CN110082056A - 进气道自起动临界点的数值预测方法 - Google Patents

进气道自起动临界点的数值预测方法 Download PDF

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戴梧叶
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Abstract

本发明涉及飞行器技术领域，公开了一种进气道自起动临界点的数值预测方法。其中，该方法包括：对流场中的相关参数进行初始化，得到初场；根据所述初场确定爬升段的弹道最终马赫数计算范围；基于所述弹道最终马赫数计算范围确定进气道的自起动临界点。由此，可以预测飞行器爬升过程中进气道从不起动状态到起动状态变化的临界点，以解决目前无法通过地面试验直接获得进气道自起动临界点这一关键难题。

Description

进气道自起动临界点的数值预测方法
技术领域
本发明涉及飞行器技术领域，尤其涉及一种进气道自起动临界点的数值预测方法。
背景技术
对于吸气式飞行器来说，进气道主要的作用是捕获来流并对其进行压缩，为发动机的其他组件(如燃烧室)提供压缩空气。通常认为，若进气道的流量捕获特性未因其内部流态的改变而受到影响，称进气道处于起动状态，否则为不起动状态。
在飞行器爬升段，随着来流马赫数逐渐增加，进气道会经历从不起动状态到起动状态的变化过程，这个过程称为进气道的自起动。如果进气道不能在发动机点火燃烧之前下成功实现自起动，发动机将不能正常工作。在2011年6月进行的X-51高超声速飞行器第二次飞行试验中，由于超然冲压发动机进气道未能起动，致使该飞行试验失败。可见，进气道自起动问题的重要性。在飞行器或者进气道设计过程中，迫切需要准确预测进气道的自起动状态，获得飞行器在沿弹道飞行过程中，进气道状态从不起动到起动变化的临界点。
然而，现有的通过地面风洞试验预测进气道的自起动过程存在两个问题：一是风洞试验无法完全模拟进气道的全弹道状态；二是风洞试验需要尽量真实模拟进气道的进气量，如果试验模型内流道尺寸过小会导致无法真实模拟进气道内流动，受风洞尺寸限制，大尺度的进气道不能开展1:1风洞试验；由于这两个问题，一部分的进气道无法通过地面试验预测进气道的自起动过程。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术不足，提供了一种进气道自起动临界点的数值预测方法，能够解决上述现有技术中的问题。
本发明的技术解决方案：一种进气道自起动临界点的数值预测方法，其中，该方法包括：
对流场中的相关参数进行初始化，得到初场；
根据所述初场确定爬升段的弹道最终马赫数计算范围；
基于所述弹道最终马赫数计算范围确定进气道的自起动临界点。
优选地，根据所述初场确定爬升段的弹道最终马赫数计算范围包括：
确定弹道初始马赫数计算范围；
根据所述初场，利用定常计算方法分别计算所述弹道初始马赫数计算范围的左边界对应的流场参数和右边界对应的流场参数，并根据左边界的流场参数和右边界的流场参数判断进气道流场状态；
根据判断结果确定弹道最终马赫数计算范围。
优选地，根据判断结果确定弹道最终马赫数计算范围包括：
在所述左边界的流场参数对应的进气道流场状态不满足进气道不起动状态的情况下，将所述弹道初始马赫数计算范围的左边界以第一预定值减小，直至调整后的左边界对应的进气道流场状态为进气道不起动状态，此时将对应于进气道不起动状态的调整后的左边界确定为弹道最终马赫数计算范围的左边界；
在所述右边界的流场参数对应的流场状态为不满足进气道起动状态的情况下，将所述弹道初始马赫数计算范围的左边界以第二预定值增大，直至调整后的右边界对应的进气道流场状态为进气道起动状态，此时将对应于进气道起动状态的调整后的右边界确定为弹道最终马赫数计算范围的右边界；
在所述左边界的流场参数对应的进气道流场状态满足进气道不起动状态且所述右边界的流场参数对应的流场状态为满足进气道起动状态的情况下，将弹道初始马赫数计算范围确定为弹道最终马赫数计算范围。
优选地，基于所述弹道最终马赫数计算范围确定进气道的自起动临界点包括：
在所述弹道最终马赫数计算范围内利用多次二分法确定进气道的自起动临界点。
优选地，基于所述弹道最终马赫数计算范围确定进气道的自起动临界点包括：
在所述弹道最终马赫数计算范围内同时计算多个马赫数状态点各自对应的流场参数，并基于多个马赫数状态点各自对应的流场参数确定进气道的自起动临界点。
优选地，所述流场参数为压力。
优选地，所述初场为零初场、不起动初场或自由来流初场。
优选地，所述相关参数包括马赫数和压力。
通过上述技术方案，可以先确定流场中的马赫数的初始化值，得到马赫数初场，然后根据所述马赫数初场确定爬升段的弹道最终马赫数计算范围，进而可以基于所述弹道最终马赫数计算范围确定进气道的自起动临界点。由此，可以预测飞行器爬升过程中进气道从不起动状态到起动状态变化的临界点，以解决目前无法通过地面试验直接获得进气道自起动临界点这一关键难题。
附图说明
所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明实施例提供的一种进气道自起动临界点的数值预测方法的流程图。
具体实施方式
下面将结合附图对本发明的具体实施例进行详细说明。在下面的描述中，出于解释而非限制性的目的，阐述了具体细节，以帮助全面地理解本发明。然而，对本领域技术人员来说显而易见的是，也可以在脱离了这些具体细节的其它实施例中实践本发明。
在此需要说明的是，为了避免因不必要的细节而模糊了本发明，在附图中仅仅示出了与根据本发明的方案密切相关的设备结构和/或处理步骤，而省略了与本发明关系不大的其他细节。
图1为本发明实施例提供的一种进气道自起动临界点的数值预测方法的流程图。
如图1所示，本发明实施例提供了一种进气道自起动临界点的数值预测方法，其中，该方法可以包括：
S100，对流场中的相关参数进行初始化，得到初场；
举例来讲，所述相关参数可以包括流场中的马赫数和压力。也就是，对流场中的相关参数进行初始化得到初场可以包括将计算流场中的压力、马赫数变量赋初值，即形成计算域中的初场(作为数值仿真计算的初始条件)。
S102，根据所述初场确定爬升段的弹道最终马赫数计算范围(即，对应于进气道状态从不起动状态变化为起动状态的马赫数范围)；
S104，基于所述弹道最终马赫数计算范围确定进气道的自起动临界点。
通过上述技术方案，可以先确定流场中的马赫数的初始化值，得到马赫数初场，然后根据所述马赫数初场确定爬升段的弹道最终马赫数计算范围，进而可以基于所述弹道最终马赫数计算范围确定进气道的自起动临界点。由此，可以预测飞行器爬升过程中进气道从不起动状态到起动状态变化的临界点，以解决目前无法通过地面试验直接获得进气道自起动临界点这一关键难题。
根据本发明一种实施例，根据所述初场确定爬升段的弹道最终马赫数计算范围包括：
确定弹道初始马赫数计算范围；
其中，可以根据爬升段的弹道马赫数变化范围确定弹道初始马赫数计算范围。
举例来讲，弹道初始马赫数计算范围可以确定为Ma3～Ma5状态，其中称Ma3为计算范围的左边界，Ma5为计算范围的右边界。
根据所述初场，利用定常计算方法(例如，定常RANS计算方法)分别计算所述弹道初始马赫数计算范围的左边界对应的流场参数和右边界对应的流场参数，并根据左边界的流场参数和右边界的流场参数判断进气道流场状态；
举例来讲，可以根据确定的初场，采用定常计算方法分别计算左边界(如Ma3)和右边界(Ma5)的流场参数，进而可以通过进气道流场云图判断出进气道的起动状态(即，根据左边界的流场参数判断左边界对应的进气道流场状态)，根据右边界的流场参数判断右边界对应的进气道流场状态)。
根据判断结果确定弹道最终马赫数计算范围。
根据本发明一种实施例，根据判断结果确定弹道最终马赫数计算范围包括：
在所述左边界的流场参数对应的进气道流场状态不满足进气道不起动状态的情况下，将所述弹道初始马赫数计算范围的左边界以第一预定值减小，直至调整后的左边界对应的进气道流场状态为进气道不起动状态，此时将对应于进气道不起动状态的调整后的左边界确定为弹道最终马赫数计算范围的左边界；
其中，第一预定值例如可以为0.2，其仅仅是示例性的，并非用于限定本发明。
举例来讲，以左边界为Ma3为例，若左边界不满足不起动状态，则可以将左边界以例如0.2的幅度逐步减小(例如从Ma3降为Ma2.8重新计算)，直到左边界马赫数计算条件下进气道为不起动状态。
相反，在所述左边界的流场参数对应的进气道流场状态满足进气道不起动状态的情况下，可以直接将弹道初始马赫数计算范围的左边界确定为弹道最终马赫数计算范围的左边界；
在所述右边界的流场参数对应的流场状态为不满足进气道起动状态的情况下，将所述弹道初始马赫数计算范围的左边界以第二预定值增大，直至调整后的右边界对应的进气道流场状态为进气道起动状态，此时将对应于进气道起动状态的调整后的右边界确定为弹道最终马赫数计算范围的右边界；
其中，第二预定值可以与第一预定值相同，例如均可以为0.2，其仅仅是示例性的，并非用于限定本发明。
可替换地，第二预定值也可以与第一预定值不相同。
举例来讲，以右边界为Ma5为例，右边界如不满足起动状态则以0.2的幅度逐步增大(例如从Ma5增大到Ma5.2重新计算)，直到右边界马赫数条件下进气道为起动状态。
相反，在所述右边界的流场参数对应的进气道流场状态满足进气道起动状态的情况下，可以直接将弹道初始马赫数计算范围的右边界确定为弹道最终马赫数计算范围的右边界；
在所述左边界的流场参数对应的进气道流场状态满足进气道不起动状态且所述右边界的流场参数对应的流场状态为满足进气道起动状态的情况下，将弹道初始马赫数计算范围确定为弹道最终马赫数计算范围。
根据本发明一种实施例，基于所述弹道最终马赫数计算范围确定进气道的自起动临界点包括：
在所述弹道最终马赫数计算范围内利用多次二分法确定进气道的自起动临界点。
也就是，可以在确定的最终马赫数计算范围内，在计算资源紧张的情况下，可以采用多次二分法，通过定常流场计算不断缩小计算范围，最终确定进气道的自起动临界点。
举例来讲，以最终马赫数计算范围为Ma3～Ma5为例，首先可以用定常RANS方法计算Ma4的流场，如果Ma4为起动状态流场，则最终马赫数计算范围缩小至Ma3～Ma4，如此一步步缩小范围，直至获得进气道状态变化的临界点为MaX～Ma(X+0.1)；如果Ma4为不起动状态流场，则最终马赫数计算范围缩小至Ma4～Ma5，如此一步步缩小范围，直至获得进气道状态变化的临界点为MaX～Ma(X+0.1)。
根据本发明一种实施例，可替换地，基于所述弹道最终马赫数计算范围确定进气道的自起动临界点包括：
在所述弹道最终马赫数计算范围内同时计算多个马赫数状态点各自对应的流场参数，并基于多个马赫数状态点各自对应的流场参数确定进气道的自起动临界点。
举例来讲，如果计算资源充足，可以同时计算多个弹道状态点(即马赫数状态点)的流场，例如同时计算Ma3、3.1、3.2、3.3、3.4、3.5到Ma5(每增0.1或0.2可以作为一个计算状态，该增量仅仅是示例性的，并非用于限定本发明)，进而可以找到左边界不起动马赫数和右边界起动马赫数，然后可以快速获得进气道状态发生变化的临界点。
根据本发明一种实施例，所述流场参数为压力。
根据本发明一种实施例，所述初场为零初场、不起动初场或自由来流初场。
其中，零初场指的是：压力为自由来流静压，速度取一个接近零的值，此时马赫数和压力初始化后均为0；不起动初场指的是：进气道为不起动状态时的流场；自由来流初场指的是：所有流场参数都是飞行器前方自由来流值，自由来流初场通常用于马赫数较高的情况，例如，马赫数大于5的情形。
对于飞行器的爬升过程，进气道为从不起动状态变为起动状态，采用零初场和不起动初场作为数值计算的初始化条件更接近实际情况。
从上述实施例可以看出，本发明所述的方法可以在飞行器设计过程中，高效、准确地预测进气道从不起动状态到起动状态的临界点。
如上针对一种实施例描述和/或示出的特征可以以相同或类似的方式在一个或更多个其它实施例中使用，和/或与其它实施例中的特征相结合或替代其它实施例中的特征使用。
应该强调，术语“包括/包含”在本文使用时指特征、整件、步骤或组件的存在，但并不排除一个或更多个其它特征、整件、步骤、组件或其组合的存在或附加。
本发明以上的方法可以由硬件实现，也可以由硬件结合软件实现。本发明涉及这样的计算机可读程序，当该程序被逻辑部件所执行时，能够使该逻辑部件实现上文所述的装置或构成部件，或使该逻辑部件实现上文所述的各种方法或步骤。本发明还涉及用于存储以上程序的存储介质，如硬盘、磁盘、光盘、DVD、flash存储器等。
这些实施例的许多特征和优点根据该详细描述是清楚的，因此所附权利要求旨在覆盖这些实施例的落入其真实精神和范围内的所有这些特征和优点。此外，由于本领域的技术人员容易想到很多修改和改变，因此不是要将本发明的实施例限于所例示和描述的精确结构和操作，而是可以涵盖落入其范围内的所有合适修改和等同物。
本发明未详细说明部分为本领域技术人员公知技术。

Claims (8)

1.一种进气道自起动临界点的数值预测方法，其特征在于，该方法包括：
对流场中的相关参数进行初始化，得到初场；
根据所述初场确定爬升段的弹道最终马赫数计算范围；
基于所述弹道最终马赫数计算范围确定进气道的自起动临界点。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，根据所述初场确定爬升段的弹道最终马赫数计算范围包括：
确定弹道初始马赫数计算范围；
根据所述初场，利用定常计算方法分别计算所述弹道初始马赫数计算范围的左边界对应的流场参数和右边界对应的流场参数，并根据左边界的流场参数和右边界的流场参数判断进气道流场状态；
根据判断结果确定弹道最终马赫数计算范围。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，根据判断结果确定弹道最终马赫数计算范围包括：
在所述左边界的流场参数对应的进气道流场状态不满足进气道不起动状态的情况下，将所述弹道初始马赫数计算范围的左边界以第一预定值减小，直至调整后的左边界对应的进气道流场状态为进气道不起动状态，此时将对应于进气道不起动状态的调整后的左边界确定为弹道最终马赫数计算范围的左边界；
在所述右边界的流场参数对应的流场状态为不满足进气道起动状态的情况下，将所述弹道初始马赫数计算范围的左边界以第二预定值增大，直至调整后的右边界对应的进气道流场状态为进气道起动状态，此时将对应于进气道起动状态的调整后的右边界确定为弹道最终马赫数计算范围的右边界；
在所述左边界的流场参数对应的进气道流场状态满足进气道不起动状态且所述右边界的流场参数对应的流场状态为满足进气道起动状态的情况下，将弹道初始马赫数计算范围确定为弹道最终马赫数计算范围。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，基于所述弹道最终马赫数计算范围确定进气道的自起动临界点包括：
在所述弹道最终马赫数计算范围内利用多次二分法确定进气道的自起动临界点。
5.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，基于所述弹道最终马赫数计算范围确定进气道的自起动临界点包括：
在所述弹道最终马赫数计算范围内同时计算多个马赫数状态点各自对应的流场参数，并基于多个马赫数状态点各自对应的流场参数确定进气道的自起动临界点。
6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，所述流场参数为压力。
7.根据权利要求1-6中任一项所述的方法，其特征在于，所述初场为零初场、不起动初场或自由来流初场。
8.根据权利要求1-6中任一项所述的方法，其特征在于，所述相关参数包括马赫数和压力。
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