[发明专利]进出口形状可控的吸气式高超声速飞行器排气喷管的设计方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种进出口形状可控的吸气式高超声速飞行器排气喷管的设计方法，属于高超声速排气喷管技术领域。

背景技术

以超燃冲压发动机为动力的高超声速飞行器以其高速飞行的特性，在军事和民用方面都具有诱人的应用前景，是目前航空航天领域的研究热点。其吸气式高超声速推进系统主要由进气道（含隔离段）、燃烧室和排气系统等关键部件组成。其中，排气系统是高超声速吸气式推进系统中的重要组成部分，其性能好坏直接影响甚至决定了整个推进系统的性能。特别是在高超声速飞行器的推进系统当中，尽管流管进出口的冲量很大，但是其差值即发动机的净推力很小，一般认为净推力大小只有进出口冲量的十分之一量级。另外还要求其与飞行器的流道相匹配且与机身高度一体化。因此，高超飞行器排气喷管的设计与常规的设备喷管设计不同，它要求在满足飞行器几何约束的同时，还要提供优异的气动性能，这是一个带约束的最优化问题。

最早对这个问题进行研究的是Guderley和Hantsch，他们研究在一定的喷管长度和出口背压的条件下，能产生最大推力的喷管型面设计理论，该方法使用变分法。由于Guderley和Hantsch使用的求解方法太复杂，直到Rao把这种方法简化才获得了广泛的应用。在俄罗斯，Shmyglevsky独立提出了这种最大推力喷管设计方法，被称为Shmyglevsky喷管。Rao提出的这种方法设计的推力喷管能对锥形喷管的性能产生较大的改进，因此在火箭发动机上得到了广泛的应用。

但是Rao方法主要针对二维或轴对称构型的喷管。对于高超声速飞行器来说，为了满足推进系统与机体的一体化的必然要求，使得飞行器后机身充当排气系统的部分膨胀面，因此它对整个飞行器的配平和控制产生很大的影响，处理不好就会对其飞行安全造成重大的威胁。这个问题在常规的航空发动机、冲压发动机和火箭发动机的喷管中并不突出，因此相关的研究也很少，但在高超声速飞行器中，则具有重要的研究价值。为获得发动机最佳的总体性能，要求随飞行状态变化，喷管膨胀比也要相应改变，在定几何前提下，最佳的喷管形式是非对称喷管（SERN）。而随着高超声速技术的发展及矩形燃烧室研究的深入，采用圆形或椭圆形燃烧室的三维流道超燃冲压发动机，因其与采用常规矩形燃烧室的发动机相比具有相当的优越性，近年来逐渐受到关注。所以对于以这类推进系统为动力的飞行器而言，其喷管不再是二元或轴对称构型，而是更加复杂的三维空间曲面。因此复杂进口和出口的非对称三维空间喷管设计面临新的挑战，需要解决圆形或椭圆形进口扩张到复杂出口的变截面设计问题。而且，作为高超声速推进系统用喷管，除了满足几何约束外还需提供优异的气动性能。

现有的设计方法大都是针对有一定对称性的三维喷管构型，并且大都基于直接几何过渡方法。国内刘宇等人对塞式喷管中常用的圆转方喷管设计方法进行了比较和总结，并提出了一种新的三维型面直接生成方法。而专门针对超燃冲压发动机进出口形状约束下的圆转方尾喷管设计方法，只有卢鑫基于密切思想做过一些尝试，但是这种方法对于强约束条件下的喷管设计存在一定困难，而且当喷管中的三维特性太强时，密切流片之间的参数存在较大梯度，密切的理论基础是不牢固的。因此，在强几何约束条件下探索新的高超飞行器圆转方喷管设计方法是非常有必要的。

发明内容

本发明针对现有技术的不足，提供一种进出口形状可控的吸气式高超声速飞行器排气喷管的设计方法，以设计出一种固定几何，能够产生最大推力，进、出口形状可控制的吸气式高超声速飞行器排气喷管。

为实现以上的技术目的，本发明将采取以下的技术方案：