CN112651076B - 一种二元超声速可调进气道不起动边界预测方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种二元超声速可调进气道不起动边界预测方法，基于一维无粘流动理论分析，提取了可调进气道不起动边界对应的特征流场结构，在已知来流参数的前提下，结合等熵压缩极限，通过计算内收缩段激波系造成的额外总压损失，得到可调进气道的不起动内收缩比，从而进一步得到其不起动边界。该方法能够快速实现对不同来流参数下进气道不起动边界的预测。相较于经典的不起动边界，本发明提供了更为准确的二元超声速可调进气道不起动边界预测方法。

Description

一种二元超声速可调进气道不起动边界预测方法
技术领域
本发明涉及二元超声速可调进气道，尤其是其不起动边界预测方法。
背景技术
对于工作在宽马赫数范围的超声速飞行器而言，可调进气道能够兼顾低马赫数下的自起动能力和高马赫数下的进气道性能。其中，二元超声速可调进气道具有调节方案丰富、结构简单易实现的优点，具有良好的实用价值和应用前景。在实际飞行过程中，二元超声速可调进气道往往会尽量缩小喉道面积以减小结尾激波上游的流动马赫数，从而降低流动损失。然而，过大的内收缩比(ICR)会使进气道面临更大的不起动风险，甚至导致飞行任务失败。在上述调节过程中出现的不起动边界对进气道内收缩比控制规律的设计具有决定性的指导意义。因此，发展一种对二元超声速可调进气道不起动边界的准确预测方法是至关重要的。
一般的，根据进气道口部的流量是否完全捕获来判断其是否处于起动状态。在进气道调节过程中，当增大内收缩比使得出口流量突降时，判断进气道开始陷入不起动状态，称此时的内收缩比为不起动内收缩比，即进气道的不起动边界。在经典理论中，基于一维无粘流动理论分析，如果认为进气道内收缩段的压缩过程是等熵的，且喉道马赫数为1，则可以得到判断内压式进气道不起动边界的等熵压缩极限。通常，当内收缩比大于等熵压缩极限时，认为进气道处于不起动状态。然而对超声速进气道而言，由于流动结构的复杂性和多样性，实际工作过程中的不起动边界往往偏离上述经典边界。因此，为了更加准确地对二元超声速可调进气道的不起动边界进行预测，必须要考虑真实流动结构和经典边界中假设的区别，并作进一步的改进。
发明内容
发明目的：本发明提供一种适用于二元超声速可调进气道的不起动边界预测方法，能够快速实现对不同进气道来流参数下不起动边界的准确预测。
技术方案：本发明可采用以下技术方案：
一种二元超声速可调进气道不起动边界预测方法，包括以下步骤：
(1)、根据来流马赫数M0、静压p0和总压
Figure BDA0002790014280000011
和进气道外压缩角θ1，根据激波基本关系式，得到进气道入口主流的马赫数Min和总压
Figure BDA0002790014280000021
(2)、结合步骤(1)所得的进气道入口主流的马赫数Min和唇罩压缩角θ2，根据激波基本关系式，得到进气道唇罩激波的结构；
(3)、根据步骤(1)所得的进气道入口主流的马赫数Min，使用等熵压缩极限公式得到进气道的等熵压缩内收缩比，从而得到等熵压缩极限对应内收缩段的几何条件；
(4)、结合步骤(2)所得的进气道唇罩激波的结构和步骤(3)所得的内收缩段的几何条件，根据激波基本关系式，得到内收缩段反射激波系的结构；
(5)、结合步骤(2)和步骤(4)所得唇罩激波和反射激波系的结构，根据激波基本关系式，得到反射激波系下游主流的总压
Figure BDA0002790014280000022
由于反射激波系下游到喉道之间近似为等直段，因此认为喉道的总压
Figure BDA0002790014280000023
与反射激波系下游主流的总压
Figure BDA0002790014280000024
相等；
(6)结合步骤(1)得出的入口主流的总压
Figure BDA0002790014280000025
和步骤(5)得出的喉道的总压
Figure BDA0002790014280000026
且进气道入口的参数和入口主流的参数相同，按照如下公式得出进气道入口到喉道的总压恢复系数σt；
Figure BDA0002790014280000027
(7)、根据步骤(1)所得的进气道入口主流的马赫数Min，且进气道入口的参数和入口主流的参数相同，求解入口流量函数q(Min)，同时与等熵压缩极限假设相同，认为喉道马赫数Mt为1，得到喉道流量函数q(Mt)；
(8)、根据步骤(6)求解的进气道入口到喉道的总压恢复系数σt，以及步骤(7)得到的入口流量函数q(Min)和喉道流量函数q(Mt)，按照如下内收缩比求解公式：
Figure BDA0002790014280000028
其中，q(Mt)为喉道处的流量函数；q(Min)分别为进气道入口处的流量函数；
最终得到进气道的不起动内收缩比ICR作为进气道的不起动边界。
有益效果：本发明提取了二元超声速可调进气道不起动边界对应的特征流场结构，在已知进气道来流参数的前提下，根据简单的气体动力学知识，可以快速、准确地对其不起动边界进行预测，从而对进气道实际工作过程中的内收缩比控制规律提供有效的指导。
进一步的，步骤(3)中使用等熵压缩极限公式求解进气道的等熵压缩内收缩比，从而得到等熵压缩极限对应内收缩段的几何条件，其计算方法为：
Figure BDA0002790014280000031
其中，Min为进气道入口主流的马赫数，k为理想气体比热比。
进一步的，该预测方法对不同形式的二元超声速进气道，以及不同方式实现的进气道调节过程均适用。
附图说明
图1是二元超声速可调进气道模型示意图。
图2是进气道不起动边界对应的特征流场结构示意图。
图中各标记为：1表示外压缩面，2表示外压缩激波，3表示进气道入口，4表示唇罩，5表示内收缩段，6表示喉道，7表示进气道通流出口，8表示入口主流，9表示唇罩激波，10表示反射激波系。
具体实施方式
接下来结合附图和具体实施方式对本发明作详细说明。
参考附图1和附图2所示，结合一种二元超声速可调进气道，接下来对本发明的预测方法进行详细叙述。
(1)、由外压缩面1和水平方向的夹角得到进气道外压缩角θ1，结合来流状态(来流马赫数M0、静压p0和总压
Figure BDA0002790014280000032
)，根据以下激波基本关系式，求解经过外压缩激波2后，进气道入口主流8的马赫数Min和总压
Figure BDA0002790014280000033
Figure BDA0002790014280000034
Figure BDA0002790014280000035
Figure BDA0002790014280000036
Figure BDA0002790014280000041
其中k为理想气体比热比，对于空气而言，k取1.40。
(2)、由唇罩4前缘的下壁面和外压缩面1的夹角得到唇罩压缩角θ2，结合步骤(1)所得的进气道入口主流8的马赫数Min，根据激波基本关系式，求解得到进气道唇罩激波9的结构；
(3)、根据步骤(1)所得的进气道入口主流8的马赫数Min，使用如下的等熵压缩极限公式求解进气道的等熵压缩内收缩比ICRIsentropic，从而得到等熵压缩极限对应内收缩段5的几何条件；
Figure BDA0002790014280000042
其中，内收缩段5为进气道入口3和喉道6之间的区域，内收缩比ICR为进气道入口3高度和喉道6高度的比值。
(4)、结合步骤(2)所得的进气道唇罩激波9的结构和步骤(3)所得的内收缩段5的几何条件，根据激波基本关系式，求解内收缩段反射激波系10的结构；
(5)、结合步骤(2)和步骤(4)所得唇罩激波9和反射激波系10的结构，根据激波基本关系式，求解得到反射激波系10下游主流的总压
Figure BDA0002790014280000043
由于反射激波系10下游到喉道6之间近似为等直段，因此认为喉道6的总压
Figure BDA0002790014280000044
与反射激波系10下游主流的总压
Figure BDA0002790014280000045
相等；
(6)结合步骤(1)得出的入口主流8的总压
Figure BDA0002790014280000046
和步骤(5)得出的喉道6的总压
Figure BDA0002790014280000047
且进气道入口3的参数和入口主流8的参数相同，按照如下公式得出进气道入口3到喉道6的总压恢复系数σt；
Figure BDA0002790014280000048
(7)、根据步骤(1)所得的进气道入口主流8的马赫数Min，且进气道入口3的参数和入口主流8的参数相同，可以结合以下公式求解入口流量函数q(Min)，同时与等熵压缩极限假设相同，认为喉道马赫数Mt为1，根据相同形式的公式可以求解得到喉道流量函数q(Mt)；
Figure BDA0002790014280000051
(8)、在进气道入口3到喉道6之间建立一维流动连续方程，得到进气道内收缩比的求解公式：
Figure BDA0002790014280000052
其中，q(Mt)和q(Min)分别为喉道6和进气道入口3处的流量函数。
根据步骤(6)求解的进气道入口3到喉道6的总压恢复系数σt，以及步骤(7)求解的入口流量函数q(Min)和喉道流量函数q(Mt)，结合上述内收缩比求解公式，最终得到进气道的不起动内收缩比ICR作为进气道的不起动边界。
接下来通过典型来流状态的应用实例对本发明提出的预测方法进行验证，为了更直观地反映出本发明的先进性，先根据经典的等熵压缩极限给定不起动边界，然后通过上述计算方法得出本发明预测的不起动边界。之后对比典型来流状态下实际仿真计算的结果、经典不起动边界和本发明预测的不起动边界。
应用实例：
设计一种二元超声速可调进气道，进气道设计马赫数为4.0，在飞行攻角为+6°时激波封口，入口高度为74.9mm，第一级外压缩角θ1＝8°，唇罩压缩角θ2＝10°，在进气道调节过程中，内收缩比可以实现连续变化。初始时刻进气道处于起动状态，随后调节喉道使内收缩比增加，直至进气道陷入不起动状态。表1为几个典型来流状态的仿真计算参数和结果，表2为典型入口马赫数状态的预测结果对比。可以看出在本应用实例中，相较于经典的不起动边界(等熵压缩极限)，本发明提出的方法得到的预测结果与仿真计算得到的实际结果明显更加吻合。
表1典型来流状态的仿真计算参数和结果
Figure BDA0002790014280000053
Figure BDA0002790014280000061
表2典型入口马赫数状态的预测结果对比
Figure BDA0002790014280000062
另外，本发明的具体实现方法和途径很多，以上所述仅是本发明的优选实施方式。该预测方法对不同形式的二元超声速进气道，以及不同方式实现的进气道调节过程均适用。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (3)

1.一种二元超声速可调进气道不起动边界预测方法，包括以下步骤：
(1)、根据来流马赫数M0、静压p0和总压
Figure FDA0002790014270000011
和进气道外压缩角θ1，根据激波基本关系式，得到进气道入口主流的马赫数Min和总压
Figure FDA0002790014270000012
(2)、结合步骤(1)所得的进气道入口主流的马赫数Min和唇罩压缩角θ2，根据激波基本关系式，得到进气道唇罩激波的结构；
(3)、根据步骤(1)所得的进气道入口主流的马赫数Min，使用等熵压缩极限公式得到进气道的等熵压缩内收缩比，从而得到等熵压缩极限对应内收缩段的几何条件；
(4)、结合步骤(2)所得的进气道唇罩激波的结构和步骤(3)所得的内收缩段的几何条件，根据激波基本关系式，得到内收缩段反射激波系的结构；
(5)、结合步骤(2)和步骤(4)所得唇罩激波和反射激波系的结构，根据激波基本关系式，得到反射激波系下游主流的总压
Figure FDA0002790014270000013
由于反射激波系下游到喉道之间近似为等直段，因此认为喉道的总压
Figure FDA0002790014270000014
与反射激波系下游主流的总压
Figure FDA0002790014270000015
相等；
(6)结合步骤(1)得出的入口主流的总压
Figure FDA0002790014270000016
和步骤(5)得出的喉道的总压
Figure FDA0002790014270000017
且进气道入口的参数和入口主流的参数相同，按照如下公式得出进气道入口到喉道的总压恢复系数σt；
Figure FDA0002790014270000018
(7)、根据步骤(1)所得的进气道入口主流的马赫数Min，且进气道入口的参数和入口主流的参数相同，求解入口流量函数q(Min)，同时与等熵压缩极限假设相同，认为喉道马赫数Mt为1，得到喉道流量函数q(Mt)；
(8)、根据步骤(6)求解的进气道入口到喉道的总压恢复系数σt，以及步骤(7)得到的入口流量函数q(Min)和喉道流量函数q(Mt)，按照如下内收缩比求解公式：
Figure FDA0002790014270000019
其中，q(Mt)为喉道处的流量函数；q(Min)分别为进气道入口处的流量函数；
最终得到进气道的不起动内收缩比ICR作为进气道的不起动边界。
2.根据权利要求1所述的二元超声速可调进气道不起动边界预测方法，其特征在于：步骤(3)中使用等熵压缩极限公式求解进气道的等熵压缩内收缩比，从而得到等熵压缩极限对应内收缩段的几何条件，其计算方法为：
Figure FDA0002790014270000021
其中，Min为进气道入口主流的马赫数，k为理想气体比热比。
3.根据权利要求1中所述的二元超声速可调进气道不起动边界预测方法，其特征在于：该预测方法对不同形式的二元超声速进气道，以及不同方式实现的进气道调节过程均适用。
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