[发明专利]能模拟出口气动参数分布并确定出口形状的超声速推力喷管反设计方法

说明书

本发明公开了一种能模拟出口气动参数分布并确定出口形状的超声速推力喷管反设计方法，包括以下步骤：(1)预先设定喷管出口气动参数分布和几何无量纲形状，再结合流量确定有量纲出口形状；(2)采用有旋特征线法，根据喷管出口气动参数分布，确定出口依赖域及连接点；(3)采用有旋特征线法迭代获取初始膨胀角和进口影响域；(4)用连接点连接出口依赖域和进口影响域；(5)采用有旋特征线法确定待设计的推力喷管上下壁面。本方法能够能控制喷管出口形状以及喷管出口参数分布，利用有旋特征线、流线追踪法和迭代法等算法进行反设计得到喷管壁面，在满足几何约束条件下进一步提升喷管的性能，且喷管与飞行器的机身融合更好。

技术领域

本发明属于超声速推力喷管技术领域，具体涉及一种能模拟出口气动参数分布并确定出口形状的超声速推力喷管反设计方法。

背景技术

超燃冲压发动机由于具有结构简单、重量较轻和速度高，已经成为了吸气式高超声速飞行器的主要动力部件。特别地，近年来以超燃冲压发动机为核心的组合发动机得到越来越多的研究。一般来说，超燃冲压发动机由进气道、隔离段、燃烧室以及尾喷管组成。尾喷管是超燃冲压发动机的重要部件，其性能好坏将直接影响发动机的整体性能和各部件的稳定性。根据相关文献可知，当超燃冲压发动机工作在高于Ma6的情况下，喷管产生了70％以上的推力。由此可见，喷管的设计对于超燃冲压发动机以及以超燃冲压发动机为核心的组合循环发动机是至关重要的。

已有的喷管设计方法一般都是正向设计，即从喷管入口往喷管出口设计的，高度依赖于喷管进口参数，这些设计方法从一定程度上提升了喷管的性能。但这些设计方法都没有考虑到喷管出口的形状以及气动参数分布。而从动量定律可知，喷管的推力直接受喷管出口的形状以及气动参数分布的影响。因此，直接从喷管出口设计到喷管入口对于喷管设计具有重要作用。

发明内容

发明目的：为了克服现有技术中存在的不足，本发明提供一种能模拟出口气动参数分布并确定出口形状的超声速推力喷管反设计方法，可以预先指定喷管出口上的气动参数以及出口几何形状，利用有旋特征线、流线追踪法、迭代法等算法进行反设计得到喷管壁面，在满足几何约束条件下进一步提升喷管的性能，且喷管与飞行器的机身融合更好，有利于提升飞行器的总体稳定性。

技术方案：为实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种能模拟出口气动参数分布并确定出口形状的超声速推力喷管反设计方法，其特征在于，包括以下设计步骤：

步骤(1)、预先设定喷管出口气动参数分布和几何无量纲形状，再结合流量确定有量纲出口形状；

步骤(2)、采用有旋特征线法，根据喷管出口气动参数分布，确定出口依赖域，并根据出口依赖域确定喷管的依赖域连接点；

步骤(3)、根据喷管进口参数分布和连接点参数，采用有旋特征线法和迭代法计算得到初始膨胀段，并根据进口参数和初始膨胀段确定进口影响域和影响域连接点；

步骤(4)、将步骤(2)中的出口依赖域连接点连接至步骤(3)中的进口影响域连接点；

步骤(5)、根据流量守恒定律、进口影响域和出口依赖域，采用有旋特征线法确定待设计的推力喷管的上、下壁面型线，完成推力喷管设计。

作为优选，所述步骤(2)中和步骤(3)中采用的有旋特征线法包括如下特征线方程：

其中，x和y表示二维笛卡尔坐标，λ_±表示特征线C_±的斜率，λ₀表示特征线C₀的斜率，u和v分别表示沿x和y方向的速度分量，θ表示流动角，α表示马赫角；

所述步骤(3)中采用的特征线法还包括如下相容性方程：

ρVdV+dp＝0