[發(fā)明專利]一種多幾何參數(shù)可調(diào)的進(jìn)/排/發(fā)一體化航空推進(jìn)系統(tǒng)建模方法

在審

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 202011493032.1
• 申請(qǐng)日: 2020-12-17
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN112613119A
• 公開(kāi)（公告）日: 2021-04-06
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 孫希明;王晨;杜憲;牟春暉;王明杰
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 大連理工大學(xué)
• 主分類號(hào): G06F30/15
• 分類號(hào): G06F30/15;G06F30/17;G06F30/28;G06F119/14
• 代理公司: 大連理工大學(xué)專利中心 21200
• 代理人: 溫福雪;侯明遠(yuǎn)

1.一種多幾何參數(shù)可調(diào)的進(jìn)/排/發(fā)一體化航空推進(jìn)系統(tǒng)建模方法，其特征在于，步驟如下：

首先，在傳統(tǒng)發(fā)動(dòng)機(jī)部件級(jí)模型的基礎(chǔ)上，進(jìn)一步考慮進(jìn)氣道的激波結(jié)構(gòu)和阻力對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響，考慮尾噴管的流量系數(shù)及推力系數(shù)在不同工況下的變化規(guī)律，通過(guò)準(zhǔn)一維氣動(dòng)熱力學(xué)和求解激波系的方法建立進(jìn)氣道和噴管模型；然后，在發(fā)動(dòng)機(jī)模型中添加進(jìn)氣道和發(fā)動(dòng)機(jī)的流量平衡方程、發(fā)動(dòng)機(jī)與噴管的流量平衡方程，基于迭代方法建立推進(jìn)系統(tǒng)模型；最后，將進(jìn)氣道和噴管幾何參數(shù)的設(shè)計(jì)融入到發(fā)動(dòng)機(jī)模型中，實(shí)現(xiàn)進(jìn)排氣系統(tǒng)結(jié)構(gòu)尺寸的設(shè)計(jì)以及多個(gè)參數(shù)同時(shí)調(diào)節(jié)；

具體步驟如下：

S1：進(jìn)/排氣系統(tǒng)中準(zhǔn)一維氣動(dòng)熱力學(xué)模型搭建

S1.1：針對(duì)實(shí)際發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)造，確定進(jìn)氣道和噴管的基本類型；

S1.2：確定進(jìn)氣道的結(jié)構(gòu)參數(shù)和進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)工作點(diǎn)，通過(guò)二維平面的幾何關(guān)系建立進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)參數(shù)與實(shí)際發(fā)動(dòng)機(jī)臨界狀態(tài)設(shè)計(jì)參數(shù)的對(duì)應(yīng)關(guān)系；基于實(shí)際發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)造，確定收-擴(kuò)噴管的尺寸結(jié)構(gòu)參數(shù)；

S1.3：確定設(shè)計(jì)的激波系結(jié)構(gòu)，假定進(jìn)氣條件已知的情況下，利用求解激波系的方法求解不同進(jìn)氣條件下進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)及流量系數(shù)；已知波前馬赫數(shù)Ma_f、氣體絕熱指數(shù)k和斜板角度δ，利用公式(1)通過(guò)迭代法求解確定激波角度β，通過(guò)公式(2)和公式(3)確定該激波的總壓損失系數(shù)σ和波后馬赫數(shù)Ma_b；

S1.4：建立發(fā)動(dòng)機(jī)模型在亞聲速阻力計(jì)算公式；亞聲速條件下的阻力D_add主要由附加阻力構(gòu)成，通過(guò)進(jìn)氣道唇口前氣流在水平方向的動(dòng)量損失計(jì)算，用計(jì)算公式(4)表示；T_th，Ma_th，A_th，W_a，_th表示喉部溫度、喉部馬赫數(shù)、喉部面積和喉部流量，δ₀表示進(jìn)氣道總轉(zhuǎn)折角，Ma₀表示進(jìn)氣道進(jìn)口馬赫數(shù)，A₀表示進(jìn)口自由流管面積，k表示氣體絕熱指數(shù)；

S1.5：建立發(fā)動(dòng)機(jī)模型在超聲速阻力計(jì)算公式；超聲速條件下，進(jìn)氣道的外部阻力包括附加阻力和溢流阻力；當(dāng)進(jìn)氣道流量系數(shù)大于等于最大流量系數(shù)時(shí)，工作于臨界或超臨界工況，溢流阻力為0；當(dāng)進(jìn)氣道流量系數(shù)小于最大流量系數(shù)時(shí)，工作于亞臨界工況，激波沒(méi)有封口，出現(xiàn)溢流阻力；超聲速阻力D_add的計(jì)算由公式(5)表示，H_e1、H_e2、H_e3分別表示進(jìn)氣道各激波間阻力的垂直截面高度，P_s1、P_s2、P_s3表示激波后靜壓力，P_s0表示進(jìn)氣道進(jìn)口總壓；

D_add＝(P_s1-P_s0)H_e1+(P_s2-P_s0)H_e2+(P_s3-P_s0)H_e3 (5)

S1.6：確定尾噴管的基本類型及可調(diào)變量，通過(guò)結(jié)構(gòu)參數(shù)計(jì)算尾噴管的臨界膨脹比，根據(jù)渦輪出口總壓和環(huán)境壓力判斷尾噴管的工作狀態(tài)：亞臨界、臨界、超臨界；通過(guò)公式(6)計(jì)算尾噴管的臨界膨脹比π_NZ,cr，其中Δ_μk表示錐形噴管流量系數(shù)分量，與噴管收斂半角α、收斂段長(zhǎng)度L_c有關(guān)，β為擴(kuò)張半角；

S1.7：當(dāng)收-擴(kuò)噴管處于超臨界狀態(tài)時(shí)，的面積比的大小影響出口馬赫數(shù)，其中A₉表示噴管出口面積，A₈表示噴管喉口面積，通過(guò)公式(7)迭代求解獲得出口馬赫數(shù)Ma_9t；

S1.8：計(jì)算收-擴(kuò)噴管的三個(gè)特征流動(dòng)狀態(tài)點(diǎn)，根據(jù)背壓條件確定尾噴管內(nèi)流動(dòng)狀態(tài)，進(jìn)而計(jì)算噴管出口總壓和靜壓力，總溫度和流動(dòng)速度；

S1.9：通過(guò)工程經(jīng)驗(yàn)公式的方法，利用已知參數(shù)計(jì)算收-擴(kuò)噴管的流量系數(shù)Φ_N和推力系數(shù)C_F，用于計(jì)算實(shí)際喉口流量和實(shí)際推力；公式(8)為流量系數(shù)的計(jì)算方法，A₇表示尾噴管入口面積，α表示噴管的收斂半角；公式(9)為推力系數(shù)的計(jì)算方法，J_C表示沖量系數(shù)，J_P(λ₉)表示噴管的計(jì)算沖量，F(xiàn)_N,id(π_N,us)表示噴管的理想推力；

S2：推進(jìn)系統(tǒng)部件級(jí)模型的建立

S2.1：獲取航空發(fā)動(dòng)機(jī)模型關(guān)鍵部件的特性曲線；基于氣動(dòng)熱力學(xué)，按照推進(jìn)系統(tǒng)部件順序逐一建立單個(gè)部件的輸入輸出模塊，由氣體流動(dòng)方程、熱力方程構(gòu)成；

S2.2：基于模型工作條件和狀態(tài)確定模型已知輸入?yún)?shù)，通過(guò)共同工作方程確定迭代變量數(shù)量及種類，按照氣體流程進(jìn)行仿真計(jì)算；

S3：進(jìn)氣道及尾噴管的可變幾何參數(shù)設(shè)計(jì)

S3.1：將進(jìn)氣道的結(jié)構(gòu)尺寸作為輸入的固定參數(shù)，連接至輸入端，數(shù)值大小由設(shè)計(jì)尺寸確定；

S3.2：將進(jìn)氣道的斜板角度、放氣門開(kāi)度、附面層吸除開(kāi)度作為可變參數(shù)，連接至輸入端，動(dòng)態(tài)過(guò)程中隨時(shí)調(diào)整；

S3.3：將尾噴管的進(jìn)口面積、收斂段長(zhǎng)度、張段長(zhǎng)度、收斂角度和擴(kuò)張角度作為輸入的固定參數(shù)，連接至輸入端；

S3.4：將尾噴管的喉口面積、出口面積作為可變參數(shù)，連接至輸入端；

S4:超聲速飛行器進(jìn)/排/發(fā)一體化計(jì)算平臺(tái)搭建

S4.1：通過(guò)C++編程實(shí)現(xiàn)超聲速飛行器進(jìn)/排/發(fā)一體化部件級(jí)模型及迭代算法的設(shè)計(jì)，通過(guò)動(dòng)態(tài)鏈接庫(kù)將模型封裝，并引入simulink模塊中建立仿真平臺(tái)；

S4.2：平臺(tái)輸入端參數(shù)包括進(jìn)氣道、尾噴管的結(jié)構(gòu)尺寸和可調(diào)參數(shù)，發(fā)動(dòng)機(jī)模型的可調(diào)參數(shù)以及環(huán)境工作條件，建立動(dòng)態(tài)過(guò)程的仿真平臺(tái)。