【技术实现步骤摘要】
本申请涉及发动机喷管，特别是涉及超声速喷管收缩段生成曲线设计方法、装置、设备和介质。
技术介绍
1、实验、计算和理论是流体力学研究的三大手段。其中，风洞实验因为能够通过喷管(如图1，其中，a为收缩段，b为超声速段，c为对称轴，lc为收缩段长度，ls为超声速段长度，yi为入口高度，yt为喉部高度，ye为出口高度)在地面实现部分真实飞行条件，比如马赫数和雷诺数，在气体动力研究、粘性流体研究等方面发挥了重要作用。喷管作为风洞的核心设施，其设计直接决定了风洞性能，任何缺陷都会导致风洞噪声、流场的湍流度和不均匀性的增加。此外，超声速喷管在工程实践和科学研究中具有广泛应用，对飞行器推力性能具有重要影响。上世纪研究者开展了大量超声速喷管设计方法研究，相继获得最大推力喷管、最短喷管等研究成果。因此，开展喷管设计的研究对提升喷管与风洞性能是至关重要的。
2、当前，喷管超声速段型面的设计经过v.a.busemann、a.o.atkin、k.foelsch、r.j.cresci和j.c.sivells等的一代代改进，已经形成了相对成熟的理论。然而，喷管收缩段，即喉部上游的亚声速汇聚段，是采用空气动力学上远不如超声速型面理论严格的方法设计；这是因为，对于低速喷管的收缩段，其不可压缩流动尚且可以使用流函数的级数解法，比如钱学森、r.l.barger通过预设轴线速度获得各种收缩段外型；相比之下，超声速喷管收缩段的可压缩亚声速流动，由于控制方程的椭圆性质，非常难以进行空间步进求解，这是收缩段研究遇到的第一个难点。
3、作为结果，几乎所
4、1)t.morel的双三次曲线：
5、
6、式中，yi为收缩段入口半高，yt为喉部半高，y为轴向距离x处的截面半径，xm为分段曲线连接点的相对位置，一般取xm＝0.5。
7、2)j.h.bell的五次方曲线：
8、
9、3)维氏曲线：
10、
11、4)移轴维氏曲线，在维氏曲线定义式基础上进行修改：
12、
13、5)cqcq曲线：
14、
15、其中：
16、目前所有超声速喷管使用的收缩段都使用上述5种方法中的某一种。这5种收缩段符合美国阿诺德工程发展中心aedc、中国空气发展中心cardc积累的收缩段设计经验准则。
17、超声速喷管收缩段研究的另一个难点在于独立评价收缩段的影响。只有收缩段而没有超声速型面不足以产生超声速流动，这意味着超声速型面的设计必须足够完美，否则它的任何缺陷将轻而易举地掩盖收缩段的影响。常用的超声速型面设计方法比如k.foelsch、r.j.cresci引入了源流假设，它对流动的影响比收缩段的影响大；而基于流函数级数展开的超声速型面设计方法，比如baron与ishii，在偏离声速展开点后，舍去误差迅速增大，同样无法准确评价收缩段的影响。
18、虽然这些超声速喷管设计至今在地面试验设施中使用，但是，超声速喷管收缩段都使用解析曲线，而并非基于空气动力学，且均无法独立评价收缩段的影响，因此，其设计精度不足以用于收缩段的研究；此外，还需要考虑到喷管所在的发动机或风洞设施具有昂贵的造价和漫长的工期。这些困难导致了超声速喷管收缩段的相应研究还很少，不够系统和深入。
技术实现思路
1、基于此，有必要针对上述技术问题，提供一种超声速喷管收缩段生成曲线设计方法、装置、设备和介质，能够基于空气动力学得到超声速喷管跨声速三阶渐进解，且能够独立评价收缩段的影响，从而设计出可以提供准确的跨声速三阶渐进解的改进收缩段。
2、超声速喷管收缩段生成曲线设计方法，包括：
3、对超声速喷管进行流体力学分析，得到超声速喷管跨声速三阶渐进解；
4、设计改进收缩段，使所述改进收缩段的终点斜率为零，且所述改进收缩段的终点曲率与超声速段的设计曲率一致，以得到提供所述超声速喷管跨声速三阶渐进解的超声速喷管收缩段生成曲线。
5、在一个实施例中，对超声速喷管进行流体力学分析，得到超声速喷管跨声速三阶渐进解，包括：
6、对超声速喷管进行流体力学分析，得到声速点的气体动力学方程；
7、对所述气体动力学方程进行无量钢化，得到无量纲坐标；
8、对所述气体动力学方程进行展开，得到展开速度；
9、根据所述气体动力学方程、所述无量纲坐标以及所述展开速度，并结合声速线位置，得到超声速喷管跨声速三阶渐进解。
10、在一个实施例中，根据所述气体动力学方程、所述无量纲坐标以及所述展开速度，并结合声速线位置，得到超声速喷管跨声速三阶渐进解，包括：
11、根据所述气体动力学方程、所述无量纲坐标以及所述展开速度，得到x向的速度分量以及y向的速度分量；
12、对超声速喷管进行声速定义，得到声速线位置；
13、根据所述x向的速度分量、所述y向的速度分量以及所述声速线位置，得到超声速喷管跨声速三阶渐进解。
14、在一个实施例中，对超声速喷管进行流体力学分析，得到声速点的气体动力学方程：
15、
16、式中，a为声速，u为流向速度，v为展向速度，x为x轴坐标，y为y轴坐标，δ为流动特征；
17、对所述气体动力学方程进行无量钢化，得到无量纲坐标：
18、x＝[2r/(γ+1)]0.5(x/rt),y＝y/rt
19、式中，x为x轴无量纲坐标，y为y轴无量纲坐标，r为喉部相对曲率半径，γ为气体比热比，rt为喉部半径；
20、对所述气体动力学方程进行展开，得到展开速度：
21、vx＝a*+vx,vy＝vy
22、式中，vx为流向无量纲速度，vy为展向无量纲速度，vy为展向无量纲扰动速度，vx为流向无量纲扰动速度，a*为临界声速；
23、根据所述气体动力学方程、所述无量纲坐标以及所述展开速度，得到x向的速度分量以及y向的速度分量：
24、
25、
26、式中，vx(x,y)为流向无量纲速度，vy(x,y)为展向无量纲速度，vx1(x,y)为流向无量纲扰动速度的一阶扰动系数分量，vx2(x,y)为流向无量纲扰动速度的二阶扰动系数分量，vx3(x,y)为流向无量纲扰动速度的三阶扰动系数分量，vy1(x,y)为展向无量纲扰动速度的一阶扰动系数分量，vy2(x,y)为展向无量纲扰动速度的二阶扰动系数分量，vy3(x,y)为展向无量纲扰动速度的三阶扰动系数分量；
27、对超声速喷管进行声速定义，得到声速线位置：
28、
29、根据所述x向的速度分量、所述y向的速度分量以及所述声速线位置，得到超声速喷管跨声速三阶渐进解：
30、
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1.超声速喷管收缩段生成曲线设计方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的超声速喷管收缩段生成曲线设计方法，其特征在于，对超声速喷管进行流体力学分析，得到超声速喷管跨声速三阶渐进解，包括：
3.根据权利要求2所述的超声速喷管收缩段生成曲线设计方法，其特征在于，根据所述气体动力学方程、所述无量纲坐标以及所述展开速度，并结合声速线位置，得到超声速喷管跨声速三阶渐进解，包括：
4.根据权利要求3所述的超声速喷管收缩段生成曲线设计方法，其特征在于，对超声速喷管进行流体力学分析，得到声速点的气体动力学方程：
5.根据权利要求1至4任一项所述的超声速喷管收缩段生成曲线设计方法，其特征在于，设计改进收缩段，包括：
6.根据权利要求1至4任一项所述的超声速喷管收缩段生成曲线设计方法，其特征在于，设计改进收缩段，包括：
7.根据权利要求6所述的超声速喷管收缩段生成曲线设计方法，其特征在于，所述多项式段为n次多项式，所述多项式系数由边界条件确定；
8.超声速喷管收缩段生成曲线设计装置，其特征在于，包括：>
9.一种计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现权利要求1至7中任一项所述方法的步骤。
10.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现权利要求1至7中任一项所述的方法的步骤。
...【技术特征摘要】
1.超声速喷管收缩段生成曲线设计方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的超声速喷管收缩段生成曲线设计方法，其特征在于，对超声速喷管进行流体力学分析，得到超声速喷管跨声速三阶渐进解，包括：
3.根据权利要求2所述的超声速喷管收缩段生成曲线设计方法，其特征在于，根据所述气体动力学方程、所述无量纲坐标以及所述展开速度，并结合声速线位置，得到超声速喷管跨声速三阶渐进解，包括：
4.根据权利要求3所述的超声速喷管收缩段生成曲线设计方法，其特征在于，对超声速喷管进行流体力学分析，得到声速点的气体动力学方程：
5.根据权利要求1至4任一项所述的超声速喷管收缩段生成曲线设计方法，其特征在于，设计改进收缩...
【专利技术属性】
技术研发人员：张博，赵玉新，易仕和，杨瑞，
申请(专利权)人：中国人民解放军国防科技大学，
类型：发明
国别省市：
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