本发明涉及飞机仿真分析技术领域，具体的说，是一种研究进气道内流的仿真分析方法。
背景技术：
cfd是英文computationalfluiddynamics（计算流体动力学）的简称。它是伴随着计算机技术、数值计算技术的发展而发展的。简单地说，cfd相当于"虚拟"地在计算机做实验，用以模拟仿真实际的流体流动情况。而其基本原理则是数值求解控制流体流动的微分方程，得出流体流动的流场在连续区域上的离散分布，从而近似模拟流体流动情况。可以认为cfd是现代模拟仿真技术的一种。
cfd（计算流体力学）方法是计算机辅助空气动力设计（caad）的核心，计算机性能的不断提高为cfd进行复杂流场的数值模拟提供了广阔的前景，cfd在飞机气动设计中的应用日益扩大。据国外报道，20世纪80年代初，在飞机设计中已有30%~50%的气动力数据由计算机模拟提供，特别是在初步设计阶段，在某些飞机数值计算上已成为主要方法，风洞试验仅作为校核手段。20多年来，基于cfd方法的实用程序已经发展了不少，它们大多是公司的保密财富。它们能分别求解无粘流线性方程、跨音速小扰动速势方程、全速势方程、euler方程、雷诺平均n-s方程和粘性附面层方程等。根据绕流物体形状的复杂程度不同和分析设计的目的不同，国外已有许多种程序软件，如nasa的plot2d、gas（graphicalanimationsystem）、surf（surfacemodeler）等。近年来又出现了多种类型的可视化软件，如avs（applicationvisualizationsystem）、wavefront、star-cd、phoenics、cfx、fluent等，都具有很强的功能，它们是飞机设计中不可缺少的工具。
cfd方法的实际应用，大大减少了风洞的负担，缩短了设计周期，节省了成本，确保了飞机性能。据国外资料报道，美国f-16飞机在20世纪70年代设计时，采用的是风洞试验验证，在1971~1982年期间，风洞试验时间用了12000h，而在前掠翼飞机x-29的设计时，采用了cfd方法，仅需160h的跨音速和超音速风洞试验验证：“湾流"（gulfstream）支线飞机的跨音速机翼设计采用cfd方法，节省了400万美元的设计费用。到20世纪80年代末，波音公司声称cfd技术可以使试验模型吹风时数减少80%左右，据美国航空航天局兰利中心估计，一个主要飞机型号设计的常规风洞试验验证费用需要1500万~3000万美元。可见，cfd方法的采用将节省一大笔经费。
由于计算方法的发展和采用了美国、日本的超级计算机，欧洲在飞行器研制与发展中能广泛采用cfd方法。实际上，所有欧洲的新飞机设计都已采用了cfd工具，以便改进设计和引入新的概念，例如，跨音速外形、高升力装置和可控涡流动。
然而，随着计算机的高速发展，cfd仿真分析已经成为了航空设计领域不可缺少的设计环节。由于cfd仿真模拟技术精度的提高及成本优势，多年来一直处于高速发展趋势。且试验手段成本高，故在设计飞机进气道时，一般都需要多次应用cfd仿真模拟技术对进气道内流进行研究。由于飞机进气道内流与飞机外流相互耦合，相互影响，要精确的模拟进气道内流则不是那么容易。现有技术方案，将进气道内流及飞机外流，建立一个流通域来模拟空气流动；同时，直接在进气道出口处设立cfd仿真分析边界截面模型。该方法不能精准提取进气道内流场信息，拆分不便，无法准确获取进气道出口截面信息。
技术实现要素：
本发明的目的在于提供一种研究进气道内流的仿真分析方法，能够较准确的获取进气道出口截面的气动参数，同时可方便的对飞机外流和进气道内流的气动参数进行分别提取。
本发明通过下述技术方案实现：
一种研究进气道内流的仿真分析方法，包括以下步骤：s1.通过cfd仿真模拟技术分别建立飞机外流和飞机的进气道内流两个流通域，两个流通域之间通过设计交界面来完成流动的耦合；s2.在进气道内流的流通域中，将进气道出口截面往后延伸一倍进气道出口直径的长度，而延伸后的进气道出口截面作为cfd仿真分析边界截面；s3.对飞机外流以及进气道内流的气动参数进行提取和分析，所述进气道内流的气动参数包括cfd仿真分析边界截面的气动参数。
为了更好的实现本发明，进一步地，所述cfd仿真分析边界截面的气动参数包括截面静压、马赫数分布。
本发明与现有技术相比，具有以下优点及有益效果：
（1）本发明通过分别建立飞机外流和进气道内流的流通域，可以更好的分别提取内流以及外流气动参数，而不互相影响。
（2）本发明通过在进气道出口截面往后延伸一倍进气道出口直径的长度，并作为cfd仿真分析边界截面，能够得到仿真截面真实的截面静压，从而得到准确的截面总压分布。
附图说明
图1为本发明的飞机外流与进气道内流的示意图；
图2为本发明的进气道内流及出口截面的示意图。
其中：1-飞机外流；2-进气道内流；3-进气道出口截面；4-cfd仿真分析边界截面。
具体实施方式
结合附图1-2所示，一种研究进气道内流2的仿真分析方法，包括以下步骤：s1.通过cfd仿真模拟技术分别建立飞机外流1和飞机的进气道内流2两个流通域，两个流通域之间通过设计交界面来完成流动的耦合；s2.在进气道内流2的流通域中，将进气道出口截面3往后延伸一倍进气道出口直径的长度，而延伸后的进气道出口截面3作为cfd仿真分析边界截面4；s3.对飞机外流1以及进气道内流2的气动参数进行提取和分析，所述进气道内流2的气动参数包括cfd仿真分析边界截面4的气动参数。
在航空领域气动方面的仿真模拟，分为对飞机外流1和进气道内流2的模拟；对飞机外流1的模拟，主要是为了获取飞机整机或部件上的升力、阻力、力矩、压力分布等信息；对进气道内流2进行模拟，主要是为了获取进气道出口截面3的总压分布、马赫数分布以及进气道内管沿程压力分布；然而，由于进气道与机身之间的紧密联系，研究进气道内流2时，需要加入机身作一体化仿真分析，即对机身对进气道内流2的分析有影响。
因此，为了更好的获取进气道内流2的气动参数，在cfd仿真分析时，分别建立飞机外流1和进气道内流2两个不同的流通域。在仿真模拟完成后，可以更好的分别提取进气道内流2以及飞机外流1的气动参数，而不互相影响。通过cfd仿真分析边界截面4在仿真模拟中的设置，能够得到进气道出口截面3的真实的截面静压，进而得到准确的总压分布情况。而现有技术是在进气道出口处直接设立cfd仿真分析边界截面4模型，不能够得到进气道出口的截面静压，使得不能得到准确的进气道内流2气动参数。
仿真分析时，进气道出口边界条件的设定并非直接设定在进气道真实出口处，而是在仿真模拟中进行人为的向后延伸一倍进气道出口直径长度处。图2中进气道出口截面3为真实进气道出口，仿真分析边界截面是仿真分析时给定的边界条件。一倍的进气道出口直径长度，这是通过计算不同长度，对比进气道结果以及仿真分析结果，同时兼顾计算时间周期获取一个长度。
以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明做任何形式上的限制，凡是依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化，均落入本发明的保护范围之内。