虑进口参数非均匀的超声速推力喷管设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种考虑进口参数非均匀的超声速推力喷管设计方法，包括以下步骤：（1）采用有旋特征线法，根据待设计推力喷管的进口参数分布，确定出初值线的分布区域；根据待设计推力喷管的进口参数、设计压比及选定的非对称因子G，分别确定出该待设计推力喷管在喉部尖点处的上壁面初始膨胀角、下壁面初始膨胀角；（2）先确定待设计推力喷管的喉部尖点处的各离散点坐标和流场参数，以得到喉部尖点处的流动参数，进而确定出待设计推力喷管核心区的所有特征线的流动参数；（3）采用消波方法，确定出待设计推力喷管的上、下壁面曲线，即可完成待设计推力喷管的设计。因此，本发明能够设计出考虑进口参数非均匀的推力喷管，并产生较好的推力性能。

Description

考虑进口参数非均匀的超声速推力喷管设计方法

技术领域

本发明涉及一种考虑进口参数非均匀的超声速推力喷管设计方法，属于超声速排气喷管技术领域。

背景技术

作为吸气式高超声速飞行器的核心技术，超燃冲压发动机技术逐渐成为各国研究的热点，超燃冲压发动机由进气道、隔离段、燃烧室以及尾喷管组成。作为超燃冲压发动机的重要部件，尾喷管主要作用是将燃烧室产生的高焓气流充分膨胀，产生尽可能高的推力，同时兼顾升力和俯仰力矩等飞行器气动平衡的要求，尾喷管性能对飞行器性能有很大的影响，一直是高超声速研究的重要领域。

在超燃冲压发动机实际工作中，无论是进气道对高速自由来流的压缩激波系、隔离段内非对称激波串的振荡，还是燃烧室内空气与燃料的掺混、震荡燃烧等，均会造成喷管进口流场参数分布的非均匀。再加上超燃冲压发动机尾喷管没有收缩段和几何喉道，无法像通常的拉瓦尔喷管那样对气流进行有效地整流，且与燃烧室直接相连，因此尾喷管的进口气流不可避免地具有相当大的不均匀性。

国内外对进口气流非均匀对超燃冲压发动机尾喷管气动性能的影响开展了有限的研究。Snelling对高超声速飞行器尾喷管进口非均匀进行了数值模拟，认为进口非均匀使得飞行器的推力增加，整体力矩减小。Schindel采用马赫数不同的两股射流模拟喷管的非均匀进口，与均匀进口气流分别等熵膨胀到相同环境压力，比较二者的出口动量，得出进口气流速度分布非均匀造成喷管推力性能的下降一般不会超过1%的结论。Goel运用数值模拟研究了进口参数不同的非均匀分布对喷管性能的影响，结果表明喷管性能与进口非均匀分布形式有很大关系。Kushida采用一维混合流的处理方法，估算得到非均匀进口对喷管造成的影响约为1%。Ebrahimi认为进口非均匀对喷管前段的压力分布有一定影响，并认为非均匀对喷管推力的影响不超过2%。

乐嘉陵、王晓栋等采用数值模拟的方法研究了入口温度剖面对超燃冲压发动机尾喷管流场结构的影响，结果表明温度非均匀对喷管影响较小。徐惊雷、全志斌等对马赫数非均匀入口对尾喷管性能的影响进行了试验与数值研究，结果表明非均匀进口造成了尾喷管推力性能下降、负升力增加及俯仰力矩的减小。

上述一系列研究结果都表明，尾喷管进口气流的非均匀性对基于均匀参数设计的尾喷管流场结构、气动性能等会产生一定影响。那么能否在喷管的设计之初就考虑进口气流的非均匀性，从而获得与进口非均匀气流匹配的喷管型面？在这方面目前还没有研究报道，相近的只有美国NASA Langley研究中心的Richard采用有旋特征线方法设计了考虑进口气流非均匀性的超声速风洞喷管。而关于考虑进口非均匀的推力喷管的设计则还没有相关研究，但这对于真实进口条件下超燃冲压发动机尾喷管的性能研究又是迫切需要的。

发明内容

本发明针对目前无专门的考虑非均匀进口的超然冲压发动机推力喷管设计方法的缺陷，提出一种考虑进口参数非均匀的推力喷管的设计方法，该方法在考虑进口气流马赫数沿高度方向非均匀分布的前提下，采用有旋特征线设计了超燃冲压发动机非对称喷管的等熵型线。进一步研究了在相同非均匀进口条件下，考虑和未考虑进口非均匀性所设计的喷管之间的性能差异；因此，本发明能够设计出考虑进口参数非均匀的推力喷管，并产生较好的推力性能。

为实现以上的技术目的，本发明将采取以下的技术方案：

一种考虑进口参数非均匀的超声速推力喷管设计方法，包括以下步骤：（1）采用有旋特征线法，根据待设计推力喷管的进口参数分布，确定出初值线的分布区域；另外，根据待设计推力喷管的进口参数、设计压比以及选定的非对称因子G，分别确定出该待设计推力喷管在喉部尖点处的上壁面初始膨胀角、下壁面初始膨胀角；非对称因子G为该待设计推力喷管的喉部尖点处的上、下壁面的初始膨胀角之比；（2）根据步骤（1）中所确定出的待设计推力喷管在喉部尖点处的上壁面初始膨胀角、下壁面初始膨胀角，先确定待设计推力喷管的喉部尖点处的各离散点坐标和流场参数，以得到待设计推力喷管在喉部尖点处的流动参数，进而采用有旋特征线法，根据步骤（1）得到的初值线的分布区域，确定出待设计推力喷管核心区的所有特征线的流动参数，所述的流动参数包括压力、温度、速度、气流方向角；（3）采用消波方法，根据步骤（2）所述待设计推力喷管核心区的各特征线的流动参数，确定出待设计推力喷管的上、下壁面曲线，即可完成待设计推力喷管的设计。

所述有旋特征线法的迭代公式为：

其中：为横坐标，为纵坐标，坐标原点在喷管进口的下角点，x方向为进口水平方向，y方向为水平方向的法向。为当地流动方向角，为当地流动马赫数且>1， 为当地流动马赫角，为流动类型参数，对于二维流动=0，对于轴对称流动=1；P为待设计喷管在特定位点处的压力；V为待设计喷管的进口流速；

、、分别是特征线单元上三个不同点的坐标值，初始时为初值线上的三个不同点的坐标值，后来则为根据有旋特征线法求取的前一步的特征线上的三个不同点的坐标值；是待求特征线上对应离散点坐标值；是纵坐标、的平均值；是纵坐标 、的平均值。

所述待设计推力喷管的喉部尖点处呈过渡圆弧设置。

所述过渡圆弧的半径为喷管进口高度的10%。

所述进口气流与水平方向之间存在夹角α；且待设计推力喷管的上壁面长度大于下壁面的长度。

所述待设计推力喷管在喉部尖点处的上壁面初始膨胀角、下壁面初始膨胀角分别由下式确定：

，

其中：是气流从喷管进口膨胀到设计出口马赫数时所对应的普朗特-迈耶膨胀角；是喷管进口气流与水平轴之间的夹角；G为该待设计推力喷管的喉部尖点处的上、下壁面的初始膨胀角之比。

根据以上的技术方案，相对于现有技术，本发明具有以下的优点：

本发明能够设计出考虑进口参数非均匀的推力喷管，并产生较好的推力性能。

附图说明

图1为非对称推力喷管的几何参数。

图2为非对称推力喷管在喉道尖点的膨胀波。

图3为非对称推力喷管的喷管波系。

图4为非对称喷管壁面消波示意图。

图5为实施例1喷管进口马赫数分布曲线。

图6为实施例2喷管进口马赫数分布曲线。

图7为实施例2喷管进口总温分布曲线。

具体实施方式

附图非限制性地公开了本发明所涉及优选实施例的结构示意图；以下将结合附图详细地说明本发明的技术方案。

如图1所示，如图1所示，根据本发明的考虑进口参数非均匀的非对称推力喷管设计方法，给定喷管进口参数以及设计压比，首先要确定上下壁面喉部尖点处的初始膨胀角。如图1所示，上下壁面喉部锐角由几何控制参数G和以及出口马赫数确定，是喷管进口气流与水平轴之间的夹角，G是上、下壁面初始膨胀角即喉部锐角之比，，是上壁面初始膨胀角，是下壁面初始膨胀角。

，

是气流从喷管进口膨胀到设计出口马赫数时所对应的普朗特-迈耶膨胀角。进口气流方向角限制在0到之间，时与时喷管外型是类似的。对于所有的非对称外型，本文中都是假定上壁面长度大于下壁面长度。对于超燃冲压发动机来说，燃烧室出来的气流并不是完全沿喷管轴线方向的，而是有一定的夹角，以前的设计方法不能考虑到进口气流的夹角问题，而本文中的设计方法可以考虑喷管进口气流方向，所以是很有优势的。

其次，确定喉部尖点处流场参数。在确定了初始膨胀角以后，需要确定喉部尖点处流动参数。考虑喉部尖点对流场的不利影响，以及实际加工时喉部尖角不可能是理论上的尖点，而必定是一个圆弧，所以喉部尖点用一段小圆弧代替。设计表明，当该圆弧半径为进口高度的10%时，喷管长度只增加不到1%，所以用一个小圆弧代替喉部尖点是可行的。如果喉部是一个尖点，则它就是一个奇异点，从该点发出一束膨胀波扇（见图2）。用圆弧取代后，对喷管上下壁面喉部初始膨胀角所对应的圆弧进行离散。这样的话，离散后喉部圆弧上各点的坐标和气流方向角就确定了，从而圆弧上各点的流动参数就可以由普朗特-迈耶关系式确定。

喉部各点的坐标和流动参数确定后，核心区所有特征线上的气流方向角和气流转折角就可以确定了。确定核心区流动主要有内点单元过程和直接壁面点单元过程。对于G不等于1的情况，假设下壁面长度小于上壁面，上壁面进口尖点处发出的膨胀波要在下壁面反射。由于喷管设计要求喷管内没有激波和压缩波，所以对应的下壁面de段必须是直线。下壁面反射波与上壁面尖点处后面发出的膨胀波相交，直到某一道反射波与上尖点最后一道膨胀波相互作用后马赫数等于设计马赫数（图3中g点），全部核心区流动确定。

本发明在确定流场参数时，是采用有旋特征线法确定的，对于有旋特征线法（参考文献：Maurice J. Zucrow and Joe D. Hoffman, Gas Dynamics [M]. John Wiley &Sons. Inc），所选用的初值线区域，是根据待设计推力喷管的进口参数分布确定；同时，所述初值线上的各离散点，由待设计推力喷管进口处流动参数以及坐标点进行表达。

所述有旋特征线法的迭代公式为：

其中：为横坐标，为纵坐标，坐标原点在喷管进口的下角点，x方向为进口水平方向，y方向为水平方向的法向。为当地流动方向角，为当地流动马赫数且>1， 为当地流动马赫角，为流动类型参数，对于二维流动=0，对于轴对称流动=1；

、、分别是特征线单元上三个不同点的坐标值，初始时为初值线上的三个不同点的坐标值，后来则为根据有旋特征线法求取的前一步的特征线上的三个不同点的坐标值；是待求特征线上对应离散点坐标值；是纵坐标、的平均值；是纵坐标 、的平均值。

最后，确定喷管壁面点。在确定了核心区的流动后，在二维流动时，根据壁面消波（参考文献：B. M. Argrow and G. Emanuel, Comparison of Minimum Length Nozzles.Journal of Fluids Engineering）即可确定壁面ac。图4给出了壁面点的确定过程。a、b点的位置及相关气动参数已经应该通过前面的步骤获知，c为待求的壁面点，先通过a点的流线方程和b点的左行特征线方程求的c点的几何和气动参数，然后通过ab段特征线和bc段特征线上的流量匹配来修正c的参数。重复上述步骤，即可获得准确的c点参数。

实施例1：

喷管面积比为4.69，上膨胀面长度与喉道高度比为10.58，下壁面长度与喉道高度比为3.7，附图5为其进口马赫数分布曲线。在喷管落压比60的情况下，通过本设计方法所得的喷管相对常规方法所得的喷管，推力提高2.8%。

实施例2：

喷管面积比为2.58，上膨胀面长度与喉道高度比为7.7，下壁面长度与喉道高度比为4，附图6为其进口马赫数分布曲线，附图7为其进口总温分布曲线。在喷管落压比50的情况下，通过本设计方法所得的喷管相对常规方法所得的喷管，推力提高1%。

Claims (6)

1.一种考虑进口参数非均匀的超声速推力喷管设计方法，其特征在于，该方法在考虑进口气流马赫数沿高度方向非均匀分布的前提下，采用有旋特征线法设计了超燃冲压发动机非对称喷管的等熵型线，具体包括以下步骤：(1)采用有旋特征线法，根据待设计推力喷管的进口参数分布，确定出初值线的分布区域；另外，根据待设计推力喷管的进口参数、设计压比以及选定的非对称因子G，分别确定出该待设计推力喷管在喉部尖点处的上壁面初始膨胀角、下壁面初始膨胀角；非对称因子G为该待设计推力喷管的喉部尖点处的上、下壁面的初始膨胀角之比；(2)根据步骤(1)中所确定出的待设计推力喷管在喉部尖点处的上壁面初始膨胀角、下壁面初始膨胀角，先确定待设计推力喷管的喉部尖点处的各离散点坐标和流场参数，以得到待设计推力喷管在喉部尖点处的流动参数，进而采用有旋特征线法，根据步骤(1)得到的初值线的分布区域，通过内点单元过程或者直接壁面点单元过程，确定出待设计推力喷管核心区的所有特征线的流动参数，所述的流动参数包括气流方向角和气流转折角；(3)采用消波方法，根据步骤(2)所述待设计推力喷管核心区的各特征线的流动参数，确定出待设计推力喷管的上、下壁面曲线，即可完成待设计推力喷管的设计。

2.根据权利要求1所述考虑进口参数非均匀的超声速推力喷管设计方法，其特征在于，所述有旋特征线法的迭代公式为：

其中：x为横坐标，y为纵坐标，坐标原点在喷管进口的下角点，x方向为进口水平方向，y方向为水平方向的法向；θ为当地流动方向角，M为当地流动马赫数且M>1，μ为当地流动马赫角，δ为流动类型参数，对于二维流动δ＝0，对于轴对称流动δ＝1；P为待设计喷管在特定位点处的压力；V为待设计喷管的进口流速；

(x₁,y₁)、(x₂,y₂)、(x₃,y₃)分别是特征线单元上的三个不同点的坐标值，初始时为初值线上的三个不同点的坐标值，后来则为根据有旋特征线法求取的前一步的特征线上的三个不同点的 坐标值；(x₄,y₄)是待求特征线上对应离散点坐标值；是纵坐标y₁、y₄的平均值；是纵坐标y₂、y₄的平均值。

3.根据权利要求1所述考虑进口参数非均匀的超声速推力喷管设计方法，其特征在于，所述待设计推力喷管的喉部尖点处呈过渡圆弧设置。

4.根据权利要求3所述考虑进口参数非均匀的超声速推力喷管设计方法，其特征在于，所述过渡圆弧的半径为喷管进口高度的10％。

5.根据权利要求1所述考虑进口参数非均匀的超声速推力喷管设计方法，其特征在于，所述进口气流与水平方向之间存在夹角α；且待设计推力喷管的上壁面长度大于下壁面的长度。

6.根据权利要求1所述考虑进口参数非均匀的超声速推力喷管设计方法，其特征在于，所述待设计推力喷管在喉部尖点处的上壁面初始膨胀角δ_U、下壁面初始膨胀角δ_L分别由下式确定：

δ_U＝ν_E/2·(1-α/ν_E)，δ_L＝α+G·ν_E/2·(1-α/ν_E)

其中：ν_E是气流从喷管进口膨胀到设计出口马赫数时所对应的普朗特-迈耶膨胀角；α是喷管进口气流与水平轴之间的夹角；G为该待设计推力喷管的喉部尖点处的上、下壁面的初始膨胀角之比。