CN108717487A - 进气可调冲压发动机一体化流道优化设计方法 - Google Patents

Abstract

本公开提供一种进气可调冲压发动机一体化流道优化设计方法，在设计点和非设计点状态下，以提高发动机在高马赫数条件下的推力性能和低马赫数条件下的起动性能为目的，进行进气可调设计、进气道设计、燃烧室设计和尾喷管设计，并耦合了快速网格划分算法、计算流体动力学计算方法、并行算法和全局优化算法等，最终形成一体化流道优化设计方法。

Description

进气可调冲压发动机一体化流道优化设计方法

技术领域

本公开涉及冲压发动机流道设计领域，尤其涉及一种进气可调冲压发动机一体化流道优化设计方法。

背景技术

高超声速飞行器动力是21世纪航空航天领域的制高点，被喻为是继螺旋桨推进、喷气推进之后世界航空史上的第三次革命。涡轮基组合循环动力(TBCC)是以涡轮发动机为基础，集成宽速域、高性能冲压发动机等动力形式，科学组合形成的高超声速动力系统，具有比冲高、安全性好、有效载荷大、可水平起降和重复使用等优势，是高超声速飞行器最为理想的动力系统。冲压发动机是TBCC发动机的一个关键组成部分，设计过程中，在充分考虑发动机与飞行器匹配的基础上，如何提高冲压发动机在低马赫数条件下的起动性能及高马赫数条件下的推力性能是一个难点问题。传统的发动机一体化设计为了减少计算量，通常人为地割裂各部件之间的联系，以牺牲部件之间的耦合性为代价来实现若干个部件的一体化优化设计。若沿用现有的一体化设计方法，则无法充分利用各部件间的协同效应，很可能失去整个系统的全局最优解，从而降低发动机的总体性能。

为了解决现有问题，美国的Jaroslaw Sobieszczanski-Sobieski提出了一种新型的综合设计优化方法——多学科设计优化(MDO)，该方法是一种充分探索和利用系统中相互作用的协同机制来设计优化复杂系统和子系统的方法论，经过多年的发展，已经成为复杂工程系统设计优化的有效方法。美国宇航局(NASA)的系统分析办公室在飞行器一体化设计方法的基础上，通过引入数据库支持，开发了高超声速飞行器设计分析平台HOLIST，初步构建了一个高超声速飞行器MDO环境。国内，国防科学技术大学的罗世彬基于MDO方法系统地建立了高超声速飞行器一体化设计方法与一体化设计框架，采用并行多目标混合遗传算法(PMOHGA)对二维超燃冲压发动机流道进行了优化设计。徐旭基于两层集成系统综合MDO方法，采用一种分解协调策略将子系统优化与系统级优化联系起来，应用于超燃冲压发动机的设计优化，提高了学科分析精度和系统优化效率。

虽然，采用MDO的一体化优化设计方法取得了显著的进展，在超燃冲压发动机领域已经得到了部分的应用，但在冲压发动机设计中，为了满足高超声速飞行器宽马赫数飞行要求，必须采用进气可调设计，涉及到变流道设计，目前科研人员尚未提出应用于进气可调一体化优化设计的方法，因此开展进气可调冲压发动机的设计方法研究具有很高的工程实用价值。

发明内容

本公开的目的是针对进气可调冲压发动机流道，提出一种基于MDO思维的一体化优化方法，与先前的一体化优化方法相比，考虑进气可调能够从工程上保证发动机在低马赫数下的起动性能，耦合进气道、燃烧室和尾喷管等各个部件设计方法、全局优化算法、快速网格划分算法、通用计算流体动力学(CFD)计算方法、并行算法而形成的一体化优化设计方法，能够对冲压发动机进行整体优化，从而提高了设计的精度，有效地保证了发动机的设计性能。本公开通过以下技术方案实现：

进气可调冲压发动机一体化流道优化设计方法，所述流道包括外压缩段第一级斜板、外压缩段第二级斜板、外压缩段第三级斜板、唇罩点、内压缩段下表面、内压缩段上表面、扩压段上表面、燃烧室上表面、尾喷管收缩段和单边膨胀喷管；

所述设计方法，包括如下步骤：

A1根据冲压发动机的任务需求，确定冲压发动机总体设计指标，根据冲压发动机总体设计指标计算得到设计点和非设计点状态下进气道、燃烧室和尾喷管的性能参数的设计要求；

A2设定冲压发动机进气道外压缩段第一级激波角(13)的初值为设计马赫数条件下的激波角，在设计点状态下，进行进气道设计、燃烧室设计和尾喷管设计；

A3生成设计点状态下的发动机流道模型，采用快速网格划分算法划分网格，并通过计算流体动力学计算方法进行流场数值分析，获得设计点状态下进气道、燃烧室和尾喷管的性能参数和几何数据，获得的性能参数中不满足所述设计要求的，调整所述第一级激波角(13)并重复步骤A2，获得的性能参数中满足所述设计要求的，进行非设计点设计；

A4在非设计点状态下，进行进气可调设计、进气道设计、燃烧室设计和尾喷管设计；

A5生成非设计点状态下的发动机流道模型，采用快速网格划分算法划分网格，并通过计算流体动力学计算方法进行流场数值分析，获得非设计点状态下进气道、燃烧室和尾喷管的性能参数和几何数据，获得的性能参数中不满足设计要求的，调整第一级激波角(13)并重复步骤A2-A4，获得的性能参数中满足设计要求的，进入步骤A6；

A6通过并行算法和全局优化算法对步骤A3和A5中获得的进气道、燃烧室和尾喷管的多组性能参数及多组几何数据进行优化，按照冲压发动机总体设计指标筛选出设计点和非设计点状态下的最优设计方案。

其中，步骤A4的进气可调设计可以通过调整第二级气流角(14)实现；步骤A6的全局优化算法是基于推力F、耗油率SFC、总压恢复系数σ和流量系数η四个参数的优化算法，目标函数为f＝Max{F,SFC,σ,η}。

进一步地，步骤A2和A4中所述进气道设计包括如下步骤：

B1进气道采用混压式设计，进气道包括外压缩段、内压缩段和扩压段，根据步骤A1中进气道性能参数的设计要求和步骤A2所述第一级激波角(13)的初值，采用Oswatitsch最佳波系理论进行外压缩段设计；

B2采用Kantrowitz准则和等熵流理论计算得到内压缩段出口面积，通过曲线拟合得到内压缩段上表面(7)和下表面(6)的型面参数；

B3按照等面积梯度设计，通过调节扩张角(16)和扩压段出口截面(17)进行扩压段上表面(8)设计。

其中，步骤B3调节扩张角(15)不宜过大，否则可能造成回流过大导致总压损失。

进一步地，步骤A2和A4中所述燃烧室设计包括如下步骤：

C1根据步骤A1中燃烧室性能参数的设计要求和步骤B2中进气道的内压缩段出口面积，进行燃烧室的火焰稳定器和燃烧室上表面(10)的设计；

C2火焰稳定器采用V型设计，并定义阻塞比；

C3燃烧室上表面(10)为一等直段，燃料完全掺混所需的流向距离为流道高度的倍数，由此设计燃烧室上表面(10)；

C4通过冲压燃烧机理求得燃烧室的出口的性能参数和几何数据。

进一步地，步骤A2和A4中所述尾喷管设计包括如下步骤：

D1根据步骤A1中尾喷管性能参数的设计要求和步骤C4中燃烧室出口的性能参数和几何数据，进行尾喷管的收缩段和尾喷管超声速段的设计，尾喷管收缩段(11)采用双三次曲线或维托辛斯基曲线进行设计；

D2尾喷管超声速段采用特征线方法进行设计，将超声速段截断，设计得到单边膨胀喷管(12)。

进一步地，步骤A4所述进气可调设计包括如下步骤：

E1进气道外压缩段的第一级斜板(1)不变；

E2唇罩点(5)不变；

E3非设计点状态下改变进气道外压缩段的第二级斜板(2)和第三级斜板(3)；

E4通过调节内压缩段上表面(7)改变进气道的喉道截面(15)尺寸。

本公开的有益效果：

1)采用一体化优化设计方法，整体提升了冲压发动机的推力并降低了油耗；

2)综合考虑了设计点和非设计点状态提出的进气可调方案，可兼顾冲压发动机在低马赫数条件下的起动性能和高马赫数条件下的推力性能；

3)耦合快速网格划分算法、通用CFD计算方法和并行算法，并创新地提出了全局优化算法，大大提升了性能预测精度和设计效率，保证了冲压发动机流道设计的最优化。

附图说明

附图示出了本公开的示例性实施方式，并与其说明一起用于解释本公开的原理，其中包括了这些附图以提供对本公开的进一步理解，并且附图包括在本说明书中并构成本说明书的一部分。

图1是本公开具体实施方式的进气可调冲压发动机一体化流道优化设计方法的设计原理图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本公开作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅用于解释相关内容，而非对本公开的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本公开相关的部分。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本公开中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本公开。

进气可调冲压发动机一体化流道优化设计方法，流道包括外压缩段第一级斜板1、外压缩段第二级斜板2、外压缩段第三级斜板3、唇罩点5、内压缩段下表面6、内压缩段上表面7、扩压段上表面8、燃烧室上表面10、尾喷管收缩段11、单边膨胀喷管12；

设计方法包括如下步骤：

A1根据冲压发动机的任务需求(主要包括冲压发动机独立工作马赫数、独立工作高度、巡航马赫数、巡航高度等)，确定冲压发动机总体设计指标(主要包括推力、耗油率、空气流量、燃烧室出口总温等)，根据冲压发动机总体设计指标计算(例如通过航空发动机总体性能程序进行计算)得到设计点(巡航)和非设计点(独立工作)状态下进气道、燃烧室和尾喷管的性能参数(主要包括进气道总压恢复系数、进气综合畸变指数、进气道出口马赫数、燃烧室总压恢复系数、燃烧室燃烧效率、尾喷管流量系数和推力系数等)的设计要求；

A2设定冲压发动机进气道外压缩段第一级激波角13的初值为设计马赫数条件下的激波角，在设计点状态下，进行进气道设计、燃烧室设计和尾喷管设计；

A3生成设计点状态下的发动机流道模型(例如通过进气道设计、燃烧室设计和尾喷管设计理论形成发动机流道关键节点，采用点-线-面的连接方式形成发动机流道模型)，并按照六面体结构化网格划分算法进行快速网格划分，通过NS计算流体动力学方法进行流场数值分析，获得设计点状态下进气道、燃烧室和尾喷管的性能参数和几何数据，获得的性能参数中不满足设计要求的，增大第一级激波角13(每次迭代增加0.1度)并重复步骤A2，获得的性能参数和几何数据满足设计要求的，进行非设计点设计；

A4在非设计点状态下，进行进气可调设计、进气道设计、燃烧室设计和尾喷管设计；

A5生成非设计点状态下的发动机流道模型，采用快速网格划分算法划分网格，并通过计算流体动力学计算方法进行流场数值分析，获得非设计点状态下进气道、燃烧室和尾喷管的性能参数和几何数据，获得的性能参数中不满足设计要求的，调整第一级激波角13并重复步骤A2-A4，获得的性能参数中满足设计要求的进入步骤A6；

A6通过并行算法和全局优化算法对步骤A3和A5中获得的进气道、燃烧室和尾喷管的多组性能参数及多组几何数据进行分区，利用MPI并行算法和遗传算法进行优化，筛选出设计点和非设计点状态下的最优设计方案。

步骤A2和A4中进气道设计包括如下步骤：

B1进气道采用混压式设计，包括外压缩段、内压缩段和扩压段，根据步骤A1中进气道性能参数的设计要求和步骤A2中第一级激波角13的初值，采用Oswatitsch最佳波系理论进行外压缩段设计；

B2采用Kantrowitz准则和等熵流理论计算得到内压缩段出口面积，通过曲线拟合得到内压缩段上表面7和下表面6的几何数据；

B3按照等面积梯度设计，通过调节扩张角16和扩压段出口截面17进行扩压段上表面8设计。

步骤A2和A4中燃烧室设计包括如下步骤：

C1根据步骤A1中燃烧室性能参数的设计要求和步骤B2中进气道的内压缩段出口面积，进行燃烧室的火焰稳定器和燃烧室上表面10的设计；

C2火焰稳定器采用V型设计，并定义阻塞比；

C3燃烧室上表面10为一等直段，燃料完全掺混所需的流向距离为流道高度的倍数，由此设计燃烧室上表面10；

C4通过冲压燃烧机理求得燃烧室的出口的性能参数和几何数据。

步骤A2和A4中尾喷管设计包括如下步骤：

D1根据步骤A1中尾喷管性能参数的设计要求和步骤C4中燃烧室出口的性能参数和几何数据，进行尾喷管收缩段和超声速段的设计，尾喷管收缩段11采用双三次曲线或维托辛斯基曲线进行设计；

D2超声速段采用特征线方法进行设计，将超声速段截断，设计得到单边膨胀喷管12。

步骤A4进气可调设计包括如下步骤：

E1进气道外压缩段的第一级斜板1不变；

E2唇罩点5不变；

E3非设计点状态下改变进气道外压缩段的第二级斜板2和第三级斜板3；

E4通过调节内压缩段上表面7改变进气道的喉道截面15尺寸。

更为详细的，如图1所示，流道包括外压缩段第一级斜板1、外压缩段第二级斜板2、外压缩段第三级斜板3、外压缩段第一级斜激波4、唇罩点5、内压缩段下表面6、内压缩段上表面7、扩压段上表面8、V型火焰稳定器9、燃烧室上表面10、尾喷管收缩段11、单边膨胀喷管12。

在本实施例中，给定设计飞行马赫数4，设计飞行高度24km，起动飞行马赫数2.5，起动飞行高度18km，设计流量3.6kg/s，设计推力2200N，设计耗油率46.3mg/N/s。

根据冲压发动机的总体设计指标，计算得到设计点和非设计点状态下进气道、燃烧室和尾喷管的设计要求。

设定冲压发动机进气道外压缩段第一级激波角的初值为设计马赫数条件下的激波角，在设计点状态下，以提高发动机的性能为目的，进行进气道设计、燃烧室设计和尾喷管设计，具体方法如下：

在设计点状态下，进气道采用混压式设计，包括外压缩段、内压缩段和扩压段，根据上述进气道设计要求和第一级激波角13进行外压缩段设计，采用Oswatitsch最佳波系理论设计出外压缩段第一级斜板1，第二级斜板2，第三级斜板3，同时获知外压缩段第一级斜激波4，在设计点状态外压缩段第一级斜激波4应当搭接在唇罩点5上，保证最大的流量系数；内压缩段采用Kantrowitz准则和等熵流理论进行拟合，计算得到最佳的内压缩段出口面积，同时通过曲线拟合得到内压缩段下表面6和内压缩段上表面7；扩压段按照等面积梯度设计，通过调节扩张角和出口面积设计扩压段上表面8，扩张角度不宜过大，否则回流过大导致总压损失；

在设计点状态下，根据上述步骤获得的燃烧室型面参数和进气道出口面积，进行燃烧室的火焰稳定器和燃烧室上表面的设计，火焰稳定器采用V型设计，需要定义阻塞比，设计得到V型火焰稳定器9；燃烧室上表面为一等直段，燃料完全掺混所需的流向距离为流道高度的倍数，设计得到燃烧室上表面10，通过冲压燃烧机理求得燃烧室的出口性能参数和几何数据；

在设计点状态下，根据上述步骤得到的尾喷管型面参数和燃烧室出口性能参数，进行尾喷管收缩段和超声速段的设计；收缩段采用双三次曲线或维托辛斯基曲线进行设计，得到尾喷管收缩段11；超声速段采用特征线方法进行设计，由于单边膨胀尾喷管的非对称性，需要将超声速段进行截断，通常采用截断因子G(截断长度与超声速段长度的比值，取值范围0.2～0.6)来控制不对称性，设计得到单边膨胀喷管12。

生成设计点状态下的发动机流道模型，采用快速网格划分算法划分网格，并通过CFD计算方法进行流场数值分析，获得设计点状态下进气道、燃烧室和尾喷管的性能参数和几何数据，不满足性能指标的，调整第一级激波角13，再次进行进气道设计、燃烧室设计和尾喷管设计，生成发动机流道模型并进一步获得新的进气道、燃烧室和尾喷管的性能参数和几何数据，满足性能指标的进行非设计点设计。

非设计点设计主要考虑发动机在低马赫数条件下的起动性能，因此需要考虑进气可调，本公开通过调整第二级气流角14来实现进气可调，设计过程包括：进气可调设计、进气道设计、燃烧室设计和尾喷管设计，具体方法如下：

进气可调设计即：外压缩段第一级斜板1不变，唇罩点5不变，非设计点状态下改变外压缩段第二级斜板2和第三级斜板3，通过调节内压缩段上表面7使得喉道截面15随着外压缩段改变而改变；

非设计点状态下，进气道设计、燃烧室设计和尾喷管设计的方法与设计点状态下的设计方法相同，此处略去。

生成非设计点状态下的发动机流道模型，采用快速网格划分算法划分网格，并通过CFD计算方法进行流场数值分析，获得非设计点状态下进气道、燃烧室和尾喷管的性能参数和几何数据，不满足性能指标的，调整第一级激波角，再次进行设计点状态下的进气道设计、燃烧室设计和尾喷管设计，生成设计点状态下发动机的流道模型，获得设计点状态下的进气道、燃烧室和尾喷管的性能参数和几何数据，并进一步在非设计点状态下对进气道、燃烧室和尾喷管进行设计，生成非设计点状态下发动机的流道模型，获得非设计点状态下的新的进气道、燃烧室和尾喷管的性能参数和几何数据，直到新的性能参数满足性能指标，再通过并行算法和全局优化算法对获得的进气道、燃烧室和尾喷管的多组性能参数及几何数据进行优化，筛选出设计点和非设计点状态下的最优设计方法，即进气可调冲压发动机一体化流道优化设计方法。

在本实施例中，通过上述优化设计方法，在保证发动机能够起动的基础上使得推力达到2223.6N，相对于设计推力提高了1.07％，耗油率达到45.5mg/N/s，下降了1.81％，达到了优化的目的。

本领域的技术人员应当理解，上述实施方式仅仅是为了清楚地说明本公开，而并非是对本公开的范围进行限定。对于所属领域的技术人员而言，在上述公开的基础上还可以做出其它变化或变型，并且这些变化或变型仍处于本公开的范围内。

Claims (5)

1.进气可调冲压发动机一体化流道优化设计方法，所述流道包括外压缩段第一级斜板(1)、外压缩段第二级斜板(2)、外压缩段第三级斜板(3)、唇罩点(5)、内压缩段下表面(6)、内压缩段上表面(7)、扩压段上表面(8)、燃烧室上表面(10)、尾喷管收缩段(11)、单边膨胀喷管(12)；

所述设计方法包括如下步骤：

A1根据冲压发动机的任务需求，确定冲压发动机总体设计指标，根据冲压发动机总体设计指标计算得到设计点和非设计点状态下进气道、燃烧室和尾喷管的性能参数的设计要求；

A2设定冲压发动机进气道外压缩段第一级激波角(13)的初值为设计马赫数条件下的激波角，在设计点状态下，进行进气道设计、燃烧室设计和尾喷管设计；

A3生成设计点状态下的发动机流道模型，采用快速网格划分算法划分网格，并通过计算流体动力学计算方法进行流场数值分析，获得设计点状态下进气道、燃烧室和尾喷管的性能参数和几何数据，获得的性能参数中不满足所述设计要求的，调整所述第一级激波角(13)并重复步骤A2，获得的性能参数中满足所述设计要求的，进行非设计点设计；

A4在非设计点状态下，进行进气可调设计、进气道设计、燃烧室设计和尾喷管设计；

A5生成非设计点状态下的发动机流道模型，采用快速网格划分算法划分网格，并通过计算流体动力学计算方法进行流场数值分析，获得非设计点状态下进气道、燃烧室和尾喷管的性能参数和几何数据，获得的性能参数中不满足所述设计要求的，调整第一级激波角(13)并重复步骤A2-A4，获得的性能参数满足所述设计要求的，进入步骤A6；

A6通过并行算法和全局优化算法对步骤A3和A5中获得的进气道、燃烧室和尾喷管的多组性能参数及多组几何数据进行优化，按照所述冲压发动机总体设计指标筛选出设计点和非设计点状态下的最优设计方案。

2.根据权利要求1所述的设计方法，其特征在于，步骤A2和A4中所述进气道设计包括如下步骤：

B1进气道采用混压式设计，包括外压缩段、内压缩段和扩压段，根据步骤A1中进气道性能参数的设计要求和步骤A2所述第一级激波角(13)的初值，采用Oswatitsch最佳波系理论进行外压缩段设计；

B2采用Kantrowitz准则和等熵流理论计算得到内压缩段出口面积，通过曲线拟合得到内压缩段上表面(7)和下表面(6)的型面参数；

B3按照等面积梯度设计，通过调节扩张角(16)和扩压段出口截面(17)进行扩压段上表面(8)设计。

3.根据权利要求1或2所述的设计方法，其特征在于，步骤A2和A4中所述燃烧室设计包括如下步骤：

C1根据步骤A1中燃烧室性能参数的设计要求和步骤B2中进气道的内压缩段出口面积，进行燃烧室的火焰稳定器和燃烧室上表面(10)的设计；

C2火焰稳定器采用V型设计，并定义阻塞比；

C3燃烧室上表面(10)为一等直段，燃料完全掺混所需的流向距离为流道高度的倍数，由此设计燃烧室上表面(10)；

C4通过冲压燃烧机理求得燃烧室的出口的性能参数和几何数据。

4.根据权利要求1-3任一项所述的设计方法，其特征在于，步骤A2和A4中所述尾喷管设计包括如下步骤：

D1根据步骤A1中尾喷管性能参数的设计要求和步骤C4中燃烧室出口的性能参数和几何数据，进行尾喷管收缩段和尾喷管超声速段的设计，尾喷管收缩段(11)采用双三次曲线或维托辛斯基曲线进行设计；

D2尾喷管超声速段采用特征线方法进行设计，将超声速段截断，设计得到单边膨胀喷管(12)。

5.根据权利要求1-4任一项所述的设计方法，其特征在于，步骤A4所述进气可调设计包括如下步骤：

E1进气道外压缩段的第一级斜板(1)不变；

E2唇罩点(5)不变；

E3非设计点状态下改变进气道外压缩段的第二级斜板(2)和第三级斜板(3)；

E4通过调节内压缩段上表面(7)改变进气道喉道截面(15)尺寸。