【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及航空发动机排气系统，特别是涉及一种耦合火箭推力室的变几何非对称喷管设计方法。
技术介绍
1、高超声速技术是21世纪航空航天领域的技术制高点，具有重要的军事价值和经济价值。动力系统是实现高超声速飞行的关键技术，超燃冲压发动机是实现高超声速飞行的最佳动力选择。非对称喷管是排气系统中产生推力的重要组成部分，是决定整个推进系统的推进效率的重要因素。
2、尽管超燃冲压发动机的研究可以满足高超声速飞行器的动力需求，但其仅能在一定的马赫数范围内工作，无法独立完成从起飞到高超声速飞行的全包线范围内的飞行任务，因此高超声速飞行器需要使用其他助推装置，使其能够适应超宽的飞行马赫数范围。此外，高超声速推进系统具有较宽的工作范围，其工作落压比可达2-600。为保证包线范围内气动性能，通常将排气系统设计点设置在巡航状态，但在低马赫数时，由于其较低的工作落压比，排气系统会出现过膨胀现象，并在飞行器后体产生阻力，对飞行器的加速性产生很大影响；在此过程中，飞行器后体会因为较低的压力分布产生负升力和抬头力矩，从而影响飞行器的稳定性和平衡性。如何保证宽域范围内非对称喷管的高性能工作是目前迫切需要解决的问题。
3、对于低马赫数下超燃冲压发动机的起动问题和非对称喷管的性能问题，研究者们主要对火箭发动机和超燃冲压发动机的组合方案、二次流喷射方法的可行性和其对流场的影响进行了相关研究，但目前没有学者直接将火箭发动机的推力室作为二次流的来源，利用火箭发动机推力室产生的高能射流改善非对称喷管低马赫数下的性能。
4、因此，有必要
技术实现思路
1、为解决上述问题，本专利技术提出了一种耦合火箭推力室的变几何非对称喷管设计方法，通过火箭推力室提供的高能射流，提高了三维非对称喷管低马赫数下的推力性能；通过火箭推力室和非对称喷管的有效结合，保证了非对称喷管宽速域下的高性能工作，更好地满足了发动机与飞行器的使用需求。
2、为了实现上述目的，本专利技术采用了如下技术方案：
3、一种耦合火箭推力室的变几何非对称喷管设计方法，所述的耦合火箭推力室的变几何非对称喷管包括变几何三维非对称喷管及安装在所述变几何三维非对称喷管上膨胀面的三台火箭推力室，通过向所述的变几何三维非对称喷管内引入三台所述火箭推力室的高能射流，改变其内部流场结构，引入激波，提高其壁面沿程压力分布，进而增大其产生的推力，提高推力性能；
4、所述的设计方法包括以下步骤：
5、步骤s1、设计所述变几何三维非对称喷管的三维模型，包括：喉道调节段、流线追踪段和出口调节段；
6、步骤s2、设计三台所述火箭推力室的三维模型；
7、步骤s3、设计所述变几何三维非对称喷管和三台所述火箭推力室的耦合方法，所述的耦合方法包括每台所述火箭推力室和所述变几何三维非对称喷管的耦合方式以及三台所述火箭推力室的布局方案。
8、优选的，所述步骤s1具体包括：
9、步骤s101、设计喉道调节段：喉道调节段的进口形状为上半段矩形，下半段超椭圆形状，喉道调节段的喉道高度根据所述变几何三维非对称喷管的流量确定，在喉道调节段的上壁面安装调节片，通过调节片的旋转完成喉道调节段的喉道面积的调节；喉道调节段的侧壁面通过其进口型线直接拉伸获得，不带有侧向膨胀；
10、步骤s102、设计流线追踪段：基于轴对称最大推力基准流场，使用双向流线追踪技术得到流线追踪段的上膨胀面和侧壁面；根据喉道调节段确定流线追踪段的入口形状，其出口形状为矩形，然后分别通过入口形状顺着流动方向进行流线追踪、通过出口形状逆着流动方向进行流线追踪，获得多条流线，将同一路径上的、顺着流动方向进行流线追踪以及逆着流动方向进行流线追踪得到的两条流线进行加权平均，使得所生成的三维喷管型面过渡流畅；
11、步骤s103、设计出口调节段：根据流线追踪段的出口形状确定出口调节段的进口形状，出口调节段的上壁面和侧壁面通过其进口形状直接拉伸获得，其下壁面为可动调节板，通过可动调节板旋转调节所述变几何三维非对称喷管的出口面积。
12、优选的，所述步骤s2具体包括：
13、步骤s201、基于特征线法得到每台火箭推力室的二维型线；
14、步骤s202、将每台火箭推力室的二维型线绕其中轴线旋转一周，得到每台火箭推力室的三维轴对称型面。
15、优选的，所述步骤s3具体包括：
16、步骤s301、设计每台所述火箭推力室和所述变几何三维非对称喷管的耦合方式：所述火箭推力室安装在所述变几何三维非对称喷管的上膨胀面，在耦合每台所述火箭推力室时，将其出口置于所述变几何三维非对称喷管的上膨胀面，之后沿所述火箭推力室的出口方向将所述火箭推力室的壁面平行拉伸，使其和所述变几何三维非对称喷管的上膨胀面相交，然后将所述火箭推力室的壁面斜切，斜切截面作为所述火箭推力室射流进入所述变几何三维非对称喷管的新出口截面，从而完成每台所述火箭推力室和所述变几何三维非对称喷管的耦合；
17、步骤s302、设计三台所述火箭推力室的布局方案：i型布局方案、v型布局方案和a型布局方案。
18、i型布局方案，三台所述火箭推力室等间距的安装在流线追踪段的上膨胀面中部，其间距为在保证三台所述火箭推力室的外壁面与所述变几何三维非对称喷管的型面不产生干涉的前提下所能达到的最大间距；
19、v型布局方案，一台所述火箭推力室安装在流线追踪段的上膨胀面距流线追踪段进口四分之一位置的中心；另外两台所述火箭推力室安装在流线追踪段上膨胀面距流线追踪段进口四分之三位置的两侧，且呈中心对称；
20、a型布局方案，两台所述火箭推力室安装在流线追踪段的上膨胀面距流线追踪段进口四分之一位置的两侧，且呈中心对称；另外两台所述火箭推力室安装在流线追踪段的上膨胀面距流线追踪段进口四分之一位置的中心。
21、优选的，所述变几何三维非对称喷管的喉道位于喉道调节段，喉道面积的计算公式为：
22、
23、其中，t*、p*分别为所述变几何三维非对称喷管入口气体总温、总压，γ为气体的比热容比，r为气体常数，q(ma)为流量函数，在喉道截面处q(ma)的值取，a即为所求的所述变几何三维非对称喷管的喉道面积，表示流入所述变几何三维非对称喷管的气体的流量。
24、相对于现有技术，本专利技术具有如下技术效果：
25、(1)本专利技术通过将火箭发动机的推力室和非对称喷管耦合，有效的减小了非对称喷管低马赫数下的过膨胀程度，增大了非对称喷管产生的推力，提高了非对称喷管的推力性能；
26、(2)本专利技术设计的耦合火箭推力室的非对称喷管在同一工况下产生的推力大于喷管单独工作和火箭推力室单独工作产生的推力之和，产生了“1+1>2”的效果。
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1.一种耦合火箭推力室的变几何非对称喷管设计方法，其特征在于，所述的耦合火箭推力室的变几何非对称喷管包括变几何三维非对称喷管(1)及安装在所述变几何三维非对称喷管(1)上膨胀面的三台火箭推力室(2)，通过向所述的变几何三维非对称喷管(1)内引入三台所述火箭推力室(2)的高能射流，改变其内部流场结构，引入激波，提高其壁面沿程压力分布，进而增大其产生的推力，提高推力性能；
2.根据权利要求1所述的一种耦合火箭推力室的变几何非对称喷管设计方法，其特征在于，所述步骤S1具体包括：
3.根据权利要求2所述的一种耦合火箭推力室的变几何非对称喷管设计方法，其特征在于，所述步骤S2具体包括：
4.根据权利要求3所述的一种耦合火箭推力室的变几何非对称喷管设计方法，其特征在于，所述步骤S3具体包括：
5.根据权利要求4所述的一种耦合火箭推力室的变几何非对称喷管设计方法，其特征在于，所述变几何三维非对称喷管(1)的喉道位于喉道调节段(3)，喉道面积的计算公式为：
【技术特征摘要】
1.一种耦合火箭推力室的变几何非对称喷管设计方法，其特征在于，所述的耦合火箭推力室的变几何非对称喷管包括变几何三维非对称喷管(1)及安装在所述变几何三维非对称喷管(1)上膨胀面的三台火箭推力室(2)，通过向所述的变几何三维非对称喷管(1)内引入三台所述火箭推力室(2)的高能射流，改变其内部流场结构，引入激波，提高其壁面沿程压力分布，进而增大其产生的推力，提高推力性能；
2.根据权利要求1所述的一种耦合火箭推力室的变几何非对称喷管设计方...
【专利技术属性】
技术研发人员：乔明坤，徐惊雷，陈匡世，黄帅，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：
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