[發明專利]進氣可調沖壓發動機一體化流道優化設計方法

在審

• 申請號: 201810473471.2
• 申請日: 2018-05-17
• 公開（公告）號: CN108717487A
• 公開（公告）日: 2018-10-30
• 發明（設計）人: 王愛峰;李建榕;賈真;苗輝
• 申請（專利權）人: 中國航空發動機研究院
• 主分類號: G06F17/50
• 分類號: G06F17/50
• 代理公司: 北京鼎承知識產權代理有限公司 11551
• 代理人: 韓德凱;李偉波

1.進氣可調沖壓發動機一體化流道優化設計方法，所述流道包括外壓縮段第一級斜板(1)、外壓縮段第二級斜板(2)、外壓縮段第三級斜板(3)、唇罩點(5)、內壓縮段下表面(6)、內壓縮段上表面(7)、擴壓段上表面(8)、燃燒室上表面(10)、尾噴管收縮段(11)、單邊膨脹噴管(12)；

所述設計方法包括如下步驟：

A1根據沖壓發動機的任務需求，確定沖壓發動機總體設計指標，根據沖壓發動機總體設計指標計算得到設計點和非設計點狀態下進氣道、燃燒室和尾噴管的性能參數的設計要求；

A2設定沖壓發動機進氣道外壓縮段第一級激波角(13)的初值為設計馬赫數條件下的激波角，在設計點狀態下，進行進氣道設計、燃燒室設計和尾噴管設計；

A3生成設計點狀態下的發動機流道模型，采用快速網格劃分算法劃分網格，并通過計算流體動力學計算方法進行流場數值分析，獲得設計點狀態下進氣道、燃燒室和尾噴管的性能參數和幾何數據，獲得的性能參數中不滿足所述設計要求的，調整所述第一級激波角(13)并重復步驟A2，獲得的性能參數中滿足所述設計要求的，進行非設計點設計；

A4在非設計點狀態下，進行進氣可調設計、進氣道設計、燃燒室設計和尾噴管設計；

A5生成非設計點狀態下的發動機流道模型，采用快速網格劃分算法劃分網格，并通過計算流體動力學計算方法進行流場數值分析，獲得非設計點狀態下進氣道、燃燒室和尾噴管的性能參數和幾何數據，獲得的性能參數中不滿足所述設計要求的，調整第一級激波角(13)并重復步驟A2-A4，獲得的性能參數滿足所述設計要求的，進入步驟A6；

A6通過并行算法和全局優化算法對步驟A3和A5中獲得的進氣道、燃燒室和尾噴管的多組性能參數及多組幾何數據進行優化，按照所述沖壓發動機總體設計指標篩選出設計點和非設計點狀態下的最優設計方案。

2.根據權利要求1所述的設計方法，其特征在于，步驟A2和A4中所述進氣道設計包括如下步驟：

B1進氣道采用混壓式設計，包括外壓縮段、內壓縮段和擴壓段，根據步驟A1中進氣道性能參數的設計要求和步驟A2所述第一級激波角(13)的初值，采用Oswatitsch最佳波系理論進行外壓縮段設計；

B2采用Kantrowitz準則和等熵流理論計算得到內壓縮段出口面積，通過曲線擬合得到內壓縮段上表面(7)和下表面(6)的型面參數；

B3按照等面積梯度設計，通過調節擴張角(16)和擴壓段出口截面(17)進行擴壓段上表面(8)設計。

3.根據權利要求1或2所述的設計方法，其特征在于，步驟A2和A4中所述燃燒室設計包括如下步驟：

C1根據步驟A1中燃燒室性能參數的設計要求和步驟B2中進氣道的內壓縮段出口面積，進行燃燒室的火焰穩定器和燃燒室上表面(10)的設計；

C2火焰穩定器采用V型設計，并定義阻塞比；

C3燃燒室上表面(10)為一等直段，燃料完全摻混所需的流向距離為流道高度的倍數，由此設計燃燒室上表面(10)；

C4通過沖壓燃燒機理求得燃燒室的出口的性能參數和幾何數據。

4.根據權利要求1-3任一項所述的設計方法，其特征在于，步驟A2和A4中所述尾噴管設計包括如下步驟：

D1根據步驟A1中尾噴管性能參數的設計要求和步驟C4中燃燒室出口的性能參數和幾何數據，進行尾噴管收縮段和尾噴管超聲速段的設計，尾噴管收縮段(11)采用雙三次曲線或維托辛斯基曲線進行設計；

D2尾噴管超聲速段采用特征線方法進行設計，將超聲速段截斷，設計得到單邊膨脹噴管(12)。

5.根據權利要求1-4任一項所述的設計方法，其特征在于，步驟A4所述進氣可調設計包括如下步驟：

E1進氣道外壓縮段的第一級斜板(1)不變；

E2唇罩點(5)不變；

E3非設計點狀態下改變進氣道外壓縮段的第二級斜板(2)和第三級斜板(3)；

E4通過調節內壓縮段上表面(7)改變進氣道喉道截面(15)尺寸。