CN108303229B - 一种带强制转捩装置的高速飞行器进气道性能评估装置及方法 - Google Patents

一种带强制转捩装置的高速飞行器进气道性能评估装置及方法 Download PDF

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Abstract

本发明提出一种带强制转捩装置的高速飞行器进气道性能评估装置及方法，包括流动转捩位置确定模块、带强制转捩装置的高速飞行器、流场确定模块、进气道性能提取模块和进气道性能评价模块。本发明提出了针对带强制转捩装置飞行器的流动分析，获得了表征强制转捩装置后流动的特征量(流向涡长度)，可以更加准确模拟飞行器表面流态。

Description

一种带强制转捩装置的高速飞行器进气道性能评估装置及 方法
技术领域
本发明涉及一种带强制转捩装置的高速(马赫数大于5)飞行器进气道性能评估装置及方法，属于高速飞行器气动分析技术领域。
背景技术
飞行器加装强制转捩装置后，会对进气道的性能产生影响。强制转捩装置设计的标准是即要保证进入进气道的气流为湍流流态，又要确保对进气道性能的影响在可控范围内。而如何真实模拟计算加装强制转捩装置后飞行器的进气道性能是目前亟需解决的难题。
为了获得强制转捩装置对进气道性能的影响量，需要计算加装强制转捩装置的飞行器进气道性能，目前常用的计算方法为全层流计算和全湍流计算。
全层流计算方法，将整个飞行器的外表面都作为层流流态，通过求解流体力学控制方程得到飞行器进气道的性能参数。其优点是计算量小，能够快速获得飞行器的进气道性能，缺点是无法模拟飞行器表面的真实流态，计算所得的进气道性能为全层流结果，与真实的性能存在差距。
全湍流计算方法，将整个飞行器的外表面都作为湍流流态，通过求解流体力学控制方程得到飞行器进气道的性能参数。其优点是计算量小，能够基本模拟进气道内的流态，缺点是无法模拟除进气道以外的飞行器表面的真实流态，计算所得进气道性能与真实的性能存在差距。
计算加装强制转捩装置的飞行器进气道性能，如果采用全层流方法计算，由于转捩装置后的区域及进气道内为湍流流态，全层流的计算结果不真实。如果采用全湍流方法计算，由于转捩装置之前为层流，全湍流的性能计算结果相对于真实的结果存在偏差。
总之，对于加装强制转捩装置的飞行器进气道性能计算，现有的计算方法无法精确、真实地模拟飞行器表面流态变化，不满足进气道性能评估要求。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术不足，提供一种能精确、真实模拟带强制转捩装置的高速飞行器的表面流态变化、实现带强制转捩装置的高速飞行器进气道性能评估装置及方法。
本发明的技术解决方案：一种带强制转捩装置的高速飞行器进气道性能评估装置，包括流动转捩位置确定模块、带强制转捩装置的高速飞行器、流场确定模块、进气道性能提取模块和进气道性能评价模块；
所述的流动转捩位置确定模块，根据强制转捩装置的安装位置和流向涡长度，得到带强制转捩装置的高速飞行器在飞行状态下的流动转捩位置；
所述的流场确定模块，以流动转捩位置确定模块得到的流动转捩位置为中间截面，以中间截面为界，中间截面之前为全层流流场，中间截面之后为全湍流流场，得到带强制转捩装置的高速飞行器的组合流场；
所述的进气道性能提取模块，从流场确定模块得到的组合流场中提取进气道喉道截面的物理量，获取进气道性能参数；
所述的进气道性能评价模块，将进气道性能提取模块获取的进气道性能参数与进气道性能指标进行对比，得到强制转捩装置对进气道性能的影响，对其进行评价。
评价准则为：判断强制转捩装置对进气道性能的影响是否满足其中ε为高速飞行器进气道性能指标值，ε′为安装了强制转捩装置的高速飞行器的进气道性能，Δε为进气道性能影响阈值，若满足上式，则判定强制转捩装置的设计合理，若不满足则判定强制转捩装置的设计不合理。Δε一般工程中要求小于1％，也可根据实际情况确定，该值设计越小，表示强制转捩装置的设计时，要求其对高速飞行器进气道影响越小。
所述的强制转捩装置，由一排转捩单元组成，转捩单元的高度通过以下高度设计准则n＝k/δ确定，其中k为转捩单元高度，δ为总焓边界层厚度，n为高度设计准则系数；所述的转捩单元的边长w通过公式w＝Δwδ确定，其中Δw为边长比例系数；所述的高度设计准则系数n确定依据为，马赫数为5～7时，n∈[0.5,0.8]，马赫数为7～10时，n∈[0.8,1]；所述的边长比例系数Δw取值为0.5～1.5。
对于圆柱型转捩单元边长直指圆的直径。转捩单元参数(边长、间距和高度)定义为本领域公知技术。转捩单元参数(边长、间距、高度)与当地(强制转捩装置安装位置处)总焓边界层厚度δ(参见文献Boundary Layer Control Hypersonic AirbreathingVehicles，Scott A.Berry,Robert J.Nowak)相关。
所述的强制转捩装置的展向宽度采用如下准则：强制转捩装置展向宽度大于强制转捩装置安装位置处进入进气道的流线宽度，最大不超过飞行器在强制转捩装置安装位置处的结构宽度。
所述的转捩单元的间距根据实际加工水平越小越好。
一种带强制转捩装置的高速飞行器进气道性能评估方法，通过以下步骤实现：
第一步，确定带强制转捩装置的高速飞行器在飞行状态下的流动转捩位置，
A1.1、确定流向涡长度D，
根据带强制转捩装置的高速飞行器的飞行弹道参数，采用Re/Me的转捩判定准则确定高速飞行器安装了强制转捩装置后的流向涡长度D；
Re/Me的转捩判定准则为本领域公知技术，详见Boundary-Layer Transition onX-43A,作者：Scott Berry,Kamran Daryabeigi and Kathryn Wurster。
流向涡是指气流流动经过强制转捩装置后所形成的流动结构，流向涡之间相互作用，经过一段距离发展转捩为湍流，从转捩装置到转捩为湍流的距离称为流向涡长度D。
A1.2、确定带强制转捩装置的高速飞行器在飞行状态下的流动转捩位置，
利用步骤A1.1得到的流向涡长度D，再结合转捩装置安装位置，即可得到流动转捩位置；
第二步，确定带强制转捩装置的高速飞行器的进气道性能，所述的进气道性能包括喉道流量、面积平均总压恢复系数和质量平均总压恢复系数；
A2.1、利用数值模拟方法得到带强制转捩装置的高速飞行器的全层流流场；
针采用工程计算软件进行数值模拟，对带强制转捩装置的高速飞行器进行层流模式计算，得到飞行器全层流流场；
本步骤为本领域公知技术。
A2.2、确定中间截面，中间截面为第一步得到的流动转捩位置；
A2.3、从步骤A2.1得到飞行器全层流流场提取中间截面处流场信息；
A2.4、对带强制转捩装置的高速飞行器中间截面位置往后，以步骤A2.3提取中间截面处流场信息作为边界限制条件，采用数值模拟方法进行全湍流模式计算，得到飞行器全湍流流场；
A2.5、以中间截面为界，中间截面之前为步骤A2.1得到的全层流流场，中间截面之后为步骤A2.4得到的全湍流流场，得到带强制转捩装置的高速飞行器的组合流场；
A2.6、从步骤A2.5确定的组合流场中提取进气道喉道截面的物理量，获取进气道性能参数；
第三步，根据第二步得到的带强制转捩装置的高速飞行器的进气道性能，评价强制转捩装置的设计是否合理。
将第二步得到的带强制转捩装置的高速飞行器的进气道性能与进气道性能指标进行对比，得到强制转捩装置对进气道性能的影响，判断强制转捩装置对进气道性能的影响是否满足其中ε为高速飞行器进气道性能指标值，ε′为安装了强制转捩装置的高速飞行器的进气道性能，Δε为进气道性能影响阈值，若满足上式，则判定强制转捩装置的设计合理，若不满足则判定强制转捩装置的设计不合理。Δε一般工程中要求小于1％，也可根据实际情况确定，该值设计越小，表示强制转捩装置的设计时，要求其对高速飞行器进气道影响越小。
所述第三步判定为强制转捩装置的设计不合理，进行第四步修正设计，所述第四步通过以下步骤对强制转捩装置进行修正设计，
A4.1、判断强制转捩装置高度是否已达到高度设计预定的最大值，若没达到，则进行步骤A4.2,若达到，则转入步骤A4.3；
A4.2、增大强制转捩装置的高度，高度增加不能超过高度设计预定的最大值，再重复第一步至第三步；
A4.3、改变强制转捩装置安装位置，再重复第一步至第三步，直至判定为强制转捩装置的设计合理。
通过将强制转捩装置安装位置前移，使流动转捩位置前移，从而改变带强制转捩装置飞行器的组合流场。
本发明与现有技术相比的有益效果：
(1)本发明提出了针对带强制转捩装置飞行器的流动分析，获得了表征强制转捩装置后流动的特征量(流向涡长度)，可以更加准确模拟飞行器表面流态；
(2)本发明建立针对带强制转捩装置的飞行器进气道性能计算模型和方法，消除了无法准确模拟飞行器表面流态对进气道性能计算结果的影响，为后续评估强制转捩装置对进气道性能的影响奠定了基础。
附图说明
图1为本发明理论框图；
图2为本发明流程图；
图3为本发明实例中转捩单元结构图。
具体实施方式
下面结合具体实例及附图对本发明进行详细说明。
本发明提供一种进气道性能评估装置，如图1所示，包括流动转捩位置确定模块、带强制转捩装置的高速飞行器、流场确定模块、进气道性能提取模块和进气道性能评价模块。
流动转捩位置确定模块，根据强制转捩装置的安装位置和流向涡长度，得到带强制转捩装置的高速飞行器在飞行状态下的流动转捩位置。流场确定模块，以流动转捩位置确定模块得到的流动转捩位置为中间截面，以中间截面为界，中间截面之前为全层流流场，中间截面之后为全湍流流场，得到带强制转捩装置的高速飞行器的组合流场。进气道性能提取模块，从流场确定模块得到的组合流场中提取进气道喉道截面的物理量，获取进气道性能参数。进气道性能评价模块，将进气道性能提取模块获取的进气道性能参数与进气道性能指标进行对比，得到强制转捩装置对进气道性能的影响，对其进行评价。
如图2所示的转捩单元构成的强制转捩装置，转捩单元为后掠斜坡型强制转捩单元，转捩单元主要参数为：单元边长、单元间距、单元高度，其余的参数如角度，按照后掠斜坡型单元常规设计取值为10度，总焓边界层厚度δ＝6mm，马赫数6，强制转捩单元边长为6mm，高度为4.2mm，高度设计指标最高值为4.8mm，单元最小间距为0.3mm，强制转捩装置展向宽度480mm。飞行器进气道入口位置为1.4m处，强制转捩装置在飞行器上安装位置为0.4m处。
本发明还提供了如图2所示，安装了如图3转捩单元构成的强制转捩装置的高速飞行器进气道性能评估方法，具体通过以下步骤实现：
1、确定流动转捩位置
(1)确定流向涡长度D
根据已有的飞行试验弹道参数，采用工程计算软件Fluent获得加装强制转捩装置的飞行器全层流流场，提取强制转捩装置位置处(0.4m处)的边界层信息，计算获得强制转捩装置后的Re/Me值，根据Re/Me的转捩判定准则确定流向涡长度D＝0.4m。
(2)确定流动转捩位置0.8m。
本实例中转捩装置安装在流向x＝0.4m处，流向涡长度D＝0.4m，则流向转捩位置为0.4m+0.4m＝0.8m。
2、计算飞行器加装强制转捩装置的进气道性能
(1)层流部分计算
针对实例飞行器，采用Fluent软件全层流模式计算，得到飞行器全层流流场。
(2)湍流部分计算
中间截面提取，根据步骤1确定中间截面位置为0.8m处，对步骤(1)所计算的飞行器全层流流场提取中间截面流场信息。
(3)湍流计算边界条件
将计算网格从中间截面位置分开，中间截面位置往后采用全湍流模式计算，入口边界条件取步骤(2)中获得的中间截面流场信息。
(4)全湍流模式计算
根据步骤(2)的边界条件设置，采用Fluent全湍流模式计算飞行器流场。
(5)获取进气道性能参数
通过分段模拟带强制转捩装置的飞行器外表面流态，并采用Fluent软件获得飞行器外流场，统计进气道喉道截面物理量获得进气道性能参数，包括喉道流量、面积平均总压恢复系数、质量平均总压恢复系数，并同进气道所要求的性能指标进行对比，不满足评价强制转捩装置的设计不合理。
3、对强制转捩装置进行修正。
首先增大强制转捩装置高度为4.8mm，边长比例系数不变，强制转捩单元高度为，边长不变，重复上述步骤，得到进气道性能与指标值进行比较，满足判定强制转捩装置的设计合理。
本发明未详细说明部分为本领域技术人员公知技术。

Claims (9)

1.一种带强制转捩装置的高速飞行器进气道性能评估装置，其特征在于：包括流动转捩位置确定模块、带强制转捩装置的高速飞行器、流场确定模块、进气道性能提取模块和进气道性能评价模块；
所述的流动转捩位置确定模块，根据强制转捩装置的安装位置和流向涡长度，得到带强制转捩装置的高速飞行器在飞行状态下的流动转捩位置；
所述的流场确定模块，以流动转捩位置确定模块得到的流动转捩位置为中间截面，以中间截面为界，中间截面之前为全层流流场，中间截面之后为全湍流流场，得到带强制转捩装置的高速飞行器的组合流场；
所述的进气道性能提取模块，从流场确定模块得到的组合流场中提取进气道喉道截面的物理量，获取进气道性能参数；
所述的进气道性能评价模块，将进气道性能提取模块获取的进气道性能参数与进气道性能指标进行对比，得到强制转捩装置对进气道性能的影响，对其进行评价。
2.根据权利要求1所述的一种带强制转捩装置的高速飞行器进气道性能评估装置，其特征在于：所述的进气道性能评价模块的评价准则为：判断强制转捩装置对进气道性能的影响是否满足其中ε为高速飞行器进气道性能指标值，ε′为安装了强制转捩装置的高速飞行器的进气道性能，Δε为进气道性能影响阈值，若满足上式，则判定强制转捩装置的设计合理，若不满足则判定强制转捩装置的设计不合理。
3.根据权利要求1所述的一种带强制转捩装置的高速飞行器进气道性能评估装置，其特征在于：所述的强制转捩装置，由一排转捩单元组成，转捩单元的高度通过以下高度设计准则n＝k/δ确定，其中k为转捩单元高度，δ为总焓边界层厚度，n为高度设计准则系数；所述的转捩单元的边长w通过公式w＝Δwδ确定，其中Δw为边长比例系数；所述的高度设计准则系数n确定依据为，马赫数为5～7时，n∈[0.5,0.8]，马赫数为7～10时，n∈[0.8,1]；所述的边长比例系数Δw取值为0.5～1.5。
4.根据权利要求3所述的一种带强制转捩装置的高速飞行器进气道性能评估装置，其特征在于：所述的强制转捩装置的展向宽度采用如下准则：强制转捩装置展向宽度大于强制转捩装置安装位置处进入进气道的流线宽度，最大不超过飞行器在强制转捩装置安装位置处的结构宽度。
5.根据权利要求3所述的一种带强制转捩装置的高速飞行器进气道性能评估装置，其特征在于：所述的转捩单元的间距最小为0.3mm。
6.一种带强制转捩装置的高速飞行器进气道性能评估方法，其特征在于，通过以下步骤实现：
第一步，确定带强制转捩装置的高速飞行器在飞行状态下的流动转捩位置，A1.1、确定流向涡长度D；
A1.2、利用步骤A1.1得到的流向涡长度D，再结合转捩装置安装位置，确定带强制转捩装置的高速飞行器在飞行状态下的流动转捩位置；
第二步，确定带强制转捩装置的高速飞行器的进气道性能，所述的进气道性能包括喉道流量、面积平均总压恢复系数和质量平均总压恢复系数，
A2.1、利用数值模拟方法得到带强制转捩装置的高速飞行器的全层流流场；
A2.2、确定中间截面，中间截面为第一步得到的流动转捩位置；
A2.3、从步骤A2.1得到飞行器全层流流场提取中间截面处流场信息；
A2.4、对带强制转捩装置的高速飞行器中间截面位置往后，以步骤A2.3提取中间截面处流场信息作为边界限制条件，采用数值模拟方法进行全湍流模式计算，得到飞行器全湍流流场；
A2.5、以中间截面为界，中间截面之前为步骤A2.1得到的全层流流场，中间截面之后为步骤A2.4得到的全湍流流场，得到带强制转捩装置的高速飞行器的组合流场；
A2.6、从步骤A2.5确定的组合流场中提取进气道喉道截面的物理量，获取进气道性能参数；
第三步，根据第二步得到的带强制转捩装置的高速飞行器的进气道性能，评价强制转捩装置的设计是否合理。
7.根据权利要求6所述的一种带强制转捩装置的高速飞行器进气道性能评估方法，其特征在于：所述第三步评价强制转捩装置的设计是否合理，通过如下步骤，将第二步得到的带强制转捩装置的高速飞行器的进气道性能与进气道性能指标进行对比，得到强制转捩装置对进气道性能的影响，判断强制转捩装置对进气道性能的影响是否满足其中ε为高速飞行器进气道性能指标值，ε′为安装了强制转捩装置的高速飞行器的进气道性能，Δε为进气道性能影响阈值，若满足上式，则判定强制转捩装置的设计合理，若不满足则判定强制转捩装置的设计不合理。
8.根据权利要求6和7所述的一种带强制转捩装置的高速飞行器进气道性能评估方法，其特征在于：所述第三步判定为强制转捩装置的设计不合理，进行第四步修正设计，所述第四步通过以下步骤对强制转捩装置进行修正设计，
A4.1、判断强制转捩装置高度是否已达到高度设计预定的最大值，若没达到，则进行步骤A4.2，若达到，则转入步骤A4.3；
A4.2、增大强制转捩装置的高度，高度增加不能超过高度设计预定的最大值，再重复第一步至第三步；
A4.3、改变强制转捩装置安装位置，再重复第一步至第三步，直至判定为强制转捩装置的设计合理。
9.根据权利要求8所述的一种带强制转捩装置的高速飞行器进气道性能评估方法，其特征在于：所述步骤A4.3中改变强制转捩装置安装位置通过将强制转捩装置安装位置前移实现。
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