[发明专利]一种采用空气介质模拟发动机燃气介质喷流气动干扰效应的喷管出口参数匹配方法

说明书

本发明公开了种用于发动机喷流干扰效应模拟的喷管出口参数匹配方法，用于空气介质模拟发动机燃气喷流对外流的气动干扰；等效匹配过程中发动机喷管出口面积严格一致，喷管出口参数变换时考虑了边界层影响，出口关键特征参数匹配的一致性相比传统的相似准则变换有明显提高；通过对喷管扩张角度的修正，可保证冷热喷流喷管出口气流膨胀角度一致；本发明提出的空气介质模拟燃气喷流干扰参数匹配方法适用于二维、三维常规完全膨胀喷管，可直接应用于飞行器姿控发动机、尾喷流发动机喷流干扰效应数值模拟评估分析中，特别适用于舵面/姿控发动机近距耦合干扰效应分析，相比传统空气介质冷喷流，可提高模拟预测的精度。

技术领域

本发明涉及流体分析领域，具体涉及到飞行器喷流干扰效应数值模拟分析研究中的采用空气介质模拟飞行器发动机燃气喷流干扰效应的喷管出口参数匹配方法。

背景技术

喷流控制是利用喷流的反作用力进行控制的一种技术。由于它具有响应快，能在真空和速度很低的条件下使用的特点，已经在航空航天飞行器的控制中得到广泛应用。

发动机喷流干扰流场复杂，包含激波边界层干扰、激波/激波干扰、大尺度分离和漩涡流动等复杂物理现象，同时，由于发动机喷流介质为燃气介质，燃烧和流动过程中存在复杂的化学反应效应、异质气体喷射效应、与空气来流作用后的二次燃烧效应等，在工程使用上需要准确评估分析喷流干扰效应影响。

目前喷流干扰效应分析采用的主要技术途径是风洞试验和数值计算两种，数值模拟方法相比风洞试验具有方便、快捷、不受试验条件限制的优点，而且能提供更丰富的流场信息，受到了广泛的应用。喷流干扰数值模拟方法包括燃气介质热喷流模拟和空气介质冷喷流模拟，燃气介质热喷流模拟涉及到化学反应方程求解、组分输运方程求解，计算的效率和稳定性较差，在实际工程应用上受到了诸多限制。目前工程上采用较多的为空气介质冷喷流模拟方法，即通过对冷、热喷流状态参数的分析，利用各种喷流干扰模拟准则变换得到喷管的状态参数，从而满足冷热喷流关键参数(如动量比、落压比等)的相似。喷管出口参数作为喷流与外流开始作用的起始位置，其参数的匹配程度对干扰流场模拟的可靠性至关重要。

目前所有空气介质冷喷流模拟都是以喷管喉道或喷管出口位置作为入流的起始位置，通过给定喉道或喷管出口的状态参数，来模拟喷流干扰效应。这两种处理方式各有优缺点，如果直接给定喷管喉道参数，可大致模拟喷管出口气流的扩张角度，但由于喷管喉道参数是根据喷管出口参数利用一维等熵流计算得到，并未考虑喷管粘性的影响，会使得仿真得到的喷管出口压力、动量与燃气介质喷流存在差异；如果直接给定喷管出口参数，可实现喷管出口压力、动量的准确模拟，但由于没有对喷管的扩张型面进行模拟，使得喷管出口气流的膨胀角度与实际差异较大。同时，目前所有的喷流模拟相似准则均没有考虑真实燃气介质由于比热比不同造成的喷管出口气流膨胀角度的差异，这种差异随着飞行高度的增加而增大，尤其在喷管出口与舵面相距较近的情况下会对飞行器的气动特性和舵面的防热结构设计产生较大影响。

发明内容

本发明的目的是提供一种采用空气介质冷喷流模拟燃气介质热喷流干扰效应的喷管出口参数匹配方法，解决现有设计方法带来的缺陷。

为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

S1：根据喷管出口面积和喉道面积比关系，估算出燃气喷流时的喷管出口马赫数，结合喷管轴向长度，计算出喷管出口区域的附面层厚度，作为喷管出口面积的修正量；

S2：根据喷管几何尺寸和发动机工作后喷流燃气的性质，计算得到真实燃气喷流时的喷管出口的动量γpM²A和喷管出口的静压p、静温T，利用冷热喷流模拟变换的相似准则，保证喷管出口面积、静压和动量等关键流动参数一致的情况下，变换得到采用空气介质冷喷流模拟燃气介质喷流时喷管出口的马赫数、静压等。