[发明专利]超声速喷管流场及入口参数重构方法、装置、介质及设备

说明书

本发明公开了一种超声速喷管流场及入口参数重构方法、装置、介质及设备，所述方法包括步骤：S1、针对喷管划分计算网格，将喷管入口参数和喷管所有网格点上的流场参数构成状态向量；S2、获得喷管壁面压力并构成向量；S3、根据喷管壁面压力测点位置和计算网格确定观测矩阵H；S4、按给定取样点数N在给定喷管入口参数的初始估计范围进行取样，确定初始样本集合；S5、根据初始样本集合中不同的喷管参数组合，基于逆向特征线方法获得初始喷管流场参数及状态向量的矩阵；S6、对喷管入口参数进行修正；S7、基于修正的喷管入口参数进行迭代至收敛，计算获得与喷管壁面压力对应的喷管流场参数。本发明可实现喷管入口参数的精确、快速重构。

技术领域

本发明涉及超声速喷管流场技术领域，特别地，涉及一种超声速喷管流场及入口参数重构方法、装置、介质及设备。

背景技术

现有的超燃冲压发动机的喷管2位于飞行器1尾部，是飞行器1 的核心推力部件，直接形成飞行器推力，喷管入口3连接燃烧室4(见图1)。超燃冲压发动机的喷管设计直接依赖于喷管入口参数，喷管入口马赫数、压力等参数的对喷管型面及其推力性能影响显著，不准确的喷管入口参数也是导致喷管推力损失的重要原因。精确确定喷管入口参数对于提高高超声速飞行器性能具有重要意义。

由于超燃冲压发动机喷管入口温度高，速度快，入口参数的直接测量难度大，目前入口参数确定主要依赖于粗糙的热力学估算，入口参数确定的精度低，严重影响喷管型面与燃烧室4的出口参数的匹配，导致喷管推力损失较大。

现有的喷管入口参数确定方法的主要问题包括：喷管入口参数估计精度低、效果差、且无法给出误差范围，严重影响喷管型面优化设计。

发明内容

本发明提供了一种超声速喷管流场及入口参数重构方法，以解决目前的现有的喷管入口参数确定方法喷管入口参数估计精度低、效果差、且无法给出误差范围的技术问题。

本发明采用的技术方案如下：

一种超声速喷管流场及入口参数重构方法，包括步骤：

S1、针对喷管划分计算网格，将喷管入口马赫数M_in、压力p_in、比热比γ和喷管所有网格点上的流场参数ξ_i＝(ρ_i,u_i,p_i)构成状态向量 x^f＝(ξ₁,ξ₂,…,ξ_m,γ,M_in,p_in)^T，其中，i表示某一网格点，m表示网格点数，T 表示矩阵转置，f表示通过计算流场获得的流场状态，ρ_i表示网格点i的密度，u_i表示某网格点i的x方向速度分量，p_i表示网格点i的压力；

S2、测量并获得喷管壁面压力，根据喷管壁面压力数据构成向量 Y＝(p₁ p₂ p₃ …p_l)^T，其中l表示压力测点数；

S3、根据试验中的喷管壁面压力测点位置和计算网格确定观测矩阵 H；

S4、给定取样点数N，在给定喷管入口马赫数M_in、压力p_in、比热比γ的初始估计范围进行取样，确定喷管入口参数的初始样本集合；

S5、根据所述初始样本集合中不同的喷管入口马赫数M_in、压力p_in、比热比γ组合，基于逆向特征线方法进行喷管流场参数求解，获得初始喷管流场参数，所述初始喷管流场参数包括速度、密度和压力，并得到包含所有样本的状态向量的矩阵X^f＝(x^f(1) x^f(2) … x^f(N))；