用于超声速进气道优化设计的临界性能计算方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及一种超声速进气道临界性能的计算方法。更具体地说，本发明涉及一 种用于超声速进气道优化设计的临界性能计算方法。
【背景技术】
[0002] 目前，随着计算机技术的发展，优化设计技术已被越来越多地应用于飞行器的气 动外形设计，同样在应用于固冲发动机或亚燃冲压发动机的超声速进气道设计方面，也在 越来越多地使用优化技术。在进气道优化设计中，评估超声速进气道的性能一般分为工程 计算方法和数值计算方法。工程计算方法的优点是计算效率高，但由于无法计及粘性损失， 所以对于超声速流的计算精度较差，但对于正激波和亚声速流的计算精度则相对较高。数 值计算方法的优点是计算精度较高，但计算效率较低，尤其是在计算进气道的临界性能时 需要不断改变进气道的出口反压，为使得正激波被推到喉道位置，通常需要试凑多个反压 状态，因此使得计算效率非常低。
[0003] 美国新泽西州立罗格斯大学的Ge-Cheng Zha等使用全数值的方法对马赫数 范围Ma = 2.6-4的超声速轴对称进气道运用全数值求解N-S方程的方法开展了优 化石开究(High performance supersonic missile inlet design using automated optimization, Michael Blaize and Doyle Knight，AIAA Paper 96-4142)，文中提到为确 定某一工况的进气道出口临界反压，在DEC ALPHA 2100工作站上需要五天时间，可见使用 全数值方法计算进气道临界性能的效率很低。中国航天科工集团二院二部的邓隆范针对二 元混压式超声速进气道开展了性能预估及优化设计（二元混压式超声速进气道性能预估 及优化设计，邓隆范，李国雄，成楚之，现代防御技术），优化过程中完全使用工程计算方 法，由于模型中各权系数的选取往往是凭经验的，因而优化设计结果具有一定的局限性。西 北工业大学的杨铁成针对超声速巡航导弹轴对称进气道开展了型面优化设计（超声速巡 航导弹轴对称进气道型面优化设计，杨铁成，谷良贤，龚春林，导弹与航天运载技术），具体 做法是先使用工程方法对轴对称进气道的外压缩段进行压缩角的优化设计，再完成进气道 整体型面的设计，最后使用数值方法进行进气道流场计算，得出各个工况的进气道性能，这 种常规的设计方法本质上是一种人工优化，未能将工程方法和数值方法结合进而由计算机 自动完成整个优化过程。
[0004] 综上，国内外在超声速进气道优化方面使用的性能计算方法主要集中在单纯的 CFD计算或工程计算，未将两者进行耦合，就已经公开发表的相关文章或报告来看，目前尚 没有采用本发明所描述类型的超声速进气道性能计算方法。
【发明内容】
[0005] 本发明的一个目的是解决至少上述问题，并提供至少后面将说明的优点。
[0006] 本发明还有一个目的是提供一种高效、高精度的超声速进气道的临界性能计算方 法，通过结合数值计算和工程计算两者的优点，在计算过程中不需要给定超声速进气道出 口的反压条件，避免了人工设定超声速进气道出口反压的操作，有效解决了在超声速进气 道优化设计中实现超声速进气道临界性能的自动快速计算问题。
[0007] 为了实现本发明的这些目的和其它优点，提供了一种用于超声速进气道优化设计 的临界性能计算方法，所述超声速进气道包括喉道前的超声速扩压段、喉道和喉道后的亚 声速扩压段，包括以下步骤：
[0008] 步骤一、通过所述超声速进气道通流流场的数值计算，得到所述超声速进气道的 流量系数和喉道前的总压恢复系数，同时提取喉道位置的流动参数；
[0009] 步骤二、根据步骤一提取的喉道位置的流动参数计算所述喉道处正激波的总压恢 复系数及所述亚声速扩压段的总压恢复系数，由喉道前的总压恢复系数、所述喉道处正激 波的总压恢复系数和所述亚声速扩压段的总压恢复系数三者的乘积得到所述超声速进气 道的总压恢复系数；同时将步骤一提取的喉道位置的流动参数代入到喉道处的临界压力的 数学模型和所述亚声速扩压段的压升规律的数学模型中，两者之和得到所述超声速进气道 的临界反压。
[0010] 通过对超声速进气道通流流场的数值计算获得超声速进气道的流量系数和喉道 前的总压恢复系数，采用工程数学模型计算喉道处及喉道后亚声速扩压段的总压恢复系数 及压升量，通过数值方法和工程计算方法的结合最终获得超声速进气道的总压恢复系数和 临界反压，有效提高了超声速进气道的临界性能的计算效率和计算精度，解决了超声速进 气道临界性能自动化计算的问题，保证了计算的可靠性。
[0011] 优选的是，所述的用于超声速进气道优化设计的临界性能计算方法中，所述步骤 一中提取的喉道位置的流动参数包括喉道马赫数和喉道静压。利用喉道位置的流动参数， 采用工程数学模型的计算方法，可以快速计算出喉道处及亚声速扩压段的损失和超声速进 气道的临界反压，精度高。
[0012] 优选的是，所述的用于超声速进气道优化设计的临界性能计算方法中，所述步骤 二中的所述喉道处正激波的总压恢复系数的计算方法为：将步骤一中提取的喉道马赫数代 入正激波关系式计算得到，所述正激波关系式为：
[0014] 其中，〇 2为所述正激波的总压恢复系数，y为气体的比热比，Mth为喉道马赫数。
[0015] 利用已知的正激波关系式计算喉道处正激波的总压恢复系数，方法简单，计算精 度高。
[0016] 优选的是，所述的用于超声速进气道优化设计的临界性能计算方法中，所述步骤 二中建立的所述亚声速扩压段的总压恢复系数的数学模型为：
[0018] 其中，〇 3为所述亚声速扩压段的总压恢复系数，Mth为喉道马赫数。
[0019] 采用工程数学模型的计算方法计算亚声速扩压段的总压恢复系数，计算效率高， 同时保证了计算精度。
[0020] 优选的是，所述的用于超声速进气道优化设计的临界性能计算方法中，所述步骤 二中建立的喉道处的临界压力的数学模型为：
[0022] 其中，Pl为喉道处的临界压力，Plth为喉道静压，Mth为喉道马赫数。
[0023] 采用工程数学模型的计算方法计算喉道处的临界压力，计算效率高，同时保证了 计算精度。
[0024] 优选的是，所述的用于超声速进气道优化设计的临界性能计算方法中，所述步骤 二中所述亚声速扩压段的压升规律按照指数函数建立，所述亚声速扩压段的压升规律的数 学模型为：
[0025] AP = KXAX0'
[0026] 其中，AP为所述亚声速扩压段的压力增量，K为指数函数曲线的形状因子，AX为 所述亚声速扩压段的长度。
[0027] 亚声速扩压段的压升规律按照指数函数建立，既符合超声速进气道流场的实际物 理规律，同时模型简单，精度高。
[0028] 优选的是，所述的用于超声速进气道优化设计的临界性能计算方法中，所述超声 速进气道的临界性能包括所述超声速进气道的流量系数、所述超声速进气道的总压恢复系 数和所述超声速进气道的临界反压。
[0029] 优选的是，所述的用于超声速进气道优化设计的临界性能计算方法中，所述超声 速扩压段的总压损失包括所述超声速扩压段的斜激波和边界层损失。
[0030] 优选的是，所述的用于超声速进气道优化设计的临界性能计算方法中，所述喉道 处的总压损失为正激波损失，所述亚声速扩压段的总压损失为流动分离损失。
[0031] 本发明至少包括以下有益效果：本发明的计算方法解决了常规计算方法无法用于 超声速进气道整体型面优化设计的问题，实现了优化过程中超声速进气道临界性能的自动 计算。本发明的计算方法在数值求解超声速进气道流场时无需考虑进气道出口反压及正激 波后的亚声速流场，一个工况计算时间在10分钟内完成，在同样计算状态下常规计算方法 通常需要数个小时，因此计算效率得到了极大提高。本发明的计算方法在超声速扩压段的 计算与常规方法相同，在亚声速扩压段使用经过实践检验的工程模型计算，因此计算精度 较高，满足工程要求。
[0032] 本发明的其它优点、目标和特征将部分通过下面的说明体现，部分还将通过对本 发明的研究和实践而为本领域的技术人员所理解。
【附图说明】
[0033] 图1为本发明的计算方法的流程示意图；
[0034]图2为本发明的超声速进气道通流流场的计算云图；
[0035]图3为采用全数值计算的超声速进气道临界工况流场的计算云图。
【具体实施方式】
[0036] 下面结合附图对本发明做进一步的详细说明，以令本领域技术人员参照说明书文 字能够据以实施。
[0037] 应当理解，本文所使用的诸如"具有"、"包含"以及"包括"术语并不配出一个或多 个其它元件或其组合的存在或添加。
[0038] 与亚声速进气道及高超声速进气道不同，超声速进气道的性能计算会涉及带有正 激波的流场。超声速进气道在正常工作时正激波通常位于喉道位置，使进气道的动能损失 最小，此状态称为进气道的临界工作状态。对于超声速进气道临界性能的计算，通常是通过 人工试凑进气道出口反压使结尾激波恰好位于喉道位置时得出的。这种常规方法用于超 声速进气道的优化设计时主要存在两方面的困难：首先，通过试凑反压的方法会极大增加 数值计算的计算量，使得优化效率大大下降；其次，对于不同的来流工况，难以控制出口反 压大小使正激波恰好处于喉道位置，即进气道临界性能不易准确给出。根据超声速进气道 内型面优化需要