[发明专利]考虑进口参数非均匀的超声速推力喷管设计方法

说明书

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：