[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

本公開提供一種進氣可調沖壓發動機一體化流道優化設計方法，在設計點和非設計點狀態下，以提高發動機在高馬赫數條件下的推力性能和低馬赫數條件下的起動性能為目的，進行進氣可調設計、進氣道設計、燃燒室設計和尾噴管設計，并耦合了快速網格劃分算法、計算流體動力學計算方法、并行算法和全局優化算法等，最終形成一體化流道優化設計方法。

技術領域

本公開涉及沖壓發動機流道設計領域，尤其涉及一種進氣可調沖壓發動機一體化流道優化設計方法。

背景技術

高超聲速飛行器動力是21世紀航空航天領域的制高點，被喻為是繼螺旋槳推進、噴氣推進之后世界航空史上的第三次革命。渦輪基組合循環動力(TBCC)是以渦輪發動機為基礎，集成寬速域、高性能沖壓發動機等動力形式，科學組合形成的高超聲速動力系統，具有比沖高、安全性好、有效載荷大、可水平起降和重復使用等優勢，是高超聲速飛行器最為理想的動力系統。沖壓發動機是TBCC發動機的一個關鍵組成部分，設計過程中，在充分考慮發動機與飛行器匹配的基礎上，如何提高沖壓發動機在低馬赫數條件下的起動性能及高馬赫數條件下的推力性能是一個難點問題。傳統的發動機一體化設計為了減少計算量，通常人為地割裂各部件之間的聯系，以犧牲部件之間的耦合性為代價來實現若干個部件的一體化優化設計。若沿用現有的一體化設計方法，則無法充分利用各部件間的協同效應，很可能失去整個系統的全局最優解，從而降低發動機的總體性能。

為了解決現有問題，美國的Jaroslaw Sobieszczanski-Sobieski提出了一種新型的綜合設計優化方法——多學科設計優化(MDO)，該方法是一種充分探索和利用系統中相互作用的協同機制來設計優化復雜系統和子系統的方法論，經過多年的發展，已經成為復雜工程系統設計優化的有效方法。美國宇航局(NASA)的系統分析辦公室在飛行器一體化設計方法的基礎上，通過引入數據庫支持，開發了高超聲速飛行器設計分析平臺HOLIST，初步構建了一個高超聲速飛行器MDO環境。國內，國防科學技術大學的羅世彬基于MDO方法系統地建立了高超聲速飛行器一體化設計方法與一體化設計框架，采用并行多目標混合遺傳算法(PMOHGA)對二維超燃沖壓發動機流道進行了優化設計。徐旭基于兩層集成系統綜合MDO方法，采用一種分解協調策略將子系統優化與系統級優化聯系起來，應用于超燃沖壓發動機的設計優化，提高了學科分析精度和系統優化效率。

雖然，采用MDO的一體化優化設計方法取得了顯著的進展，在超燃沖壓發動機領域已經得到了部分的應用，但在沖壓發動機設計中，為了滿足高超聲速飛行器寬馬赫數飛行要求，必須采用進氣可調設計，涉及到變流道設計，目前科研人員尚未提出應用于進氣可調一體化優化設計的方法，因此開展進氣可調沖壓發動機的設計方法研究具有很高的工程實用價值。

發明內容

本公開的目的是針對進氣可調沖壓發動機流道，提出一種基于MDO思維的一體化優化方法，與先前的一體化優化方法相比，考慮進氣可調能夠從工程上保證發動機在低馬赫數下的起動性能，耦合進氣道、燃燒室和尾噴管等各個部件設計方法、全局優化算法、快速網格劃分算法、通用計算流體動力學(CFD)計算方法、并行算法而形成的一體化優化設計方法，能夠對沖壓發動機進行整體優化，從而提高了設計的精度，有效地保證了發動機的設計性能。本公開通過以下技術方案實現：

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、外壓縮段第二級斜板、外壓縮段第三級斜板、唇罩點、內壓縮段下表面、內壓縮段上表面、擴壓段上表面、燃燒室上表面、尾噴管收縮段和單邊膨脹噴管；

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；