(19)中华 人民共和国 国家知识产权局 (12)发明 专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请 号 202111525341.7 (22)申请日 2021.12.14 (71)申请人 南京航空航天大 学 地址 210016 江苏省南京市秦淮区御道街 29号 (72)发明人 陈匡世　徐惊雷　黄帅　周建兴　 (74)专利代理 机构 南京瑞弘专利商标事务所 (普通合伙) 32249 代理人 张宁馨 (51)Int.Cl. G06F 30/17(2020.01) G06F 30/28(2020.01) G06F 113/08(2020.01) G06F 119/14(2020.01) (54)发明名称 基于超声速剪切层模化的多通道最大推力 组合喷管设计方法及超 声速剪切层模化 算法 (57)摘要 本发明首先公开了一种超声速剪切层模化 算法， 选取气流压力和气流角度为迭代变量， 基 于离散流场中的已知点的气动参数， 采用预估— 校正的方法不断迭代， 直到迭代变量间的相对误 差小于预设阈值， 迭代 变量收敛； 基于所述预估 ‑ 校正思想完成超声速剪切层点的求解； 同时还提 供了基于所述超声速剪切层模化算法的多通道 最大推力组合喷管设计方法， 包括上游通道 Ⅰ、 通 道Ⅱ反设计求解、 初值面下游混合段流场求解、 剪切层模化求解、 喷管尾喷管壁面坐标求解、 最 大推力喷管控制点求解和最大推力喷管控制面 求解； 本发明基于压力 ‑气流角平衡的思想提出 了一种剪切层模化算法， 将流场结构融入喷管设 计之中， 消除了流场中复杂的流动结构。 权利要求书1页 说明书5页 附图3页 CN 114329822 A 2022.04.12 CN 114329822 A 1.一种超声速剪切层模化算法， 其特征在于， 在通道 Ⅰ出口初值面AB和通道 Ⅱ出口初值 面B′O形成上游超声速气流， 并在通道 Ⅰ的下游通道 Ⅲ和通道Ⅱ的下游通道 Ⅳ相互作用下生 成剪切层BMM ′B′； 所述超声速剪切层模化算法采用离散流场中已知的1、 2、 3、 4点的气动参 数为输入条件， 迭代求 解下游剪切层点5、 6的相关气动参数； 具体地， 点1、 3分布于下游通道 Ⅲ中， 点2、 4分布于下游通道 Ⅳ中， 且2、 3两点为上一个步长中已 经使用该算法求解得到的剪切层点； AB、 B ′O及气流交汇点B、 B ′构成了算法的初值面； 模化 剪切层为BMM ′B′， 其中BM、 B ′M′为空间位置相重合、 但气流参数分别由通道 Ⅲ、 通道Ⅳ所决 定； 在BMM ′B′上， 空间位置相同的两点气流压力和气流角度均相同， 采用气流压力和气流角 度为迭代变量， 基于离散流场中的已知点的气动参数， 采用预估—校正的方法不断迭代， 直 到第n+1次循环与第n次循环所求解的迭代变量间的相对误差小于预设阈值， 求解完成， 迭 代变量收敛。 2.根据权利要求1所述的一种 超声速剪切层模化算法， 其特征在于， 所述迭代过程具体 包括： 首先根据已知的1、 3两点气动参数求解得到5、 6两点的空间坐标、 气流角度的预估值， 分别表示为[x,y, θ]5和[x,y, θ]6； 然后根据2、 4两点的气动参数求解获得5、 6两点的气流压 力预估值， 分别表示为p5与p6； 基于上述预估值， 输入下一循环 中1、 2、 3、 4点的气动参数进 行迭代， 重复校正计算， 直至 5、 6两点气动参数满足收敛 条件。 3.采用权利要求1 ‑2中任一项所述超声速剪切层模化算法的多通道最大推力组合喷管 设计方法， 其特征在于， 包括以初值面AB、 B ′O为分界的上游通道 Ⅰ、 通道Ⅱ的反设计求解、 下 游通道Ⅲ和通道Ⅳ的求解、 剪切层BMM ′B′模化求解、 尾喷管壁面AE坐标求解、 最大推力喷管 控制点G求 解和最大推力喷管控制面GE求 解； 具体地， 步骤L1、 使用基于有旋特征线法的反设计对上游通道 Ⅰ、 通道Ⅱ进行型面设计； 以AB、 B ′ O为计算初值面， 通过有旋特征线法中的内点与轴对称点单元过程反向计算分别得到区域 Ⅰa，Ⅱa与点K， K2， 在进口HI、 H2I2沿流向计算求解区域 Ⅰb，Ⅱb与对应的点K2与K2′， 直至边界点 K′与K， 点K2′与K2的参数完全一致时， 区域 Ⅰb，Ⅱb求解完成； 面RK与R ′K′， 面R2K2与R2′K2′为空 间上重合、 参数完全相同的两组面， 通过将区域 Ⅰb，Ⅱb向右平移至RK与R ′K′， 面R2K2与R2′K2′ 重合后完成流场装配参数匹配进行流场装配， 完成上游通道 Ⅰ、 通道Ⅱ的型面HA， H2B′设计； 步骤L2、 以初值线AB、 B ′O为界， 流场整体从上游 Ⅲa向下Ⅲb游推进， 分别从AB、 B ′O开始 对下游通道Ⅲ， 通道Ⅳ由外至内进行计算， 流场计算使用特征线法中的内点、 壁面点单元过 程， 并在交汇处应用所述超声速剪切层模化算法求解获得剪切层BMM ′B′； 以给定的喷管几 何约束和气动约束为目标， 即点E坐标或E点无粘气动参数， 根据最大推力理论求解控制点G 与对应的控制面方程GE， 在区域 Ⅲb内根据流 量守恒求 解变向型线AE 。权　利　要　求　书 1/1 页 2 CN 114329822 A 2基于超声速 剪切层模化的多通道最大推力组合喷管 设计方法 及超声速 剪切层模化算法 技术领域 [0001]本发明涉及发动机进排气系统型面设计技术领域， 主要涉及一种基于超声速剪切 层模化的多通道最大推力组合喷管设计方法及超声速 剪切层模化 算法。 背景技术 [0002]高超声速飞行一般是指最大巡航马赫数高于5 的飞行过程， 在如此高速进行长时 间的持续 飞行对于飞行器的动力推进系统的性能提出了 极高的要求。 根据不同类型发动机 的比冲性能随飞行马赫数 的变化情况可知， 在低马赫数飞行时， 涡轮发动机能够具有较高 的比冲性能， 当飞行马赫数达到5以上时， 涡轮发动机的比冲性能快速下降， 难以满足飞行 需求， 而冲压发动机具有 更好的比冲性能。 同时出于经济性的角度考虑， 高超声速飞行器技 术发展逐渐趋 向于可重复使用和能够水平起降。 要实现从地面起飞到最大速度马赫5以上 巡航， 在如此宽速域范围内要具备较好的比冲性能仅靠单一发动机是难以实现的， 因此将 在不同速域具有较好效率的发动机进行有机结合的新型组合循环发动机已经成为高超声 速飞行器推进系统的不二选择。 目前正在发展中的组合循环发动机主要包括火箭基与 涡轮 基组合循环发动机 。 [0003]火箭基组合循环发动机(Rocket  Based Combined  Cycle， RBCC)是一种将吸气式 高速发动机与火箭 发动机结合的新型组合循环发动机。 其一般的工作模式如下： Ma＝0 ‑3时 工作在火箭引射模态， 在Ma＝3 ‑7时工作在亚燃冲压模态， 在Ma＝7 ‑11时工作在超燃冲压模 态， 当Ma>11时工作在纯火箭模态； 涡轮基组合循环发动机(Turbine  Based Combined   Cycle， TBCC)是在现有成熟的涡喷/涡扇发动机或其改进型的基础上配合与压发动机有机 结合的推进系统， 在低速飞行时由涡喷/涡扇发动机提供动力， 而在高马赫数飞行时则转由 冲压发动机提供动力， 因而能够在全包线范围内为飞行器提供持续高效的推力。 相比于 RBCC， 其不需要携带额外的燃料， 减轻了自身重量， 航 程更远， 同时还具 备水平起降的优势。 [0004]目前在高超声速组合推进系统的研究过程中遇到了许多技术难题， 而考虑复杂流 动下排气系统的设计就是其中最为关键的一部 分。 有研究指出在飞行马赫数达到6时， 排气 系统所提供的推力能够达到推进系统全部推力的70％以上。 另有研究指出排气系统的推力 系数每下降1％会导致 发动机安装净推力下降4％， 可见排气系统气动设计对于组合循环发 动机性能的重要性之大。 对于并联式(上下并联与内外并联)组合循环发动机排气系统， 涡 轮发动机与冲压发动机虽然拥有各自单独的流道， 但尾 喷管作为二者的共用部件， 需要能 够在宽广的速域范围内提供优异的推力性能， 不仅要同时满足两种发动机在各自工作区间 的性能要求， 还要充分考虑到由于几何构型设计不完善， 气动参数分配不合理而导致的不 同流道气流之 间的超声速气流相互剪切、 进而引发的激波/边界层干扰， 流动分离等现象对 推力性能的影响， 尤其在高速 巡航点能够实现推力最大化至关重要。 [0005]因此， 本专利发明了一种超声速剪切层模化算法及基于此算法的多通道最大推力 组合喷管设计方法。 通过合理分配交汇处气流参数， 使用新算法模化双通道间的超声速剪说　明　书 1/5 页 3 CN 114329822 A 3