[发明专利]发动机燃烧条件下的吸气式飞行器内外流耦合模拟方法

说明书

本发明涉及飞行器技术领域，公开了一种发动机燃烧条件下的吸气式飞行器内外流耦合模拟方法。其中，该方法包括：计算发动机不工作状态下飞行器内外流耦合流场作为发动机冷态流场；在发动机冷态流场内喷入液态燃料的情况下，基于预先确定的液态燃料相关参数进行两相流掺混计算；在液态燃料与来流空气充分混合的情况下，基于与液态燃料对应的化学反应机理计算发动机燃烧流场，并在收敛稳定后获得发动机燃烧条件下的吸气式飞行器内外流耦合流场。由此，可以直接获得飞行器一体化气动性能，确保模拟了飞行器与发动机的相互耦合影响。

技术领域

本发明涉及飞行器技术领域，尤其涉及一种发动机燃烧条件下的吸气式飞行器内外流耦合模拟方法。

背景技术

以吸气式发动机为动力的高速飞行器，最显著的特点是气动布局与发动机之间的耦合关系突出，打破了传统飞行器气动与发动机之间的界面划分。气动布局与发动机的相互耦合作用对飞行器的推力、升力、阻力、俯仰力矩、气动加热、稳定性、控制特性和总体性能有直接的影响，因此希望获得发动机与飞行器的一体化气动性能。

在发动机不工作的状态下，即发动机没有点火燃烧，目前已发展了风洞试验技术，用于预测发动机与飞行器的一体化气动性能。但是发动机工作状态下，即发动机喷油点火燃烧过程中，不同尺度的发动机的工作特性差异非常大，因此无法通过发动机缩比试验获得准确的性能，必须把全尺度发动机放在风洞中开展自由射流试验，才能获得发动机的性能数据；如果想要获得发动机与飞行器的一体化性能，需要把整个全尺度的飞行器放在风洞中开展自由射流试验，试验代价太大，对于很多大尺度的飞行器无法展开这样的风洞试验。

国内常规高速风洞设备最大尺寸仅为Φ1m，受此限制，内外流耦合飞行器需以1:10左右的缩比尺度进行等比例缩比才能正常进行风洞试验，但是发动机燃烧状态下，必须针对全尺度发动机开展风洞试验，因此目前大部分的吸气式飞行器都无法开展全尺度的发动机与飞行器一体化试验。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术不足，提供了一种发动机燃烧条件下的吸气式飞行器内外流耦合模拟方法，能够解决现有技术中无法通过地面试验直接获得飞行器一体化气动性能的问题。

本发明的技术解决方案：一种发动机燃烧条件下的吸气式飞行器内外流耦合模拟方法，其中，该方法包括：

计算发动机不工作状态下飞行器内外流耦合流场作为发动机冷态流场；

在发动机冷态流场内喷入液态燃料的情况下，基于预先确定的液态燃料相关参数进行两相流掺混计算；

在液态燃料与来流空气充分混合的情况下，基于与液态燃料对应的化学反应机理计算发动机燃烧流场，并在收敛稳定后获得发动机燃烧条件下的吸气式飞行器内外流耦合流场。

优选地，采用定常RANS方法计算发动机不工作状态下飞行器内外流耦合流场作为发动机冷态流场。

优选地，在采用定常RANS方法进行计算发动机冷态流场的过程中，模型采用k-epsilon Realizable湍流模型，空间格式采用ROE格式和一阶迎风格式，密度计算采用理想气体模型，粘性计算采用三系数的sutherland公式。

优选地，基于与液态燃料对应的化学反应机理计算发动机燃烧流场包括：

基于与液态燃料对应的化学反应机理以及湍流与化学反应相互作用模型计算发动机燃烧流场。

优选地，预先确定的液态燃料相关参数包括以下中至少一者：

液滴直径、液滴位置、液滴温度、液滴流量和液滴速度。