[发明专利]超声速非均匀来流最大推力喷管及其壁面确定方法

说明书

技术领域

本发明涉及空气动力设计领域，更具体地，涉及一种超声速非均匀来流最大推力喷管及其壁面确定方法。

背景技术

对于使用超燃冲压发动机的高超声速飞行器来说，超燃冲压发动机的冲压阻力非常大，总推力与净推力之比由传统的吸气式发动机的1增加到10。排气喷管是发动机产生推力的主要部件，飞行马赫数为6.0时，它所产生的推力可以占到发动机总推力的70%左右，由此不难看出，排气喷管设计的好坏会直接影响到整个发动机的性能。论文“Exhaust Nozzle Contour for Optimum Thrust”（G.V.R.Rao,Jet Propulsion,Vol.28,No.6June1958）提出了基于均匀来流的最大推力喷管设计方法，该方法的设计过程如下：

（1）给定喷管入口均匀参数分布、喷管长度和环境压力。

（2）在喉道处给一定角度的圆弧作为初始膨胀段，利用无旋特征线法求解初始膨胀圆弧的影响域，该影响域即为核心区。

（3）在核心区中进行迭代求解，最终确定一点D，该点D对应的喷管型面满足该环境压力下的最大推力要求和喷管长度限制。

（4）利用质量守恒和无旋特征线法求解喷管的壁面型线。

在均匀来流条件下，上述设计方法可以实现喷管的最大推力，但超声速尾喷管来流存在非均匀性，已有方法不能直接扩展到非均匀流喷管型面曲线的设计中。

发明内容

本发明旨在提供一种超声速非均匀来流最大推力喷管及其壁面确定方法，能够获得一种适于超声速非均匀来流的最大推力喷管。

为解决上述技术问题，根据本发明的一个方面，提供了一种超声速非均匀来流最大推力喷管的壁面确定方法，包括以下步骤：S1：根据非均匀来流参数，确定超声速非均匀来流最大推力喷管的初始边界；S2：根据初始边界，利用特征线法，确定超声速非均匀来流最大推力喷管的核心区域；S3：根据质量守恒定理和特征线法，在核心区域内迭代求解，确定超声速非均匀来流最大推力喷管的壁面型线；S4：根据超声速非均匀来流最大推力喷管的壁面型线确定超声速非均匀来流最大推力喷管的壁面。

进一步地，S1的步骤中，非均匀来流参数采用数值模拟或试验测量的方法确定。

进一步地，在S1的步骤中，初始边界上的离散点的马赫数大于1.0。

进一步地，初始边界上的离散点的马赫数的范围为1.01至1.10。

进一步地，S2的步骤包括：以初始边界的第一端点为坐标原点，初始边界为Y轴确定超声速非均匀来流最大推力喷管的轴线，确定的超声速非均匀来流最大推力喷管的轴线与X轴重合。

进一步地，S2的步骤还包括：利用特征线法确定初始边界的影响域。

进一步地，S2的步骤还包括：确定影响域之后，在紧靠初始边界的第二端点的下游给定初始膨胀壁面型线，其中，初始膨胀壁面型线的第一端点与初始边界的第二端点重合。

进一步地，S2的步骤还包括：给定初始膨胀壁面型线之后，利用特征线法，确定初始膨胀壁面型线上的离散点发出的左行特征线和右行特征线，左行特征线和右行特征线组成的网格区域为核心区域。

进一步地，S3的步骤包括：S31：建立控制面，使得控制面与过核心区域内的任意一点的子午面相交，且他们的相交线与初始膨胀壁面型线的左行特征线重合，其中核心区域内的任意一点的流动参数由初始边界和初始膨胀壁面型线确定。

进一步地，S3的步骤还包括：S32：利用质量守恒定理、特征线法和方程（1）和（2）确定相交线上的离散点的坐标和流动参数，

Vcos(θ-α)cosα=C1---(1)]]>

yρV²sin²θtanα=C₂   （2）