[发明专利]基于超声速剪切层模化的多通道最大推力组合喷管设计方法及超声速剪切层模化算法

说明书

本发明首先公开了一种超声速剪切层模化算法，选取气流压力和气流角度为迭代变量，基于离散流场中的已知点的气动参数，采用预估—校正的方法不断迭代，直到迭代变量间的相对误差小于预设阈值，迭代变量收敛；基于所述预估‑校正思想完成超声速剪切层点的求解；同时还提供了基于所述超声速剪切层模化算法的多通道最大推力组合喷管设计方法，包括上游通道Ⅰ、通道Ⅱ反设计求解、初值面下游混合段流场求解、剪切层模化求解、喷管尾喷管壁面坐标求解、最大推力喷管控制点求解和最大推力喷管控制面求解；本发明基于压力‑气流角平衡的思想提出了一种剪切层模化算法，将流场结构融入喷管设计之中，消除了流场中复杂的流动结构。

技术领域

本发明涉及发动机进排气系统型面设计技术领域，主要涉及一种基于超声速剪切层模化的多通道最大推力组合喷管设计方法及超声速剪切层模化算法。

背景技术

高超声速飞行一般是指最大巡航马赫数高于5的飞行过程，在如此高速进行长时间的持续飞行对于飞行器的动力推进系统的性能提出了极高的要求。根据不同类型发动机的比冲性能随飞行马赫数的变化情况可知，在低马赫数飞行时，涡轮发动机能够具有较高的比冲性能，当飞行马赫数达到5以上时，涡轮发动机的比冲性能快速下降，难以满足飞行需求，而冲压发动机具有更好的比冲性能。同时出于经济性的角度考虑，高超声速飞行器技术发展逐渐趋向于可重复使用和能够水平起降。要实现从地面起飞到最大速度马赫5以上巡航，在如此宽速域范围内要具备较好的比冲性能仅靠单一发动机是难以实现的，因此将在不同速域具有较好效率的发动机进行有机结合的新型组合循环发动机已经成为高超声速飞行器推进系统的不二选择。目前正在发展中的组合循环发动机主要包括火箭基与涡轮基组合循环发动机。

火箭基组合循环发动机(Rocket Based Combined Cycle，RBCC)是一种将吸气式高速发动机与火箭发动机结合的新型组合循环发动机。其一般的工作模式如下：Ma＝0-3时工作在火箭引射模态，在Ma＝3-7时工作在亚燃冲压模态，在Ma＝7-11时工作在超燃冲压模态，当Ma11时工作在纯火箭模态；涡轮基组合循环发动机(Turbine Based CombinedCycle，TBCC)是在现有成熟的涡喷/涡扇发动机或其改进型的基础上配合与压发动机有机结合的推进系统，在低速飞行时由涡喷/涡扇发动机提供动力，而在高马赫数飞行时则转由冲压发动机提供动力，因而能够在全包线范围内为飞行器提供持续高效的推力。相比于RBCC，其不需要携带额外的燃料，减轻了自身重量，航程更远，同时还具备水平起降的优势。

目前在高超声速组合推进系统的研究过程中遇到了许多技术难题，而考虑复杂流动下排气系统的设计就是其中最为关键的一部分。有研究指出在飞行马赫数达到6时，排气系统所提供的推力能够达到推进系统全部推力的70％以上。另有研究指出排气系统的推力系数每下降1％会导致发动机安装净推力下降4％，可见排气系统气动设计对于组合循环发动机性能的重要性之大。对于并联式(上下并联与内外并联)组合循环发动机排气系统，涡轮发动机与冲压发动机虽然拥有各自单独的流道，但尾喷管作为二者的共用部件，需要能够在宽广的速域范围内提供优异的推力性能，不仅要同时满足两种发动机在各自工作区间的性能要求，还要充分考虑到由于几何构型设计不完善，气动参数分配不合理而导致的不同流道气流之间的超声速气流相互剪切、进而引发的激波/边界层干扰，流动分离等现象对推力性能的影响，尤其在高速巡航点能够实现推力最大化至关重要。

因此，本专利发明了一种超声速剪切层模化算法及基于此算法的多通道最大推力组合喷管设计方法。通过合理分配交汇处气流参数，使用新算法模化双通道间的超声速剪切层，并在此基础上耦合最大推力喷管型面设计，保证组合循环发动机排气系统内高效的流动及其优异的推力性能，为高超声速飞行器在宽广的飞行包线内提供充足的推力。

发明内容

发明目的：针对上述背景技术中存在的问题，本发明提供了一种基于超声速剪切层模化的多通道最大推力组合喷管设计方法及超声速剪切层模化算法，通过合理分配交汇处气流参数，使用新算法模化双通道间的超声速剪切层，并在此基础上耦合最大推力喷管型面设计，保证组合循环发动机排气系统内高效的流动及其优异的推力性能，为高超声速飞行器在宽广的飞行包线内提供充足的推力。