一种多通道并联组合发动机动态建模方法

1.本发明涉及组合发动机领域，尤其是涉及一种多通道并联组合发动机动态建模方法。


背景技术：

2.在宽速域条件下为实现航空发动机高效率与高经济性工作，通常采用组合动力装置，将各类型的发动机组合，使各子动力发动机在合适的马赫数范围内工作以发挥其相应优势。组合动力发动机的理论建模作为反映组合动力发动机气动热力学过程的数学方法，对于组合动力发动机初期设计，特别是来流分配过程与燃油分配过程等控制系统的设计具有重大意义。因此，在组合动力发动机初期设计过程中对于组合动力发动机物理模型的动态性、准确性、实时性具有较高的要求。
3.此外，由于涡轮基组合动力(tbcc)具有低速性能好、飞行速域广、经济性良好等优点，已成为组合动力的研制重点。现有一种多通道并联的三动力组合发动机([1]邢菲,郭峰,朱剑锋,尤延铖.一种多通道并联的三动力组合发动机设计方法[p].福建省：cn109670269b,2021-03-05.)，将引射火箭-亚燃通道、两个涡轮通道与超燃通道四个通道并联布置，上通道为引射火箭与亚燃燃烧室串联的组合形式，下通道为超燃燃烧室，左右通道均为涡轮发动机，上述四通道共用一个三维内转进气道和尾喷管从而组成四通道三动力组合发动机。该组合动力发动机以涡轮发动机为基础，集成冲压发动机、火箭发动机等动力形式，形成宽速域高超声速动力系统。
[0004]
然而，多通道并联的三动力组合发动机的设计，现阶段还存在以下问题：1、针对构型的四通道三动力组合发动机，尚未进行详细的气动热力学物理建模，难以对该组合动力发动机，特别是控制系统设计与优化；2、根据现有公开文献资料，现有的组合动力发动机建模方法，特别是包含冲压发动机的并联组合动力发动机，大多是基于稳态模型进行构建的，无法反映各通道关键构件(如进气道分流板)或气动热力学过程所带来的动态特性，难以满足对组合发动机来流分配时机与比例、燃油分配过程的精确控制律的设计要求；3、现有研究中，并联通道的来流流量及相关气动参数(如流量、总温、总压)大多相互独立，难以体现对来流进行分配时各并联子通道气流的耦合性影响。


技术实现要素：

[0005]
本发明的目的在于解决现有技术中的上述问题，基于上述多通道并联的三动力组合发动机，提供一种多通道并联组合发动机动态建模方法。在体现对来流进行分配时各并联子通道气流的耦合性影响的同时，充分考虑进气道分流板动态效应、喷油与燃烧动态效应、转子动力学效应、容积动力学效应等组合动力发动机的关键部件或气动热力学环节所带来的动态特性，以进一步真实反映上述多通道并联的三动力组合发动机的动态响应过程。
[0006]
为达到上述目的，本发明包括以下步骤：
[0007]
1)建立组合进气道动态模型，即根据已知的组合进气道入口与出口的气流特性数据，在体现进气道分流板转动带来气动惯性效应的条件下，构建组合进气道全包线数值动态模型；
[0008]
2)建立涡喷通道动态模型，即根据单轴涡喷发动机气动热力学特性和典型部件特性数据，在体现涡喷发动机转子动力学效应所带来的动态特性的条件下，构建涡喷通道的动态模型；
[0009]
3)建立引射火箭-亚燃通道动态模型，即根据火箭发动机与亚燃冲压发动机的气动热力学原理，在体现火箭发动机燃烧室、亚燃冲压发动机补燃室由喷油与燃烧动态效应、容积动力学效应所带来的动态效应的条件下，构建引射火箭-亚燃通道动态模型；
[0010]
4)建立超燃通道模型，即根据超燃冲压发动机的气动热力学原理，构建超燃通道动态模型。
[0011]
在步骤1)中，所述已知的组合进气道入口与出口的气流特性数据，包括各通道流量捕获系数、总压恢复系数与飞行高度、马赫数、涡喷通道分流板开度、引射火箭-亚燃通道分流板开度的数值及其对应关系。
[0012]
在步骤1)中，所述组合进气道的关键构件为各通道的分流板，其机械转动所带来的惯性效应导致进气道来流参数输入与输出的惯性效应，通过增加分流板的惯性环节体现组合进气道的动态特性。
[0013]
在步骤1)中，所述构建组合进气道全包线数值动态模型，当涡喷通道分流板开度或引射火箭-亚燃通道分流板开度改变时，同时对四个通道来流的气动参数造成影响，由此反映对来流进行分配时各并联子通道气流的耦合性影响。
[0014]
在步骤2)中，所述涡喷通道动态模型的部件包括压气机、燃烧室、涡轮、涡轮喷管，所需单轴涡喷发动机气动热力学特性和典型部件特性数据包括压气机特性曲线与涡轮特性曲线。
[0015]
在步骤2)中，所述构建涡喷通道的动态模型，在考虑流量连续、压力平衡、功率平衡的前提下，由转子动力学效应体现其动态过程。
[0016]
在步骤3)中，所述引射火箭-亚燃通道动态模型包括亚燃扩压段、火箭燃烧室、火箭喷管、掺混室、亚燃补燃室、亚燃喷管。
[0017]
在步骤3)中，所述构建引射火箭-亚燃通道动态模型，由于火箭燃烧室、亚燃补燃室的喷油环节、燃烧环节具有动态时滞效应，通过增加惯性环节体现引射火箭-亚燃通道的喷油与燃烧动态效应；火箭燃烧室、亚燃补燃室的容积动力学效应也体现引射火箭-亚燃通道的动态效应。
[0018]
在步骤4)中，所述超燃通道模型包括超燃隔离段、超燃燃烧室、超燃喷管。
[0019]
在步骤4)中，所述构建超燃通道动态模型，考虑在高马赫数飞行下，超燃通道动态响应趋于瞬时的特点，将其动态特性体现在进气道分流板动态效应上。
[0020]
相对于现有技术，本发明技术方案取得的有益效果是：
[0021]
(1)本发明针对上述构型的四通道三动力组合发动机构建详细的气动热力学模型，为该构型组合动力发动机的设计，特别是控制系统的设计提供了数学物理模型基础；
[0022]
(2)本发明考虑到进气道分流板动态效应、喷油与燃烧动态效应、转子动力学效应、容积动力学效应等组合动力发动机的关键构件或气动热力学环节所带来的动态特性，
构建多通道并联组合发动机动态模型，更加真实反映各通道关键构件或气动热力学过程所带来的动态过程，满足对组合发动机来流分配时机与比例、燃油分配过程的精确控制律的设计要求；
[0023]
(3)本发明通过组合进气道分流板开度变化同时对四个通道来流的气动参数造成影响，反映了对来流进行分配时各并联子通道气流的耦合性影响，进一步提高组合动力物理模型的准确性。
附图说明
[0024]
图1为本发明对应的组合动力发动机俯视结构示意图；
[0025]
图2为本发明对应的组合动力发动机侧视结构示意图；
[0026]
图3为本发明对应的组合进气道结构示意图；
[0027]
图4为本发明的计算流程图。
具体实施方式
[0028]
为了更加清晰地阐述本发明所要解决的技术问题、技术方案及有益效果，以下实施例将结合附图对本发明作进一步的说明。
[0029]
参阅图1～4所示，一种多通道并联组合发动机动态建模方法实施例，包括以下步骤：
[0030]
1)建立组合进气道
①
动态模型，即根据已知的组合进气道
①
入口与出口的气流特性数据，在体现进气道分流板
⑤
转动带来气动惯性效应的条件下，构建组合进气道
①
全包线数值动态模型；
[0031]
2)建立涡喷通道
②
动态模型，即根据单轴涡喷发动机气动热力学特性和典型部件特性数据，在体现涡喷发动机转子动力学效应所带来的动态特性的条件下，构建涡喷通道
②
的动态模型；
[0032]
3)建立引射火箭-亚燃通道
③
动态模型，即根据火箭发动机与亚燃冲压发动机的气动热力学原理，在体现火箭发动机燃烧室、亚燃冲压发动机补燃室由喷油与燃烧动态效应、容积动力学效应所带来的动态效应的条件下，构建引射火箭-亚燃通道
③
动态模型；
[0033]
4)建立超燃通道
④
模型，即根据超燃冲压发动机的气动热力学原理，构建超燃通道
④
动态模型；
[0034]
所述步骤1中已知的组合进气道
⑤
入口与出口的气流特性数据，包括各通道流量捕获系数、总压恢复系数与飞行高度、马赫数、涡喷通道分流板开度α、引射火箭-亚燃通道分流板开度β的数值及其对应关系；
[0035]
所述步骤1中各通道分流板
⑤
作为组合进气道
①
的关键构件，其机械转动所带来的惯性效应将直接导致组合进气道
①
来流参数输入与输出的惯性效应，可通过增加分流板
⑤
的惯性环节体现组合进气道
①
的动态特性；
[0036]
所述步骤1中，当涡喷通道分流板开度α或引射-亚燃通道分流板开度β改变时，将同时对四个通道来流的气动参数造成影响，由此反映对来流进行分配时各并联子通道气流的耦合性影响；
[0037]
所述步骤2中涡喷通道
②
模型的主要部件包括压气机、燃烧室、涡轮、涡轮喷管，所
需单轴涡喷发动机气动热力学特性和典型部件特性数据主要包括压气机特性曲线与涡轮特性曲线；
[0038]
所述步骤2中涡喷通道
②
建模在考虑流量连续、压力平衡、功率平衡的前提下，由转子动力学效应体现其动态过程；
[0039]
所述步骤3中引射火箭-亚燃通道
③
模型主要包括亚燃扩压段、火箭燃烧室、火箭喷管、掺混室、亚燃补燃室、亚燃喷管等部件级模型；
[0040]
所述步骤3引射火箭-亚燃通道
③
建模过程中，由于火箭燃烧室、亚燃补燃室的喷油环节、燃烧环节具有动态时滞效应，可通过增加惯性环节体现引射火箭-亚燃通道的喷油与燃烧动态效应；此外，火箭燃烧室、亚燃补燃室的容积动力学效应也体现了引射火箭-亚燃通道
③
的动态效应；
[0041]
所述步骤4中超燃通道
④
模型主要包括超燃隔离段、超燃燃烧室、超燃喷管等部件级模型；
[0042]
所述步骤4超燃通道
④
建模过程中，考虑到在高马赫数飞行下，超燃通道
④
动态响应趋于瞬时的特点，将其动态特性体现在进气道分流板
⑤
动态效应上。
[0043]
下面详细说明本实施例的具体实现，计算流程与参数下标如图4所示：
[0044]
(1)建立组合进气道
①
动态模型
[0045]
组合进气道
①
可在不同飞行条件下通过改变涡喷通道分流板开度α与引射火箭-亚燃通道分流板开度β为各通道提供相应的空气流量，以实现发动机在不同模态下的工作。如图3所示，涡喷通道分流板位于左右两侧涡喷通道
②
入口，引射火箭-亚燃通道分流板位于中央通道上侧引射火箭-亚燃通道
③
入口，中央通道下侧为超燃通道
④
入口，始终保持通道全开状态。
[0046]
通过已知的组合进气道
①
入口与出口的气流特性数据，包括各通道流量捕获系数、总压恢复系数与飞行高度、马赫数、涡喷通道分流板开度α、引射火箭-亚燃通道分流板开度β的对应关系：
[0047][0048]
σi＝f
2i
(h,ma,α,β)
ꢀꢀꢀ
(2)
[0049]
θi＝f
3i
(h,ma,α,β)
ꢀꢀꢀꢀ
(3)
[0050]
其中i＝1,2,3，分别为涡喷通道
②
、引射火箭-亚燃通道
③
、超燃通道
④
对应特征气动参数，为组合进气道
①
总流量捕获系数，σi为各通道总压损失系数，θi为各通道流量分配比例。由于公式(1)～(3)由已知的组合进气道
①
入口与出口的气流特性数据得到，各并联子通道气流参数的变化具有耦合性。
[0051]
为反映分流板
⑤
机械转动所带来的惯性效应导致组合进气道
①
来流参数输入与输出的惯性效应，可通过增加分流板
⑤
的惯性环节体现组合进气道
①
的动态特性：
[0052][0053][0054]
(2)建立涡喷通道
②
动态模型
[0055]
由流量连续、压力平衡、功率平衡按涡喷通道气流路径依次建立压气机、燃烧室、涡轮、涡轮喷管等部件级气动热力学模型，其中压气机特性曲线与涡轮特性特性曲线需要提前得出。
[0056]
如公式(6)，涡喷通道
②
动态特性由转子动力学效应体现，其中p
t
为涡轮功率，pc为压气机功率，d为转子转轴的转动惯量：
[0057][0058]
(3)建立引射火箭-亚燃通道
③
动态模型
[0059]
由引射火箭-亚燃通道
③
气流路径依次建立亚燃扩压段、火箭燃烧室、火箭喷管、掺混室、亚燃补燃室、亚燃喷管等部件级模型。
[0060]
由燃气状态方程与能量守恒方程、气体状态方程，火箭燃烧室可由公式(7)～(10)计算：
[0061][0062][0063][0064][0065]
其中，m
out
为引射火箭燃烧室出口流量。
[0066]
在引射火箭-亚燃通道
③
掺混室中，对于引射流与被引射流掺混计算，定义引射系数为n＝m
22
/m
21
，比热比：c＝cp
22
/cp
21
，总温比：ζ＝t
22*
/t
21*
，可得混合室入口两气流参数可得完全混合气体定压比热为cp3＝(cp
21
+ncp
22
)/(1+n)，气体常数为r3＝(r
21
+nr
22
)/(1+n)，比热比为γ3＝γ
22
(1+nc)/(γ
22
/γ
21
+nc)，由能量守恒方程、动量守恒方程、质量守恒方程可得公式(11)～(16):
[0067]m21
cp
21
t
21*
+m
22
cp
22
t
22*
＝m3cp3t
3*
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(11)
[0068][0069]
[0070][0071][0072][0073]
其中，a
cr
为临界音速，且当z函数取任意大于2的值时，分别存在一个亚音速解与一个超音速解。对于引射火箭-亚燃通道
③
而言，由于其引射系数较大，取亚音速解。
[0074]
如公式(17)～(18)由容积动力学原理建立亚燃燃烧室动力学模型，其中vb为燃烧室容积，cv为定容比热容，hu为燃油低热值，ηb为燃烧效率，hc为燃油焓值。
[0075][0076][0077]
为体现火箭燃烧室、亚燃补燃室的喷油环节、燃烧环节所带来的动态时滞效应，可增加惯性环节反映引射火箭-亚燃通道
③
的喷油与燃烧动态效应：
[0078][0079]
引射火箭-亚燃通道
③
内引射火箭喷管与亚燃喷管为收缩-扩张喷管。首先由喷管面积比q(mae)＝a
t
/ae计算三个特征压比β
b1
、β
b2
、β
b3
，如公式(20)～(22)：
[0080]
β
b1
＝π(mae)
sub
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(20)
[0081][0082]
β
b3
＝π(mae)
sup
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(22)
[0083]
由实际压比β确定出口气流参数，当β
b1
＜β时，此时喷管内为亚声速流动，出口静压与反压相等，由质量守恒可得出口参数；当β
b2
＜β≤β
b1
时，此时管内产生正激波，由公式(23)～(26)计算；当β≤β
b2
时，喷管处于过膨胀状态，由公式(27)～(28)计算。其中，i、t、e分别为喷管入口截面、喉道截面、出口截面参数：
[0084][0085]
q(λ
t
)＝1
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(24)
[0086]
[0087][0088][0089][0090]
(3)建立超燃通道
④
动态模型
[0091]
由超燃通道
④
气流路径依次建立超燃隔离段、超燃燃烧室、超燃喷管等部件级模型。考虑到在高马赫数飞行下，超燃通道
④
动态响应趋于瞬时的特点，将其工作时动态特性体现在进气道分流板
⑤
动态效应上。
[0092]
由流体动力学可知，由截面积变da壁面摩擦δff、传热δq、机械功δw、阻力及其他体积力δd和质量变化量可得流体轴向参数变化。由公式(29)可计算超然通道
④
各部件气动参数变化情况：
[0093][0094]
其中:
[0095][0096]
式中,p为静压，ma为马赫数，t为静温，γ为比热容比，da为截面变化，cf为壁面摩擦系数，dh为水利直径。
[0097]
上述实施例仅为本发明的较佳实施例，不能被认为用于限定本发明的实施范围。凡依本发明申请范围所作的均等变化与改进等，均应仍归属于本发明的专利涵盖范围之内。