大尺度冲压发动机亚燃模态隔离段缩短设计方法

1.本发明属于超燃冲压发动机设计技术领域，特别涉及一种大尺度冲压发动机亚燃模态隔离段缩短设计方法。


背景技术：

2.超燃冲压发动机主要由进气道、隔离段、燃烧室和尾喷管组成。因为其在高飞行马赫数下的性能优良，被认为是高超声速飞行器的首选推进装置。燃烧室作为超燃冲压发动机流道设计的核心部件，一直是高超声速推进技术领域的研究重点，燃烧室性能直接决定着超燃冲压发动机的总体设计水平。
3.目前，受限于试验面临试验难度大、试验耗时长、试验成本高等难题，大尺度超燃冲压发动机内型面一般直接从缩尺模型等比放大而来，但是基于缩尺模型及简化模型发动机燃烧室总结的结论和规律直接推广到大尺度发动机燃烧室设计，存在以下问题：
4.(1)发动机尺度等比放大后，发动机长度线性增长，无法满足目前的飞行器外形长度限制。
5.(2)发动机尺度等比放大后，燃烧室内部湍流边界层厚度增加，但是相对边界层厚度减少，使得大尺度发动机燃烧室内燃烧效果相同情况下，反压起始位置相对小尺度更加靠后，而如果沿用小尺度发动机的防隔热设计，势必增加不必要的冗余，增加飞行器重量。
6.因此，亟需研究一种设计方法，其在缩尺发动机等比放大到大尺度发动机过程中，能够保证不同尺度燃烧室具有相同燃烧效果同时尽可能简短发动机长度和重量。


技术实现要素：

7.针对现有技术存在的问题，本发明提出了一种大尺度冲压发动机亚燃模态隔离段缩短设计方法。
8.为实现上述技术目的，本发明提出的技术方案为：
9.一方面，本发明提供一种大尺度冲压发动机亚燃模态隔离段缩短设计方法，包括：
10.通过开展亚燃燃烧模态下缩尺发动机燃烧数值仿真，提取缩尺发动机其燃烧室隔离段内反压起始点流向位置；
11.估算由缩尺发动机等比放大到大尺度发动机后其燃烧室隔离段内的反压起始位置变化量；
12.在等比放大后的大尺度发动机其燃烧室隔离段缩减所述反压起始位置变化量。
13.进一步地，估算由缩尺发动机等比放大到大尺度发动机后其燃烧室隔离段内的反压起始位置变化量，包括以下步骤：
14.估算由缩尺发动机等比放大到大尺度发动机后其进气道来流雷诺数和边界层厚度差异值；
15.基于所述由缩尺发动机等比放大到大尺度发动机后其进气道来流雷诺数和边界层厚度差异值，计算尺度变化后燃烧室内的反压起始位置变化量。
16.进一步地，根据无量纲数雷诺数定义式计算由缩尺发动机等比放大到大尺度发动机后其进气道来流雷诺数。
17.进一步地，根据由缩尺发动机等比放大到大尺度发动机后其进气道来流雷诺数，计算由缩尺发动机等比放大到大尺度发动机后的边界层厚度，进而得到由缩尺发动机等比放大到大尺度发动机后边界层厚度差异值。
18.进一步地，根据亚燃燃烧模态下尺度变化前后燃烧压比相同，基于尺度变化前后进气道来流雷诺数和边界层厚度差异值，计算尺度变化后燃烧室内的反压起始位置变化量。
19.另一方面，本发明提供一种大尺度冲压发动机亚燃模态隔离段缩短设计装置，包括：
20.第一模块，用于通过开展亚燃燃烧模态下缩尺发动机燃烧数值仿真，提取缩尺发动机其燃烧室隔离段内反压起始点流向位置；
21.第二模块，用于估算由缩尺发动机等比放大到大尺度发动机后其燃烧室隔离段内的反压起始位置变化量；
22.第三模块，用于在等比放大后的大尺度发动机其燃烧室隔离段缩减所述反压起始位置变化量。
23.另一方面，本发明提供一种大尺度冲压发动机，采用上述任一种大尺度冲压发动机亚燃模态隔离段缩短设计方法对其燃烧室隔离段进行设计。
24.另一方面，本发明提供一种大尺度冲压发动机燃烧室，采用上述任一种大尺度冲压发动机亚燃模态隔离段缩短设计方法对其燃烧室隔离段进行设计。
25.另一方面，本发明提供一种计算机系统，包括存储器和处理器，存储器存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现以下步骤：
26.通过开展亚燃燃烧模态下缩尺发动机燃烧数值仿真，提取缩尺发动机其燃烧室隔离段内反压起始点流向位置；
27.估算由缩尺发动机等比放大到大尺度发动机后其燃烧室隔离段内的反压起始位置变化量；
28.在等比放大后的大尺度发动机其燃烧室隔离段缩减所述反压起始位置变化量。
29.另一方面，本发明提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，所述处理器执行计算机程序时实现以下步骤：
30.通过开展亚燃燃烧模态下缩尺发动机燃烧数值仿真，提取缩尺发动机其燃烧室隔离段内反压起始点流向位置；
31.估算由缩尺发动机等比放大到大尺度发动机后其燃烧室隔离段内的反压起始位置变化量；
32.在等比放大后的大尺度发动机其燃烧室隔离段缩减所述反压起始位置变化量。
33.本发明能够实现的技术效果是：
34.在亚燃燃烧模态条件下通过开展缩尺发动机燃烧数值仿真，提取缩尺发动机其燃烧室隔离段内反压起始点流向位置。缩尺发动机等比放大到大尺度发动机过程中，利用本发明提供的方法缩减燃烧室隔离段，能够保证不同尺度燃烧室具有相同燃烧效果的同时尽可能的减小发动机长度和重量。
附图说明
35.为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。
36.图1本发明一实施例的流程图；
37.图2是一实施例中相同进气道来流雷诺数下不同尺度发动机冷流壁面压力曲线图；
38.图3是一实施例中同一尺度、不同隔离段长度下发动机冷流壁面压力曲线图；
39.图4是一实施例中三个尺度燃烧室马赫数云图，其中(a)为等比放大尺度等于0.5时对应的燃烧室马赫数云图；(b)为等比放大尺度等于1时对应的燃烧室马赫数云图；(c)为等比放大尺度等于2时对应的燃烧室马赫数云图；
40.图5是图4中三种尺度发动机边界层速度曲线图，其中(a)为三种尺度发动机边界层有量纲速度曲线图，(b)为三种尺度发动机边界层y方向无量纲化速度曲线图；
41.图6是一实施例中亚燃燃烧模态条件下两种尺度燃烧室壁面压力曲线图；
42.图7是一实施例中激波串长度对尺度变化规律曲线图；
43.图8是一实施例中激波串长度随尺度变化拟合曲线图；
44.图9为本发明一实施例的结构示意图。
具体实施方式
45.为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下面将以附图及详细叙述来清楚说明本发明所揭示内容的精神，任何所属技术领域技术人员在了解本发明内容的实施例后，当可由本发明内容所教示的技术，加以改变及修饰，其并不脱离本发明内容的精神与范围。本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，但并不作为对本发明的限定。
46.根据无量纲数雷诺数re的定义式(1.1)，冲压发动机等比放大后，来流温度、压力和马赫数均不发生变化，但是飞行器前体长度发生变化，进气道来流雷诺数改变，根据边界层厚度θ的定义公式(1.2)可知湍流边界层厚度相对变薄。
[0047][0048][0049]
其中，ρ代表流体密度，u代表流体速度，l代表特征长度，μ代表粘性系数；
[0050]
图2是一实施例中相同进气道来流雷诺数下不同尺度发动机冷流壁面压力曲线图，可以发现通过修改来流参数，保证来流雷诺数相同情况下，壁面压力可以完全重合。同一尺度下，通过增加隔离段长度来模拟边界层厚度变化，图3是一实施例中同一尺度、不同隔离段长度下发动机冷流壁面压力曲线图，由图3发现湍流边界层厚度增加能够有效增强燃烧效果。由图2和图3可以说明燃烧尺度效应问题的来源为来流雷诺数变化。
[0051]
如果忽略来流雷诺数变化，直接从小尺度直接等比放大到大尺度燃烧室后，边界层发生显著变化。图4是一实施例中三个尺度燃烧室马赫数云图，其中(a)为等比放大尺度等于0.5时对应的燃烧室马赫数云图；(b)为等比放大尺度等于1时对应的燃烧室马赫数云图；(c)为等比放大尺度等于2时对应的燃烧室马赫数云图；图4的三幅图中的线表示马赫线，可以代表边界层厚度，图4三幅图表示在相同无量纲长度位置处不同尺度的相对边界层厚度，从图4中可以观察大尺度构型的相对边界层厚度相对变薄，从图4中可以观察到小尺度构型的相对边界层厚度较大。图5是图4中三种尺度发动机边界层速度曲线图，其中(a)为三种尺度发动机边界层有量纲速度曲线图，(b)为三种尺度发动机边界层y方向无量纲化速度曲线图，对比(a)和(b)，(a)图中燃烧室内部湍流边界层厚度增加，但是(b)图中相对边界层厚度减少。
[0052]
图6是一实施例中开展缩尺发动机燃烧数值仿真得到的亚燃燃烧模态条件下两种尺度燃烧室数值计算结果中壁面压力曲线图，可以看到亚燃燃烧模态下尺度变化前后燃烧压比相同，于是有：
[0053][0054]
又根据billing公式定义可以得到图7，发现尺度变大，激波串长度相对变短，反压起始位置相对小尺度更加靠后，这与数值计算中的压力曲线表现相同。说明大尺度发动机具有更强的抗反压特性。进一步通过拟合方法，可以得到图8中的幂次函数，系数越偏离1，说明尺度效应越明显。另外，也考察了马赫数及反压对激波串长度尺度效应的影响，发现压比一定的情况下，马赫数越大尺度效应约明显；反过来，马赫数一定的情况下，压比越低，尺度效应约明显。
[0055]
基于上述分析，一实施例提供一种大尺度冲压发动机亚燃模态隔离段缩短设计方法，包括：
[0056]
s1.通过开展亚燃燃烧模态下缩尺发动机燃烧数值仿真，提取缩尺发动机其燃烧室隔离段内反压起始点流向位置；
[0057]
s2.估算由缩尺发动机等比放大到大尺度发动机后其燃烧室隔离段内的反压起始位置变化量；
[0058]
s3.在等比放大后的大尺度发动机其燃烧室隔离段缩减所述反压起始位置变化量。
[0059]
在本发明中首先要确定缩尺发动机内为亚燃燃烧模态，然后通过开展亚燃燃烧模态下缩尺发动机燃烧数值仿真，提取缩尺发动机其燃烧室隔离段内反压起始点流向位置。其中，本领域技术人员可以通过开展缩尺发动机燃烧数值计算工作，确定缩尺发动机内为亚燃燃烧模态。缩尺发动机燃烧数值计算工作、亚燃燃烧模态下缩尺发动机燃烧数值仿真等这是本领域的惯用技术手段。本发明通过数值计算，定性分析燃烧模态，可以针对性的开展大尺度发动机设计。具体地通过步骤s1预先实验观测，精确确定燃烧反压起始位置，然后通过步骤s2和s3定量计算，精确确定隔离段缩减长度，在保证缩放前后燃烧室燃烧效果相同的基础上，可以缩短燃烧室长度和重量。
[0060]
一实施例中，所述步骤s2，包括：
[0061]
s2.1估算由缩尺发动机等比放大到大尺度发动机后其进气道来流雷诺数和边界层厚度差异值；
[0062]
s2.2基于所述由缩尺发动机等比放大到大尺度发动机后其进气道来流雷诺数和边界层厚度差异值，计算尺度变化后燃烧室内的反压起始位置变化量。
[0063]
一实施例中，所述步骤s2.1，包括：
[0064]
s2.1.1根据无量纲数雷诺数定义(1.1)式计算由缩尺发动机等比放大到大尺度发动机后其进气道来流雷诺数。
[0065]
s2.1.2根据由缩尺发动机等比放大到大尺度发动机后其进气道来流雷诺数，根据边界层厚度公式(1.2)计算由缩尺发动机等比放大到大尺度发动机后的边界层厚度，进而得到由缩尺发动机等比放大到大尺度发动机后边界层厚度差异值。
[0066]
一实施例中，所述步骤s2.2，包括：根据亚燃燃烧模态下尺度变化前后燃烧压比相同，基于尺度变化前后进气道来流雷诺数和边界层厚度差异值，利用公式(1.3)计算尺度变化后燃烧室内的反压起始位置变化量。
[0067]
本发明已经经过实验计算验证，方案可行，结果达到预期目标。
[0068]
一实施例中，提供一种大尺度冲压发动机亚燃模态隔离段缩短设计装置，包括：
[0069]
第一模块，用于通过开展亚燃燃烧模态下缩尺发动机燃烧数值仿真，提取缩尺发动机其燃烧室隔离段内反压起始点流向位置；
[0070]
第二模块，用于估算由缩尺发动机等比放大到大尺度发动机后其燃烧室隔离段内的反压起始位置变化量；
[0071]
第三模块，用于在等比放大后的大尺度发动机其燃烧室隔离段缩减所述反压起始位置变化量。
[0072]
上述各模块功能的实现方法，可以采用前述各实施例中相同的方法实现，在此不再赘述。
[0073]
一实施例中，提供一种大尺度冲压发动机，采用上述任一实施例提供的所述大尺度冲压发动机亚燃模态隔离段缩短设计方法对其燃烧室隔离段进行设计。
[0074]
另一方面，本发明提供一种大尺度冲压发动机燃烧室，采用上述任一实施例提供的所述大尺度冲压发动机亚燃模态隔离段缩短设计方法对其燃烧室隔离段进行设计。
[0075]
在本实施例中，提供了一种计算机设备，该计算机设备可以是服务器，其内部结构图可以如图9所示。该计算机设备包括通过系统总线连接的处理器、存储器、网络接口和数据库。其中，该计算机设备的处理器用于提供计算和控制能力。该计算机设备的存储器包括非易失性存储介质、内存储器。该非易失性存储介质存储有操作系统、计算机程序和数据库。该内存储器为非易失性存储介质中的操作系统和计算机程序的运行提供环境。该计算机设备的数据库用于存储样本数据。该计算机设备的网络接口用于与外部的终端通过网络连接通信。该计算机程序被处理器执行时以实现上述实施例中大尺度冲压发动机亚燃模态隔离段缩短设计方法的步骤。
[0076]
本领域技术人员可以理解，图9中示出的结构，仅仅是与本技术方案相关的部分结构的框图，并不构成对本技术方案所应用于其上的计算机设备的限定，具体的计算机设备可以包括比图中所示更多或更少的部件，或者组合某些部件，或者具有不同的部件布置。
[0077]
在一个实施例中，提供了一种计算机设备，包括存储器和处理器，该存储器存储有
计算机程序，该处理器执行计算机程序时实现上述实施例中大尺度冲压发动机亚燃模态隔离段缩短设计方法的步骤。
[0078]
在一个实施例中，提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，计算机程序被处理器执行时实现上述实施例中大尺度冲压发动机亚燃模态隔离段缩短设计方法的步骤。
[0079]
本领域普通技术人员可以理解实现上述实施例方法中的全部或部分流程，是可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成，所述的计算机程序可存储于一非易失性计算机可读取存储介质中，该计算机程序在执行时，可包括如上述各方法的实施例的流程。其中，本技术所提供的各实施例中所使用的对存储器、存储、数据库或其它介质的任何引用，均可包括非易失性和/或易失性存储器。非易失性存储器可包括只读存储器(rom)、可编程rom(prom)、电可编程rom(eprom)、电可擦除可编程rom(eeprom)或闪存。易失性存储器可包括随机存取存储器(ram)或者外部高速缓冲存储器。作为说明而非局限，ram以多种形式可得，诸如静态ram(sram)、动态ram(dram)、同步dram(sdram)、双数据率sdram(ddrsdram)、增强型sdram(esdram)、同步链路(synchlink)dram(sldram)、存储器总线(rambus)直接ram(rdram)、直接存储器总线动态ram(drdram)、以及存储器总线动态ram(rdram)等。
[0080]
以上实施例的各技术特征可以进行任意的组合，为使描述简洁，未对上述实施例中的各个技术特征所有可能的组合都进行描述，然而，只要这些技术特征的组合不存在矛盾，都应当认为是本说明书记载的范围。
[0081]
以上所述实施例仅表达了本技术的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对发明专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本技术构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本技术的保护范围。因此，本技术专利的保护范围应以所附权利要求为准。