一种高超进气道不启动状态分离区自持能力定量分析方法技术

本发明专利技术公开的一种高超进气道不启动状态分离区自持能力定量分析方法，具体步骤如下：步骤1，根据空气动力理论模型分析结果，提出分离区自持指数Si；步骤2，应用公式1.1对进气道启动过程中的分离区自持状态的自持指数Si进行计算；步骤3，应用得到Si值对启动过程中，不同不启动状态下，对高超进气道不启动状态分离区的自持能力进行定量分析。本发明专利技术通过提出分离区自持指数这一动态的定量评价参数，解决了识别和判断真实粘性条件下分离区失稳临界状态的问题。

【技术实现步骤摘要】
一种高超进气道不启动状态分离区自持能力定量分析方法
本专利技术属于高超声速进气道启动过程流动机理分析
，具体涉及一种高超进气道不启动状态分离区自持能力定量分析方法。
技术介绍
高超声速进气道是超燃冲压发动机的关键部件，它的主要作用就是为燃烧室提供持续、稳定、高质量的增压空气，保证燃烧室内的点火和燃烧顺利进行，整个发动机产生正推力。只有当高超声速进气道处于启动状态时，超燃冲压发动机才能按照设计要求正常工作。无论进气道的构型如何，处于不启动状态的共同特征，是内收缩段入口附近会出现流动分离区。大规模分离区在进气道的整个启动过程中，其移动变化规律是现象，力学平衡是分离区静态稳定的机理，而它自持稳定机制才是分离区能够适应来流动态变化，进行自我调节，维持进气道不启动状态，从而形成启动特性图上的双解区，造成流场变化迟滞的关键原因。目前对进气道启动过程和不启动状态的分析，主要是针对来流马赫数、内收缩比、等一维影响参数方面；针对分离区的研究，也主要是针对其大小、形状、流场结构、移动变化规律等现象方面。系统地总结分离区的静态平衡原因、动态稳定机理以及定量评价分离区在某一来流和构型条件下的自持稳定能力，对于深化对高超声速进气道启动过程的认识，具有重要的理论和实践意义。
技术实现思路
本专利技术的目的是提供一种高超进气道不启动状态分离区自持能力定量分析方法，给出了一个用于定量评价进气道启动过程中分离区自持能力的参数及其计算公式——分离区自持指数，解决了在真实粘性流动条件下现有分析方法难以识别和判断分离区失稳临界状态的问题。本专利技术所采用的技术方案是：一种高超进气道不启动状态分离区自持能力定量分析方法，具体步骤如下：步骤1，根据空气动力学理论模型分析结果，提出分离区自持指数Si，Si的计算公式如下：其中，PR表示分离激波在上壁面的反射激波的波后压力，PT表示分离区背风面高反压区起点压力，PS表示分离区背风面高反压区顶点压力；步骤2，应用公式(1.1)对进气道启动过程中的分离区自持状态的自持指数Si进行计算；步骤3，应用得到Si值对启动过程中，不同不启动状态下，对高超进气道不启动状态分离区的自持能力进行定量分析。本专利技术的特点还在于：步骤2具体按照以下步骤实施：步骤2.1，对某一进气道构型及其内收缩比，根据kantrowitz极限关系式选取一个不启动来流马赫数对流场进行非定常数值模拟，获取一个初始化的不启动流场；步骤2.2，利用非定常数值模拟，计算得到的不启动流场为初始条件，逐步提高来流马赫数，对该进气道整个加速启动过程的流场进行计算，提取底板压力曲线，从压力曲线中可以直接得到PT和PS，在流场计算结果中，可提取激波的波后压力PR，将PR、PT和PS代入式(1.1)计算获取每一个不启动状态下分离区的自持指数，直到进气道启动成功为止，确定实现进气道自启动的来流马赫数。步骤2.1中所述kantrowitz极限关系式为：其中Ai表示进气道入口面积，A*表示喉部面积，Ma∞表示来流马赫数，γ是气体定压比热Cp与等容比热Cv之比，空气的γ值通常取为1.40。步骤2.2中所述马赫数以0.005到0.010为最小单位增量。步骤3的具体定量分析方法为：首先，在进气道自启动来流马赫数减去一个马赫数最小单位增量的前一个进气道不启动状态，即为进气道启动临界状态，也是分离区的临界失稳状态，根据式(1.1)计算获取分离区的临界失稳状态的Si值Sic；然后，根据此分离区的自持指数Si，判断此时的分离区自持能力的强弱；Sic是一个0到1之间的值，而Si的取值范围处于Sic到1之间，Si值越大，表示分离区的自我调节能力和适应来流变化能力越强，进气道越难以启动；Si值越小表示此时的分离区的自我调节能力和适应来流变化的能力越弱，进气道越容易启动。本专利技术的有益效果是：(1)通过提出分离区自持指数这一动态的定量评价参数，解决了识别和判断真实粘性条件下分离区失稳临界状态的问题；(2)分析总结了分离区静态力学平衡原因以及分离区背风面高反压产生的机理；(3)分析总结了在来流条件变化的条件下，分离区能够自我调节，实现动态稳定的根本原因；(4)通过本专利技术的分析方法，为目前的进气道辅助启动控制手段，指明了应控制的核心因素，就是针对性地控制分离区的自持指数，使其下降到临界失稳值，从而失稳消失，从而实现进气道启动。附图说明图1是本专利技术中分离区静态受力平衡示意图；图2是本专利技术中分离区背风面高反压形成机理示意图；图3是本专利技术中高超进气道不启动分离区自持状态底板典型沿程压力分布曲线。图中，1.分离区迎风面压力，2.分离区背风面压力，3.分离区所受剪切应力，4.分离激波，5.反射激波，6.伪激波混合段增压区域，7.压升，8.总压升。具体实施方式下面结合附图以及具体实施方式对本专利技术进行详细说明。本专利技术提供了一种高超进气道不启动状态分离区自持能力定量分析方法，具体步骤如下：步骤1，根据空气动力学理论模型分析结果，提出分离区自持指数Si，Si的计算公式如下：图3给出了进气道不启动状态下，分离区处于自持稳定状态的进气道底板压力沿程分布曲线的共同特征和样式：底板压力曲线首先保持水平，在分离区的分离点附近突增到某一高度，在分离区的迎风面(分离点到顶点之间)压力曲线在此高度保持水平，在分离区的顶点开始，压力曲线开始单调增加，直到再附点压力曲线达到最大值后才开始下降。在图3中，纵坐标是p/p0是底板壁面沿流向某处的压力与来流静压之比，PR表示分离激波在上壁面的反射激波5的波后压力，PT表示分离区背风面高反压区起点压力，PS表示分离区背风面高反压区顶点压力。步骤2，应用公式(1.1)对进气道启动过程中的分离区自持状态的自持指数Si进行计算；首先，对某一进气道构型及其内收缩比，根据kantrowitz极限关系式1.2选取一个不启动来流马赫数对流场进行数值模拟，获取一个初始化的不启动流场，如图2所示。其中Ai表示进气道入口面积，A*表示喉部面积，Ma∞表示来流马赫数，γ是气体定压比热Cp与等容比热Cv之比，空气的γ值通常取为1.40。然后，利用非定常数值模拟，计算得到的不启动流场为初始条件，以马赫数0.005到0.010为最小单位增量，逐步提高来流马赫数，对该进气道整个加速启动过程的流场进行计算，通过计算流体软件提取如图3所示的底板压力曲线，从压力曲线中可以直接得到PT和PS，在流场计算结果中，可提取反射激波5的波后压力PR，将PR、PT和PS代入式1.1计算获取每一个不启动状态下分离区的自持指数，直到进气道启动成功为止，确定实现进气道自启动的来流马赫数。步骤3，应用得到Si值对启动过程中，不同不启动状态下，对高超进气道不启动状态分离区的自持能力进行定量分析。例如，在某一流场计算结果中，根据对称面流场结构，观测如图2所示的此时的分离区形状、大小、长度、高度等宏观形态。在进气道自启动来流马赫数减去一个马赫数最小单位增量的前一个进气道不启动状态，即为进气道启动临界状态，也是分离区的临界失稳状态。根据式1.1计算获取分离区的临界失稳状态的Si值Sic。然后，根据此分离区的自持指数Si，判断此时的分离区自持能力的强弱；Sic是一个0到1之间的值，Si的取值范围处于Sic到1之间，Si值越大，表示分离区的自我调节能力和本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种高超进气道不启动状态分离区自持能力定量分析方法，其特征在于，具体步骤如下：步骤1，根据空气动力学理论模型分析结果，提出分离区自持指数Si，Si的计算公式如下：

【技术特征摘要】
1.一种高超进气道不启动状态分离区自持能力定量分析方法，其特征在于，具体步骤如下：步骤1，根据空气动力学理论模型分析结果，提出分离区自持指数Si，Si的计算公式如下：其中，PR表示分离激波在上壁面的反射激波的波后压力，PT表示分离区背风面高反压区起点压力，PS表示分离区背风面高反压区顶点压力；步骤2，应用公式(1.1)对进气道启动过程中的分离区自持状态的自持指数Si进行计算；步骤3，应用得到Si值对启动过程中，不同不启动状态下，对高超进气道不启动状态分离区的自持能力进行定量分析。2.如权利要求1所述的一种高超进气道不启动状态分离区自持能力定量分析方法，其特征在于，步骤2具体按照以下步骤实施：步骤2.1，对某一进气道构型及其内收缩比，根据kantrowitz极限关系式选取一个不启动来流马赫数对流场进行非定常数值模拟，获取一个初始化的不启动流场；步骤2.2，利用非定常数值模拟，计算得到的不启动流场为初始条件，逐步提高来流马赫数，对该进气道整个加速启动过程的流场进行计算，提取底板压力曲线，从压力曲线中可以直接得到PT和PS，在流场计算结果中，可提取激波的波后压力PR，将PR、PT和PS代入式(1.1)计算获取每一个不启动状态下分离区的自持指数，直到进气道...

【专利技术属性】
技术研发人员：郑博睿，刘雄，葛畅，柯熙政，
申请(专利权)人：西安理工大学，
类型：发明
国别省市：陕西,61