基于与前机身耦合优化的高超声速隔离段设计方法及系统

摘要

本发明提供一种基于与前机身耦合优化的高超声速隔离段设计方法及系统，包括：提取进气道出口与燃烧室入口的型线，获得隔离段入口与隔离段出口；获取隔离段入口至隔离段出口的过渡截面；根据控制参数生成偏置控制线，将所有的过渡截面装配到偏置控制线中对应的偏置点上，获得三维变截面弯曲隔离段；将前机身周围的外流场与进气道生成网格；将三维变截面弯曲隔离段生成网格，拼接进气道出口的网格与三维变截面弯曲隔离段入口的网格以形成耦合网格，随后对耦合网格进行循环仿真，采用优化算法调节控制参数的取值直至仿真优化目标达到收敛。有效的解决了现有技术中隔离段优化设计的不足。本发明应用于高超声速发动机技术领域。

说明书

技术领域

本发明涉及高超声速发动机技术领域，尤其涉及一种基于与前机身耦合优化的高超声速隔离段设计方法及系统。

背景技术

高超声速飞行器是以超燃冲压发动机以及组合发动机为动力，能在大气层和跨大气层中实现高超声速飞行的飞行器。其中隔离段是超燃冲压发动机的重要部件，作用是隔离燃烧室内反压对上游进气道的影响，并容纳激波串，对来流减速加压，提高流场品质。其性能的优劣直接影响到了超燃冲压发动机工作性能。

隔离段按出入口是否偏置可分为等直隔离段和弯曲隔离段。等直隔离段内流场一般比较简单，人们对其中激波，膨胀波以及边界层相互干扰的流动机理认识比较清楚，提出了一些能指导等直隔离段设计的半经验公式。(文献“Structure of Shock Waves inCylindrical Ducts[J],P.J.Waltrup,F.S.Billig,AIAA Journal,1973”)

对于弯曲隔离段而言，由于其中复杂的流动现象使其特性偏离了传统的简化模型，具有复杂的三维特征，上述半经验公式并不适用。目前关于弯曲隔离段设计的方法主要有：文献“复杂变截面进气道的一种设计方法[J]，周慧晨，航空动力学报,2009”，该文章提出了一种基于曲率控制的截面形状生成与过渡技术，可实现进气道任意进口截面形状向出口圆截面的过渡，为复杂截面变化提供了思路；文献“超声速转弯流道设计方法[P]，赵玉新，王振国，赵延辉，梁剑寒，范晓樯，马志成，201210447983.4，2012.11.09”提供了一种超声速转弯流道设计方法，该方法根据流道入口和单边壁面曲线，利用特征线法确定对应于单边壁面曲线的对边壁面曲线，根据出口流场参数确定超声速流道壁面曲线，能够获得全流场为超声速的无激波超声速流道；文献“一种基于几何融合的三维变截面弯曲流道设计方法及装置[P]，范晓樯；蒙泽威；王翼；熊冰，陶渊；徐尚成；陆雷；201811037808，2018.12.14”提出了一种基于几何融合的三维弯曲变截面流道设计方法，其优点为能满足入口和出口形状要求，同时也能满足偏置要求。以上的现有方法也具备有较多弊端，比如：

现有的优化设计方法大多都是将隔离段这一部件提取出来单独进行优化，指定隔离段出入口的边界条件，优化完成后再将隔离段装配到整个高超声速飞行器系统上。但是隔离段入口边界条件无论怎么设置，都与真实飞行条件下的隔离度的入口来流情况有所差别。单独对隔离段进行优化，无论效果再好，装配到整个系统上实际效率都相差很大，无法使高超声速隔离段既能灵活匹配进气道出口来流，又能灵活衔接下游不同型号的燃烧室。

发明内容

针对现有技术中隔离段优化设计的不足，本发明的目的是提供一种基于与前机身耦合优化的高超声速隔离段设计方法及系统。

其采用的技术方案是：

基于与前机身耦合优化的高超声速隔离段设计方法，包括如下步骤：

步骤1，提取进气道出口与燃烧室入口的型线，获得隔离段入口与隔离段出口；

步骤2，获取隔离段入口至隔离段出口的过渡截面；

步骤3，根据控制参数生成偏置控制线，将所有的过渡截面装配到偏置控制线中对应的偏置点上，获得三维变截面弯曲隔离段；

步骤4，将前机身周围的外流场与进气道生成网格；

步骤5，将步骤3中的三维变截面弯曲隔离段生成网格并使三维变截面弯曲隔离段入口的网格与步骤4中进气道出口的网格相同，拼接进气道出口的网格与三维变截面弯曲隔离段入口的网格以形成耦合网格，随后对耦合网格进行循环仿真，采用优化算法调节控制参数的取值直至仿真优化目标达到收敛。

作为上述技术方案的进一步改进，所述提取进气道出口与燃烧室入口的型线，获得隔离段入口与隔离段出口，具体为：

提取进气道出口与燃烧室入口位于进气道对称面同一侧的型线，获取进气道出口的型线并与对称线组成隔离段入口截面，获取燃烧室入口的型线并与对称线组成隔离段出口截面。

作为上述技术方案的进一步改进，所述根据控制参数生成偏置控制线，具体为：

在隔离段入口与隔离段出口之间沿偏置控制线的线程设定四个控制点，其中，第一个控制点为隔离段入口的中心，第四个控制点为隔离点出口的中心；

根据控制参数中的隔离段入口的偏置斜率k₁与第二个控制点M的横坐标x_M来确定第二个控制点M的纵坐标y_M，根据控制参数中的隔离段出口的偏置斜率k₂与第三个控制点N的横坐标x_N来确定第三个控制点N的纵坐标y_N；

根据第一个控制点的坐标，隔离段入口的偏置斜率k₁、第二个控制点M的坐标(x_M，y_M)、隔离段出口的偏置斜率k₂、第三个控制点N的坐标(x_N，y_N)与第四个控制点的坐标采用B样条曲线的方法，获取偏置控制线。

作为上述技术方案的进一步改进，所述步骤2具体包括如下步骤：

步骤21、根据控制参数将隔离段入口的型线划分为A₁A₂、A₂A₃、…、A_nA_n+1、将隔离段出口的型线划分为B₁B₂、B₂B₃、…、B_nB_n+1，其中，n≥3；

步骤22、获取A_iA_i+1至B_iB_i+1平滑过渡的第j个沿程过渡型线C_ijC_(i+1)j，即C_1jC_2j、C_2jC_3j、…、C_njC_(n+1)j，整合C_1jC_2j、C_2jC_3j、…、C_njC_(n+1)j得到隔离段入口至隔离段出口的平滑过渡的第j个沿程过渡截面f_j,其中i＝1，2，…，n；j＝1，2，3，…；

步骤23、获取沿程过渡截面f_j的缩放因子p_j，并根据缩放因子获得缩放后的过渡截面。

作为上述技术方案的进一步改进，所述根据控制参数将隔离段入口划分为A₁A₂、A₂A₃、…、A_nA_n+1、将隔离段出口划分为B₁B₂、B₂B₃、…、B_nB_n+1，具体为：

以控制参数中的第一比例数将隔离段入口划分为长度比例为a₁∶a₂∶…∶a_n的A₁A₂、A₂A₃、…、A_nA_n+1，以控制参数中的第二比例数将隔离段出口划分为长度比例b₁∶b₂∶…∶b_n为B₁B₂、B₂B₃、…、B_nB_n+1。

作为上述技术方案的进一步改进，所述获取A_iA_i+1至B_iB_i+1平滑过渡的第j个沿程过渡型线C_ijC_(i+1)j,具体为：

对线段A_iA_i+1与线段B_iB_i+1进行数学离散，使得A_iA_i+1与B_iB_i+1的离散点数目一一对应；

通过几何融合算法获取离散后的A_iA_i+1至B_iB_i+1平滑的第j个沿程过渡型线C_ijC_(i+1)j，所述C_ijC_(i+1)j的表达式为：

C_ijC_(i+1)j(z_l,y_l)＝(1-K)·f_in(z_l,y_l)+K·f_out(z_l,y_l)

式中，C_ijC_(i+1)j(z_l，y_l)表示第j个沿程型线C_ijC_(i+1)j上第l个点的坐标函数，f_in(z_l，y_l)表示A_iA_i+1第l个点的坐标函数，f_out(z_l，y_l)表示B_iB_i+1第l个点的坐标函数，x为流线坐标，x_in是流道入口的流线坐标，x_out是流道出口的流线坐标。

作为上述技术方案的进一步改进，所述步骤23具体包括：

获取过渡截面f_j的设计面积A_j(x_j)，则设计面积A_j(x_j)满足：∫p_j·y_jd(p_j·z_j)＝A_j(x_j)，式中，(x_j，y_j，z_j)为过渡截面f_j在X，Y，Z轴上的坐标；

根据设计面积A_j(x_j)的数值迭代，获得缩放因子p_j，最终根据缩放因子获得缩放后的过渡截面。

作为上述技术方案的进一步改进，步骤5中，所述仿真优化目标为隔离段出口的总压恢复系数，所述步骤5具体包括：

步骤51，将步骤3中的三维变截面弯曲隔离段参数化生成相应的弯曲隔离段型线；

步骤52，将步骤51生成的弯曲隔离段型线导入网格划分软件生成网格并使三维变截面弯曲隔离段入口的网格与步骤4中进气道出口的网格相同，拼接进气道出口的网格与三维变截面弯曲隔离段入口的网格以形成耦合网格，将耦合网格导入仿真软件进行循环仿真；

步骤53，判断隔离段出口的总压恢复系数是否满足收敛条件：

若满足收敛条件则停止循环，并输出变截面弯曲隔离段的最终构型；

若不满足收敛条件则通过优化算法获取新的控制参数后返回步骤51。

作为上述技术方案的进一步改进，步骤53中，所述优化算法为多岛遗传算法。

一种基于与前机身耦合优化的高超声速隔离段设计系统，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述方法的步骤。

本发明的有益技术效果：

(1)本发明通过提取进气道出口与燃烧室入口作为隔离段入口与隔离段出口，并在仿真优化过程中采用隔离段与飞行器前体、进气道与外流场进行一体化仿真优化，相比于对高超声速隔离段进行单独优化的方法，隔离段入口与隔离段出口能够接近真实飞行条件；

(2)本发明通过控制参数生成偏置控制线，并在最终的优化过程中能够改变控制参数进而改变偏置控制线，使得设计完成的隔离段可以更好的衔接燃烧室，能为不同型号的燃烧室提供高品质气流。

附图说明

图1是本实施例中弯曲隔离段的构型图；

图2是本实施例中基于与前机身耦合优化的高超声速隔离段设计方法的流程示意图；

图3是本实施例中隔离段入口与隔离段出口的型线处理示意图；

图4是本实施例中获取隔离段入口至隔离段出口的过渡截面的流程示意图；

图5是本实施例中设计偏置控制线的流程示意图；

图6是本实施例中偏置控制线的结构示意图；

图7是本实施例中优化仿真流程示意图；

图8是本实施例中各控制参数的变化示意图；

图9是本实施例中目标函数σ的迭代历史图；

图10是本实施中最终优化得到的隔离段与前机身、进气道的装配示意图。

具体实施方式

为了使本公开的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下结合具体实施例，并根据附图，对本发明进一步详细说明。需要说明的是，在附图或说明书描述中，未描述的内容以及部分英文简写为所属技术领域中普通技术人员所熟知的内容。本实施例中给定的一些特定参数仅作为示范，在不同的实时方式中该值可以相应地改变为合适的值。

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本实施例中以工程研究中某弯曲隔离段的优化设计为例对本发明进行论述，其初始构型如图1所示，其中，Inlet为进气道，Outlet为燃烧室。

如图2所示的一种基于与前机身耦合优化的高超声速隔离段设计方法，包括如下步骤：

201，根据超燃冲压发动机中的提取进气道出口与燃烧室入口的型线，获得隔离段入口与隔离段出口；

202，获取隔离段入口至隔离段出口的过渡截面；

203，根据控制参数生成偏置控制线，将所有的过渡截面装配到偏置控制线中对应的偏置点上，获得三维变截面弯曲隔离段；

204，前机身周围的外流场与进气道生成网格，其中，前机身周围的外流场与进气道的构型由超燃冲压发动机的实际构型获取；

205，将203中的三维变截面弯曲隔离段生成网格并使三维变截面弯曲隔离段入口的网格与204中进气道出口的网格相同，拼接进气道出口的网格与三维变截面弯曲隔离段入口的网格以形成前机身周围的外流场、进气道与三维变截面弯曲隔离段的耦合网格，随后对耦合网格进行循环仿真，采用优化算法调节控制参数的取值直至仿真优化目标达到收敛，其中，在循环仿真过程中，204中生成的前机身周围的外流场与进气道网格始终不变。

在201中，由于超燃冲压发动机的进气道、隔离段与燃烧室均为对称结构，因此可以只提取进气道出口与燃烧室入口位于进气道对称面同一侧的型线，即图3(a)中的弧线，随后将获取进气道出口的型线并与对称线组成隔离段入口截面，获取燃烧室入口的型线并与对称线组成隔离段出口截面，对称线即为图3(a)中与y轴平行的线。可以有效的减少优化设计过程中的计算量，进而提升后续过程中循环仿真的速度。

在202中，参考图4，获取隔离段入口至隔离段出口的过渡截面，具体包括：

401，根据控制参数将隔离段入口的型线划分为A₁A₂、A₂A₃、…、A_nA_n+1、将隔离段出口的型线划分为B₁B₂、B₂B₃、…、B_nB_n+1，其中，n表示将隔离段入口的型线或隔离段出口的型线划分的段数，控制参数用于控制隔离段入口的型线或隔离段出口的型线在划分结束后所形成的线段之间的长度比例，n≥3；

402，获取A_iA_i+1至B_iB_i+1平滑过渡的第j个沿程过渡型线C_ijC_(i+1)j，即C_1jC_2j、C_2jC_3j、…、C_njC_(n+1)j，整合C_1jC_2j、C_2jC_3j、…、C_njC_(n+1)j得到隔离段入口至隔离段出口的平滑过渡的第j个沿程过渡截面f_j,其中i＝1，2，…，n；j＝1，2，3，…；

403，获取沿程过渡截面f_j的缩放因子p_j，并根据缩放因子获得缩放后的过渡截面。

在401中，将隔离段入口的型线划分为A₁A₂、A₂A₃、…、A_nA_n+1具体为：将隔离段入口的型线沿从进气道到燃烧室方向的顺时针依次划分为A₁A₂、A₂A₃、…、A_nA_n+1；将隔离段出口的型线划分为B₁B₂、B₂B₃、…、B_nB_n+1具体为：将隔离段出口的型线沿从进气道到燃烧室方向的顺时针依次划分为B₁B₂、B₂B₃、…、B_nB_n+1。

在401中，所述根据控制参数将隔离段入口的型线划分为线段A₁A₂、A₂A₃、…、A_nA_n+1、将隔离段出口的型线划分为线段B₁B₂、B₂B₃、…、B_nB_n+1，其中，n≥3，具体为：以控制参数中的第一比例数L₁，a₁∶a₂∶…∶a_n将隔离段入口划分为长度比例为a₁∶a₂∶…∶a_n的A₁A₂、A₂A₃、…、A_nA_n+1，以控制参数中的第二比例数L₂，b₁∶b₂∶…∶b_n将隔离段出口划分为长度比例为b₁∶b₂∶…∶b_n的B₁B₂、B₂B₃、…、B_nB_n+1。如图3(a)所示，本实施例中以第一比例数a₁∶a₂∶a₃将隔离段入口划分为A₁A₂、A₂A₃、A₃A₄，第二比例数b₁∶b₂∶b₃将隔离段出口划分为B₁B₂、B₂B₃、B₃B₄。

在402中，获取A_iA_i+1至B_iB_i+1平滑过渡的第j个沿程过渡型线C_ijC_(i+1)j的理论依据文献“A>

对线段A₁A₂、A₂A₃、A₃A₄与B₁B₂、B₂B₃、B₃B₄分别进行数学离散，使得A₁A₂与B₁B₂、A₂A₃与B₂B₃、A₃A₄与B₃B₄的离散点数目一一对应，如图3(b)所示；

通过几何融合算法获取离散后的A_iA_i+1至B_iB_i+1平滑的第j个沿程过渡型线C_ijC_(i+1)j，所述C_ijC_(i+1)j的表达式为：

C_ijC_(i+1)j(z_l,y_l)＝(1-K)·f_in(z_l,y_l)+K·f_out(z_l,y_l)

式中，C_ijC_(i+1)j(z_l，y_l)表示第j个沿程型线C_ijC_(i+1)j上第l个点的坐标函数，f_in(z_l，y_l)表示A_iA_i+1第l个点的坐标函数，f_out(z_l，y_l)表示B_iB_i+1第l个点的坐标函数，x为流线坐标，x_in是流道入口的流线坐标，x_out是流道出口的流线坐标。

在403中，采用专利CN 108999845 A所公开的缩放因子p_j以及缩放后的过渡截面求取方式，由于上述过程中获取了过渡截面f_j,但是过渡截面面积并不满足要求，按照设计要求，过渡截面f_j的设计面积A_j(x_j)，则设计面积A_j(x_j)满足：∫p_j·y_jd(p_j·z_j)＝A_j(x_j)，式中，(x_j，y_j，z_j)为过渡截面f_j在X，Y，Z轴上的坐标；根据设计面积A_j(x_j)的数值迭代，获得缩放因子p_j，最终根据缩放因子获得缩放后的过渡截面。

参考图5，在203中，所述根据控制参数生成偏置控制线具体为：

501，在隔离段入口与隔离段出口之间沿偏置控制线的线程设定四个控制点，其中，第一个控制点为隔离段入口的中心，第四个控制点为隔离点出口的中心；

502，根据控制参数中的隔离段入口的偏置斜率k₁与第二个控制点M的横坐标x_M来确定第二个控制点M的纵坐标y_M，根据控制参数中的隔离段出口的偏置斜率k₂与第三个控制点N的横坐标x_N来确定第三个控制点N的纵坐标y_N；

503，根据第一个控制点的坐标，隔离段入口的偏置斜率k₁、第二个控制点M的坐标(x_M，y_M)、隔离段出口的偏置斜率k₂、第三个控制点N的坐标(x_N，y_N)与第四个控制点的坐标采用B样条曲线的方法，获取偏置控制线，确定偏置控制线后将所求取的缩放后的过渡截面f_j依次沿X轴方向装配到偏置控制线上。

偏置控制线的定义为每个离散截面参考点的位置，当该截面为几何对称截面时，偏置线可以是中心线。本实施例中所获取的获取偏置控制线如图6所示，采用隔离段入口的偏置斜率k₁与隔离段出口的偏置斜率k₂作为生成偏置控制线的约束条件，更符合空气动力学原理，相较于单纯的控制点的横纵坐标具有更强的约束能力，且在计算过程中的运算量相较于横纵坐标更少，简化计算过程，提升优化设计速度。

参考图7，在205中，优化目标选取的是隔离段出口相对于隔离段入口的总压恢复系数，用符号σ表示。总压恢复系数对推进系统的压缩部件来说，是一个普遍接受的性能度量，它能准确衡量流动过程流动损失的大小，总压恢复系数越大，流动损失越小；反之，流动损失越大；具体包括：

701，将203中生成的三维变截面弯曲隔离段参数化生成相应的弯曲隔离段型线；

702，将701中生成的弯曲隔离段型线导入网格划分软件生成网格并使三维变截面弯曲隔离段入口的网格与204中进气道出口的网格相同，拼接进气道出口的网格与三维变截面弯曲隔离段入口的网格以形成耦合网格，将耦合网格导入仿真软件进行循环仿真，其中，网格划分软件采用Pointwise软件，仿真软件采用Fluent；

利用Pointwise软件中的自编脚本完成弯曲隔离段型线网格的生成，在提高工作效率的同时避免人为因素对网格的影响，保证每次生成的网格质量，排除网格对最后计算精度的影响；

703，判断隔离段出口的总压恢复系数是否满足收敛条件：

704，若满足收敛条件则停止循环，并输出变截面弯曲隔离段的最终构型；

705，若不满足收敛条件则通过优化算法获取新的控制参数后返回701。

本实施例中，Fluent计算结果均通过求解三维可压缩雷诺平均的N-S方程获得，采用基于密度的隐式求解器，方程时间空间离散，时间推进采取隐式时间积分法，空间差分采用二阶迎风格式，湍流模型采用剪切雷诺输运两方程模型(SST k-ω)。入口边界条件设为压力远场，来流马赫数为6，静压为222.524pa总温为2188.316K，模拟飞行攻角为0度，外流场出口与和隔离段出口均设为压力出口条件，反压为100pa。

在705中，优化算法为多岛遗传算法，具有比传统遗传算法更优良的全局求解能力和计算效率。优化目标选取的是隔离段出口相对于入口的总压恢复系数，用符号σ表示。总压恢复系数对推进系统的压缩部件来说，是一个普遍接受的性能度量，它能准确衡量流动过程流动损失的大小，总压恢复系数越大，流动损失越小；反之，流动损失越大。

如图8所示的是本实施例中的各控制参数的变化示意图，图9所示的是目标函数σ的迭代历史图,图10所示的是本实施中最终优化得到的隔离段3与前机身1、进气道2的装配示意图。从图8-9中可以看到各控制参数的在各自给定区间中分布比较广泛，并且最终收敛时也没有固定到某一值，而是在一个比较小的区间波动。并且对于目标函数σ来说，取到最大值时变量有多种组合方式，并且在设计空间分布较广，这说明本次优化没有陷入局部最优的陷阱。从图9可以观察到总压恢复系数σ在150步左右时就基本收敛，并且在剩下的迭代过程中最大值基本稳定，维持在0.72左右。优化构型的总压恢复系数相比于优化前的原始隔离段的总压恢复系数0.65提升了10.8％，优化效果十分理想。

以上包含了本发明优选实施例的说明，这是为了详细说明本发明的技术特征，并不是想要将发明内容限制在实施例所描述的具体形式中，依据本发明内容主旨进行的其他修改和变型也受本专利保护。本发明内容的主旨是由权利要求书所界定，而非由实施例的具体描述所界定。