[發(fā)明專利]一種二元超聲速可調(diào)進氣道再起動邊界預測方法

有效

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• 申請日: 2020-11-20
• 公開（公告）號: CN112651187B
• 公開（公告）日: 2023-04-28
• 發(fā)明（設計）人: 譚慧俊;金毅;李鑫;郭赟杰;孫姝;張悅
• 申請（專利權）人: 南京航空航天大學
• 主分類號: G06F30/28
• 分類號: G06F30/28;G06F30/15;G06F113/08;G06F119/14
• 代理公司: 南京蘇高專利商標事務所(普通合伙) 32204
• 代理人: 張弛

本發(fā)明公開了一種二元超聲速可調(diào)進氣道再起動邊界預測方法，基于一維流動理論分析，提取了可調(diào)進氣道再起動邊界對應的特征流場結構并進行建模。在已知來流參數(shù)和進氣道幾何條件的前提下，通過計算內(nèi)收縮段激波系造成的額外總壓損失并考慮喉道的流動狀態(tài)，得到可調(diào)進氣道的再起動內(nèi)收縮比，從而進一步得到其再起動邊界。該方法能夠快速實現(xiàn)對不同來流參數(shù)和進氣道幾何條件下的再起動邊界的預測。相較于經(jīng)典的再起動邊界，本發(fā)明提供了更為準確的二元超聲速可調(diào)進氣道再起動邊界預測方法。

技術領域

本發(fā)明涉及二元超聲速可調(diào)進氣道，尤其是其再起動邊界預測方法。

背景技術

在飛行器實際飛行過程中，來流參數(shù)的波動、飛行姿態(tài)的調(diào)整、幾何調(diào)節(jié)的偏差等都可能使進氣道陷入不起動狀態(tài)，為此將必然面臨放大喉道面積使進氣道再次起動的過程。該過程中出現(xiàn)的再起動邊界對二元超聲速可調(diào)進氣道內(nèi)收縮比控制規(guī)律的設計具有決定性的指導意義。因此，發(fā)展一種對二元超聲速可調(diào)進氣道再起動邊界的準確預測方法是至關重要的。

一般的，根據(jù)進氣道口部的流量是否完全捕獲來判斷其是否處于起動狀態(tài)。在進氣道調(diào)節(jié)過程中，在不起動狀態(tài)出現(xiàn)后，減小內(nèi)收縮比使得口部分離激波重新入射在唇罩前緣點時，此時進氣道口部流量已經(jīng)完全捕獲，判斷進氣道實現(xiàn)再起動，稱此時對應的內(nèi)收縮比為再起動內(nèi)收縮比。對于調(diào)節(jié)過程而言，上述再起動內(nèi)收縮比即對應為進氣道的再起動邊界。在經(jīng)典理論中，Kantrowitz等人基于一維無粘流動理論分析，假設進氣道入口處站立一道正激波，且喉道馬赫數(shù)為1，給出了判斷內(nèi)壓式進氣道起動邊界的Kantrowitz極限。通常，當內(nèi)收縮比大于Kantrowitz極限時，認為進氣道處于起動狀態(tài)。然而對超聲速進氣道而言，由于流動結構的復雜性和多樣性，實際工作過程中的再起動邊界往往偏離上述經(jīng)典邊界。因此，為了更加準確地對二元超聲速可調(diào)進氣道的再起動邊界進行預測，必須要考慮真實流動結構和經(jīng)典邊界中假設的區(qū)別。

發(fā)明內(nèi)容

發(fā)明目的：本發(fā)明提供一種適用于二元超聲速可調(diào)進氣道再起動邊界預測方法，能夠快速實現(xiàn)對不同進氣道來流參數(shù)和幾何條件下再起動邊界的準確預測。

技術方案：本發(fā)明可采用以下技術方案：

一種二元超聲速可調(diào)進氣道再起動邊界預測方法，包括以下步驟：

(1)、已知進氣道外壓縮角θ₁，結合來流馬赫數(shù)M₀、靜壓p₀和總壓根據(jù)激波基本關系式得到進氣道入口主流的馬赫數(shù)M_in、靜壓p_in和總壓

(2)、根據(jù)Zukoski對高雷諾數(shù)下湍流邊界層誘導分離提出的分離區(qū)內(nèi)的壓力預估公式，結合步驟(1)得到的入口主流的馬赫數(shù)M_in和靜壓p_in，得到分離包的平臺壓力p_s，分離激波后主流的靜壓p₁和分離包的平臺壓力p_s相等；

(3)、根據(jù)步驟(1)和步驟(2)已知進氣道入口主流的馬赫數(shù)M_in、靜壓p_in和分離激波后主流的靜壓p₁，結合激波基本關系式得出分離包的氣動楔角α_s、分離激波后主流的馬赫數(shù)M₁以及總壓

(4)、結合步驟(3)得出的分離包的氣動楔角α_s和唇罩壓縮角θ₂，根據(jù)以下公式計算得到分離激波后主流的等效唇罩壓縮角θ'₂；

θ′₂＝α_s+θ₂；