[發明專利]一種用于穩定激波的泄漏槽的流量計算方法

有效

• 申請號: 201310014314.2
• 申請日: 2013-01-15
• 公開（公告）號: CN103077317A
• 公開（公告）日: 2013-05-01
• 發明（設計）人: 李秋實;李紹斌;呂永召
• 申請（專利權）人: 北京航空航天大學
• 主分類號: G06F19/00
• 分類號: G06F19/00
• 代理公司: 暫無信息
• 代理人: 暫無信息

技術領域

本發明涉及一種超音速來流條件下用于穩定激波的泄漏槽的流量計算方法，尤其是一種以激波位置為自變量的泄漏流量計算方法。

背景技術

軸對稱超聲速進氣道是吸氣式動力裝置的重要組成部分，其功能是利用迎面高速氣流的速度沖壓，有效地將其動能轉化為位能，提高氣流的壓強，并為沖壓發動機提供所需的空氣流量。在進氣道內激波與附面層間存在著強烈的干擾，這使進氣道出口流場畸變加劇，總壓恢復系數下降，有時還造成進氣道流量壅塞；因此人們采取壁面開槽（孔）的方法來減弱激波與邊界層的干涉和增強進氣道的抗反壓能力，以擴大其穩定工作裕度。

進氣道壁面的槽（孔）按所起到的主要作用，分為兩種類型，如圖1所示：第一種主要是清除壁面低能流體和抑制激波誘導分離，稱之為性能泄漏；第二種主要是穩定喉道后面的結尾正激波，稱之為穩定泄漏。許多專家學者已經通過實驗研究了抽吸槽（孔）的大小、形狀、孔的排列規律、開孔率以及抽吸槽（孔）的厚度對抽吸速度的影響。

對于穩定泄漏，結尾激波能夠把自己穩定在槽道內部，其前后位置的變化會改變進氣道的泄漏流量和總壓恢復系數；很多國內外學者專家通過數值模擬，計算求得不同結尾激波位置下進氣道的性能參數，繪制成“cane?curve”曲線，形象地描述兩者之間的函數關系。

但是，如何用基本的物理公式來定量地分析穩定泄漏的性能，函數化激波位置與泄漏流量之間的關系成為本發明所追求的目標。

發明內容

本發明的目的是用基本的物理公式來表達激波位置與泄漏流量之間的函數關系；為了形象地說明泄漏槽自動適應主流區出口反壓變化，抵抗結尾激波的前移，本發明實施的流場區域為一個泄漏槽上下對稱分布的等截面管道，且管道的上下壁面為滑移壁面，如圖2所示。

本發明實施的流場的相關參數定義如下，如圖3所示。

進口氣流參數：Ma_in,P_t,T_t,P_in；

上下對稱壓力室出口給定相等的壓力P_plenum；

主流區進口高度H；

泄漏槽軸向寬度D；

泄漏槽縱向深度L；

泄漏槽傾斜角度η；

激波在泄漏槽內部軸向位置X；

激波與壁面夾角v；

膨脹波扇區前緣馬赫角α；

膨脹波扇區后緣馬赫角β；

膨脹扇區后緣氣流流動的方向角θ；

膨脹扇區后緣氣流經過激波后的初始流動方向角γ和初始馬赫數Ma₂；

膨脹扇區后緣氣流經過激波后的總壓P_t2；

當超聲速氣流流經泄漏槽時，由于泄漏槽出口壓力P_plenum不大于來流壓力P_in，根據超聲速流體的氣動特性，在泄漏槽前緣會形成一個膨脹扇區；氣流通過膨脹扇區是絕能等熵的過程，因而，在膨脹波前后，氣流總參數不變，靜參數只是Ma的函數，而Ma數又與氣流的折轉有關；給定泄漏槽的出口反壓P_plenum，求出膨脹波后的Ma數，根據普朗特-邁耶函數，可以計算出超聲速氣流的膨脹波后的氣流流動方向角θ。

根據以上確定的膨脹波后氣流總參數和靜參數，當給定激波在泄漏槽內的具體位置X，可以求出泄漏槽的流量，具體實施步驟為：

（1）確定激波的三個位置X1、X2、X3，如圖4所示。當激波位置為X=X1時，激波與膨脹波干涉區域的流體剛好全部流入泄漏槽；當激波位置為X=X2時，激波與膨脹波干涉區域的氣流剛好開始進入泄漏槽；當主流區出口反壓過低，激波位于泄漏槽后緣的下游，超聲速氣流在泄漏槽后緣形成一道弓形激波，X=X3為弓形激波與泄漏槽進口的交點位置，且0<X1<X2<X3<D。位置X=X3一般由數值計算獲得；按步驟（2）中的流量公式，當激波位置由X=X3向前移動，泄漏流量漸漸變大，當泄漏流量大小能滿足激波與膨脹波干涉區域的氣流開始進入泄漏槽的要求時，此時的激波位置為X2；按步驟（3）中的修正系數xz=tanλ/tanα對流量進行修正，激波由X=X2繼續向前移動，泄漏流量繼續變大，當泄漏流量大小能滿足激波與膨脹波干涉區域的氣流全部進入泄漏槽的要求時，此時的激波位置為X1。