基于等效堵塞比的混压式进气道起动能力分析方法

1.本发明属于高马赫数吸气式飞行器优化设计领域，具体是涉及基于等效堵塞比的高马赫数混压式进气道起动能力分析方法。


背景技术：

2.进气道起动能力是高速吸气式飞行器正常工作的重要保障。进气道起动能力的分析技术有飞行试验、风洞试验、非定常数值模拟与定常cfd数值模拟等。
3.飞行试验和风洞试验对于进气道起动性能的预测较为准确，但其主要缺点是研究周期相对较长、成本高，得到的规律特性的普适性较差，往往是针对某一个进气道进行研究，且一般需在前期完成大量设计论证的基础上再运用。
4.数值模拟的研究周期相对较短，随着计算机并行运算技术的优化等发展，数值模拟技术对于设计一型进气道而言重要性越来越大。同时，结合非定常数值模拟来研究进气道在来流条件、飞行姿态转变时的动态特性，也随计算技术的发展变得更为普遍。然而，在进气道起动性能的分析方面，目前多数cfd数值模拟技术过度依赖通过大量算例来正向研究，仍缺少一套对数据结果进行快速处理、反馈的灵活研究机制。其主要原因是在分析过程中没有将有效通流面积量化地纳入进气道起动性能分析。


技术实现要素：

5.发明目的：本发明目的在于针对现有技术的不足，将因通流能力受限、下游燃烧室反压波动、激波附面层干扰等因素导致通流能力缩减的复杂流动机理，简化为等效通流面积的缩减，给出一种基于等效堵塞比的混压式进气道起动能力分析方法。
6.技术方案：本发明所述基于等效堵塞比的混压式进气道起动能力分析方法，包括如下步骤：
7.s1、等效堵塞比εa计算：
8.针对高马赫数混压式进气道造型进行网格划分及数值模拟，在完成网格无关性校验、湍流模型校核的基础上，采用三维定常数值模拟得到进气道在给定状态下的流场结果；以进气道唇口最下游处的点a为基准，垂直于该点附近的流线方向作为进气道内流的截面，即进气道内压段入口截面，统计该截面的马赫数m2，自点a开始作进气道内压段横截面集，相邻截面的间隔取值范围为1/50～1/20的进气道长度，进而统计内压段截面集的流量平均数据，计算得到每个横截面的εa，计算公式如式(1)：
[0009][0010]
式中，表示进气道流量系数，σ表示内压缩段任一截面处的总压恢复系数，q(m
x
)是进气道内压缩段该截面的流量函数，q(m
∞
)是自由来流的流量函数，cr
∞
→
x
是进气道总收缩比，即进气道捕获流管面积除以x截面实际面积；
[0011]
s2、确定等效通流面积的极限堵塞比ε
a,max
：包括亚燃冲压进气道和超燃冲压进气
道的极限堵塞比，若为亚燃冲压进气道，则其处于起动临界状态的标志是结尾激波推到喉道，判据为喉道马赫数等于1；若为超燃冲压进气道，采用根据内压段气动参数估算进气道最大收缩比的方法，根据步骤s1确定的m2估算保证起动性能前提下的进气道最大收缩比cr，并计算极限堵塞比ε
a,max
，公式如式(2)：
[0012][0013]
s3、进气道起动能力分析：确定εa和ε
a,max
后，进行进气道起动能力快速分析，包括基于飞行条件转变的等效通流面积变化率求解、变几何进气道各模态有效通流区域分析以及基于等效通流面积分析的抽吸方案设计。
[0014]
本发明进一步优选地技术方案为，步骤s1中等效堵塞比εa的计算公式获得步骤为：
[0015]
根据等效堵塞比的定义，进气道内压段任一截面的等效堵塞面积除以该截面的实际面积，如式(3)所示，
[0016][0017]
其中，a
x
为进气道内压段任一截面x的实际面积，a
equ
是以流量平均方式统计的截面气动参数折算出的等效流通面积，a
equ
的计算公式如式(4)所示，
[0018][0019]
该公式可以进一步推导为：
[0020][0021]
该公式可转化为：
[0022][0023]
联立公式(3)和(6)，可得：
[0024][0025]
即为等效堵塞比εa的计算公式。
[0026]
作为优选地，步骤s1中在采用三维定常数值模拟得到进气道在给定状态下的流场结果时，将进气道内、外流定义成相对独立的两块流域。
[0027]
优选地，步骤s2中进气道最大收缩比cr为进气道内压段入口面积a2与喉道面积a
t
之比的计算公式，具体如下：
[0028]
[0029]
式中，s∈[0,1]，是决定进气道起动性能裕度的参数，根据s的经验公式：s＝1/(0.6
×
cr
in
)确定，其中cr
in
是内压段收缩比；a
t
为待求喉道面积；a2为进气道内压段入口面积；a
*
和a
**
为根据不同的理论确定最大收缩比所对应的进气道喉道面积；
[0030]a*
为采用等熵流理论得出的喉道面积估算方法，其公式如下：
[0031][0032]a**
是为基于进气道自起动前提得出的喉道面积估算方法，其公式如下：
[0033][0034]
由以上公式可知：当s＝0时，a
t
＝a
*
，此时喉道面积按公式(9)估算；当s＝1时，a
t
＝a
**
，此时喉道面积按公式(10)估算；当s∈(0,1)时，a
t
需联立公式(8)、(9)和(10)进行求解。
[0035]
优选地，步骤s3中基于飞行条件转变的等效通流面积变化率求解的方法为根据飞行状态点s1、s2…
sn的定常数值模拟结果得到一系列ε
a-x
规律曲线；飞行条件包括飞行高度、速度、攻角/侧滑/滚转姿态角变量，若只改变其中一个变量，则通过各状态ε
a-x
曲线变化率求得某一飞行条件对进气道通流能力的量化规律公式；若改变多个变量，则根据单一变量的量化规律拟合出各变量对进气道通流能力的影响因子，最终得到量化规律。
[0036]
优选地，步骤s3中变几何进气道各模态有效通流区域分析方法为根据进气道变几何各个位置p1、p2…
pn的定常数值模拟结果得到一系列ε
a-x
规律曲线；若变几何时来流条件不变，则通过各模态ε
a-x
曲线变化率求得几何构型与进气道通流能力的量化规律；若变几何时来流条件同时变化，则采用基于多变量的量化规律分析方法进行分析。
[0037]
优选地，步骤s3中基于等效通流面积分析的抽吸方案设计方法为根据一系列状态的ε
a-x
规律曲线得到x＝f-1
(ε
a,max
)的变化范围x∈[x1,x2]，确定该范围是抽吸的流向布置位置，进而根据抽吸量来确定抽吸口的宽度，完成附面层抽吸方案设计。
[0038]
有益效果：本发明基于等效堵塞比的高马赫数混压式进气道起动能力分析方法，包括等效堵塞比εa计算方法、基于等效通流面积的极限堵塞比ε
a,max
预估方法以及进气道起动能力分析方法，本发明的主要作用是基于定常数值模拟的数据，完成对进气道通流能力的快速评估，并给出其起动能力的预测。本发明相较于常规的起动性能预测方法，将因通流能力受限、下游燃烧室反压波动、激波附面层干扰等因素导致通流能力缩减的复杂流动机理，简化为等效通流面积的缩减，即用气动喉道代替几何喉道以更精确地反映外部因素变化对进气道起动性能的实质影响。同时，本发明还给出了三种基于等效堵塞比的起动能力快速预测分析方法。
附图说明
[0039]
图1为基于等效堵塞比的高马赫数混压式进气道起动能力分析方法的流程图。
[0040]
图2为进气道各典型截面的示意图；
[0041]
图中顺流线方向(即从图左至图右)依次为：进气道捕获流管面积a
∞
、内压段入口面积a2、喉道面积a
t
、出口面积a
exit
。
[0042]
图3为实施例中研究的两种不同布置形式的进气道；
[0043]
其中，上侧为双侧布置的三维内收缩进气道(form 2)，下侧为中心布置的三维内收缩进气道(form 1)。
[0044]
图4为实施例中基于等效堵塞比εa对两种进气道在不同来流马赫数下的通流能力进行评估结果。
[0045]
图5为实施例中得到的form 2在各个来流马赫数下的ε
a,max
与εa随来流马赫数变化的规律图。
具体实施方式
[0046]
下面通过附图对本发明技术方案进行详细说明，但是本发明的保护范围不局限于所述实施例。
[0047]
实施例：一种基于等效堵塞比的混压式进气道起动能力分析方法，包括如下步骤：
[0048]
s1、等效堵塞比εa计算：
[0049]
针对高马赫数混压式进气道造型进行网格划分及数值模拟，在完成网格无关性校验、湍流模型校核的基础上，采用三维定常数值模拟得到进气道在给定状态下的流场结果，在计算时需将进气道内、外流定义成相对独立的两块流域，便于后续数据处理；以进气道唇口最下游处的点a为基准，垂直于该点附近的流线方向作为进气道内流的截面，即进气道内压段入口截面，统计该截面的马赫数m2，自点a开始作进气道内压段横截面集，相邻截面的间隔取值范围为1/50～1/20的进气道长度，进而统计内压段截面集的流量平均数据，计算得到每个横截面的εa，计算公式如式(1)：
[0050][0051]
式中，表示进气道流量系数，σ表示内压缩段任一截面处的总压恢复系数，q(m
x
)是进气道内压缩段该截面的流量函数，q(m
∞
)是自由来流的流量函数，cr
∞
→
x
是进气道总收缩比，即进气道捕获流管面积除以x截面实际面积；
[0052]
s2、确定等效通流面积的极限堵塞比ε
a,max
：包括亚燃冲压进气道和超燃冲压进气道的极限堵塞比，若为亚燃冲压进气道，则其处于起动临界状态的标志是结尾激波推到喉道，判据为喉道马赫数等于1；若为超燃冲压进气道，采用根据内压段气动参数估算进气道最大收缩比的方法，根据步骤s1确定的m2估算保证起动性能前提下的进气道最大收缩比cr，并计算极限堵塞比ε
a,max
，公式如式(2)：
[0053][0054]
s3、进气道起动能力分析：确定εa和ε
a,max
后，进行进气道起动能力快速分析，包括基于飞行条件转变的等效通流面积变化率求解、变几何进气道各模态有效通流区域分析以及基于等效通流面积分析的抽吸方案设计。
[0055]
其中，基于飞行条件转变的等效通流面积变化率求解的方法为根据飞行状态点s1、s2…
sn的定常数值模拟结果得到一系列ε
a-x
规律曲线；飞行条件包括飞行高度、速度、攻角/侧滑/滚转姿态角变量，若只改变其中一个变量，则通过各状态ε
a-x
曲线变化率求得某一飞行条件对进气道通流能力的量化规律公式；若改变多个变量，则根据单一变量的量化规
律拟合出各变量对进气道通流能力的影响因子，最终得到量化规律。
[0056]
变几何进气道各模态有效通流区域分析方法为根据进气道变几何各个位置p1、p2…
pn的定常数值模拟结果得到一系列ε
a-x
规律曲线；若变几何时来流条件不变，则通过各模态ε
a-x
曲线变化率求得几何构型与进气道通流能力的量化规律；若变几何时来流条件同时变化，则采用基于多变量的量化规律分析方法进行分析。
[0057]
基于等效通流面积分析的抽吸方案设计方法为根据一系列状态的ε
a-x
规律曲线得到x＝f-1
(ε
a,max
)的变化范围x∈[x1,x2]，确定该范围是抽吸的流向布置位置，进而根据抽吸量来确定抽吸口的宽度，完成附面层抽吸方案设计。
[0058]
s1中等效堵塞比εa的计算公式获得步骤为：
[0059]
根据等效堵塞比的定义，进气道内压段任一截面的等效堵塞面积除以该截面的实际面积，如式(3)所示，
[0060][0061]
其中，a
x
为进气道内压段任一截面x的实际面积，a
equ
是以流量平均方式统计的截面气动参数折算出的等效流通面积，a
equ
的计算公式如式(4)所示，
[0062][0063]
该公式可以进一步推导为：
[0064][0065]
该公式可转化为：
[0066][0067]
联立公式(3)和(6)，可得：
[0068][0069]
即为等效堵塞比εa的计算公式。
[0070]
s2中进气道最大收缩比cr为进气道内压段入口面积a2与喉道面积a
t
之比的计算公式，具体如下：
[0071][0072]
式中，s∈[0,1]，是决定进气道起动性能裕度的参数，根据s的经验公式：s＝1/(0.6
×
cr
in
)确定，其中cr
in
是内压段收缩比；a
t
为待求喉道面积；a2为进气道内压段入口面积；a
*
和a
**
为根据不同的理论确定最大收缩比所对应的进气道喉道面积；
[0073]a*
为采用等熵流理论得出的喉道面积估算方法，其公式如下：
[0074][0075]a**
是为基于进气道自起动前提得出的喉道面积估算方法，其公式如下：
[0076][0077]
由以上公式可知：当s＝0时，a
t
＝a
*
，此时喉道面积按公式(9)估算；当s＝1时，a
t
＝a
**
，此时喉道面积按公式(10)估算；当s∈(0,1)时，a
t
需联立公式(8)、(9)和(10)进行求解。
[0078]
在本实施例中对两种典型的高马赫数混压式进气道进行起动性能预测，如图3所示。上下两侧依次对应双侧布置的三维内收缩进气道(form 2)、中心布置的三维内收缩进气道(form 1)。为对比研究两种进气道的起动能力，两者采用宽度相同(1166mm)的前体型面、相同的进气道外/内收缩比，即外收缩比/内收缩比的系数为0.38。
[0079]
基于等效堵塞比εa对两种进气道在不同来流马赫数下的通流能力进行评估(见图4)。对于form 2，εa随马赫数的变化率δεa/δm在马赫3.5-5.0范围内最大，达到了6.18
·
10-2
。这个数值与form 1在马赫5.0-6.0的δεa/δm(6.00
·
10-2
)相当，而form 2马赫5.0-6.0在的δεa/δm为3.54
·
10-2
，比form 1在马赫5.0-6.0的δεa/δm要低41％。以上数据说明：双侧布置进气道的有效通流面积在马赫5.0-6.0比中心布置形式要大，即form 1的低能流发展要比form 2剧烈，最终导致form 1在马赫5以下无法起动。另一方面，虽然form 2在马赫3.5-5.0区间虽然δεa/δm也相较于马赫5.0-6.0区间，但溢流比例增加是主要原因(从马赫5降到马赫3过程中，溢流比例约增加捕获流量的29％)，而低能流带来的有效流通面积减弱是次要原因。综上所述，form 2的起动能力比form 1强，且其核心因素是form 2通过改善吻切面压缩水平的控制，使其具有随来流马赫数降低产生自适应溢流、进而保证较高的内压段通流能力。本次实施例因主要分析不同马赫数下的进气道通流能力，所以主要获取的是进气道出口的εa参数，如果以改善进气道单状态点性能为目的，则可分析某个状态下沿程的εa分布。此外，本实施例得到form 2在各个来流马赫数下的ε
a,max
，其与εa随来流马赫数变化的规律绘制于图5中，可见在马赫2.5-6.0区间内εa《ε
a,max
，故进气道保持起动，而在马赫2.5以下时εa≈ε
a,max
，所以进气道最终在马赫2.0时不起动。
[0080]
如上所述，尽管参照特定的优选实施例已经表示和表述了本发明，但其不得解释为对本发明自身的限制。在不脱离所附权利要求定义的本发明的精神和范围前提下，可对其在形式上和细节上作出各种变化。