一种二元超声速进气道自起动性能预测方法技术

本发明专利技术公开了一种二元超声速自起动性能预测方法，其中，首先通过将临界不起动流场自下而上分为三层，依次为为粘性排移层、两激波层和主激波层，然后分别求解三种激波层在喉道处对应的高度，最后得到了考虑粘性影响的超声速进气道的自起动极限内收缩比。相较于Kantrowitz理论假设，本发明专利技术对于超声速进气道自起动极限的预测精度更高，与实际结果吻合更好。

A Prediction Method for Self-Starting Performance of Binary Supersonic Inlet

【技术实现步骤摘要】
一种二元超声速进气道自起动性能预测方法
本专利技术属于飞行器进气道

技术介绍
超声速进气道作为亚燃冲压发动机的重要气动部件，其性能直接关系到发动机和飞行器总体的性能与工作稳定性。当超声速飞行器借助其他动力装置加速到亚燃冲压发动机最低工作马赫数(即转级马赫数)时，要求进气道能够实现从不起动状态到起动状态的转换，即进气道具备加速自起动能力。当飞行器加速至转级状态，一旦超声速进气道无法实现自起动，在唇罩入口处往往站立着一道正激波，使得进气道的流量捕获和所能承受的极限背压相比于起动状态均大幅降低，甚至导致燃烧室无法正常点火。因此，超声速进气道自起动性能的准确预测对于亚燃冲压发动机和超声速飞行器的高效、稳定工作至关重要。超声速进气道自起动性能预测关键在于准确计算出极限内收缩比(ICR)。在极限内收缩比下，唇口入口初始不起动流场恰好能够被吞过喉道，并在内收缩段建立起通畅的超声速流场。早在1945年，Kantrowitz和Donaldson等人就提出了超声速扩压器自起动极限内收缩比的预测方法，从一维、无粘和流态准定常理论出发，假定内收缩段进口处站立一道正激波，喉道截面马赫数达到1，利用入口正激波的损失和质量流量守恒定律即可估算出自起动极限内收缩比，其表达式为：Kantrowitz理论计算出的超声速扩压器自起动极限，作为起动与不起动之间的分界线，得到了风洞实验的准确验证。Veillard等人和N.Moradian等人分别研究了外压缩溢流对简单外压缩二元超声速进气道和普朗特-梅耶进气道自起动极限总收缩比的影响，发现利用内收缩比达到Kantrowitz极限来预测的极限总收缩比与无粘仿真结果吻合较好。需要指出的是，Kantrowitz理论在提出伊始得到风洞实验的精准验证，是因为用于验证的超声速扩压器入口没有外压缩面，不存在正激波/边界层干扰。Veillard等人和N.Moradian等人的研究中进气道虽然有外压缩面，但自起动极限采用的是无粘仿真进行验证，粘性效应并未显现出来。然而，对于超声速进气道而言，由于粘性效应的存在，超声速进气道处于不起动状态时在内收缩段入口附近正激波与外压缩面边界层相互干扰诱发的“λ”波结构，而非一道单纯的正激波，导致其自起动极限偏离Kantrowitz无粘理论。VanWie等人总结了多个超声速进气道的实验结果，发现超声速进气道的自起动极限与Kantrowitz理论值比较接近，但并非完全一致。这也表明：超声速进气道的不起动流场结构与Kantrowitz理论假设的无粘不起动流场结构存在相似性，但不完全相同。边界层的粘性影响将带来缩比超声速进气道模型在地面风洞实验中获得的自起动性能与全尺寸进气道在真实飞行条件下自起动性能之间的偏差，给超声速进气道的气动设计带来不确定性，因此，为了更加准确的预测出超声速进气道的自起动极限内收缩比，必须考虑粘性的影响。
技术实现思路
专利技术目的：为了更加准确的预测出超声速进气道的自起动极限内收缩比，本专利技术基于超声速进气道的不起动流场结构特征，建立了考虑粘性影响的超声速进气道自起动性能预测方法。技术方案：本专利技术可采用以下技术方案：一种二元超声速自起动性能预测方法，包括以下步骤：(1)、将临界不起动流场自下而上分为三层，分别为主激波层、两激波层和粘性排移层；(2)、根据喉道处边界层位移厚度δ2*与正激波/边界层干扰区下游边界层位移厚度δaft*之间的关系求解δ2*；(3)、求解后缘激波根部的当地高度Hf；(4)、结合步骤所求得的Hf，根据几何关系，求出前缘激波、后缘激波、主激波等三激波交点的高度Htri；(5)、基于上述步骤(4)所得到的Htri，再根据Kantrowitz理论求解主激波层在喉道处对应高度H2，ms；(6)、在唇罩入口截面和喉道截面建立连续方程，求解两激波层在喉道处对应高度H2，ts；(7)、利用上述步骤中获得的δ2*、H2，ms、H2，ts得到此来流条件下对应的自起动极限内收缩比。进一步的，步骤(1)中，在混压式超声速进气道临界不起动流场中会形成由上方主激波、下方前缘激波和后缘激波构成的“λ”波结构，三道激波交于一点。进一步的，步骤(2)中，设主激波和后缘激波为正激波；喉道处边界层位移厚度δ2*与正激波/边界层干扰下游边界层位移厚度δaft*之间的关系为：其中，ρ2,ts、V2,ts分别为喉道处两激波层的气流参数，ρaft和Vaft分别为正激波/边界层干扰区下游边界层主流的密度、速度；两激波层的气流参数(ρ2,ts、V2,ts)获得方式为：首先，计算出唇罩入口上游气流先后经过前缘激波和后缘激波之后的气流参数；然后，根据滑流层两侧静压相等原理，将后缘激波之后的气流按照绝能等熵方式变化至喉道处，其静压与主激波层在喉道处的静压相等；其中，前缘激波即为分离激波，假设分离激波波后气流的马赫数为波前气流的0.762倍，计算出有效楔角αs、分离激波βs角、分离激波压强ps；正激波/边界层干扰下游边界层位移厚度δaft*、正激波/边界层干扰下游边界层主流的密度ρaft、速度Vaft的获得方式为：根据激波/边界层干扰理论预测模型：其中，ρ1和V1分别为正激波/边界层干扰区上游起始位置主流的密度、速度，为干扰区上游起始位置边界层位移厚度；法向干扰高度Hs的表达式：其中，为沿流向的无量纲干扰长度，其与无量纲压升Se之间的拟合曲线关系式：无量纲压升表达式为：其中，p1和paft分别为干扰区上游和下游的压强，此处系数k取值3.0；设干扰区下游压强paft与分离激波压强ps之间近似满足：paft＝1.07ps同时，将后缘激波下游气流参数按绝能等熵的方式变化到压强paft之后即获得分离包下游边界层主流的其他参数，如ρaft、Vaft等。进一步的，步骤(3)中，考虑干扰区上游边界层厚度对三激波交点位置的影响，后缘激波根部的当地高度表示为：Hf＝Hs+δ1其中，δ1为干扰区上游起始位置边界层厚度。进一步的，步骤(4)中，假设后缘激波为正激波，那么后缘激波与分离区形成的气动楔面相垂直；根据几何关系，三激波交点的高度Htri为：进一步的，步骤(5)中，根据Kantrowitz理论，主激波层在喉道处对应的高度H2，ms为：其中，H1为内收缩段入口高度，ICRK为根据Kantrowitz理论得到的内收缩比。进一步的，步骤(6)中，针对两激波层，在唇罩入口截面和喉道截面建立连续方程，两激波层在喉道处对应高度H2，ts为：进一步的，步骤(7)中，在临界状态下，主激波恰好封口，此时自起动极限内收缩比为：其中，H1为内收缩段入口高度，H2，ms、H2，ts和δ2*分别为主激波层、两激波层和粘性排移层在喉道处对应的高度；η为修正系数，取值1.005。进一步的，在给定内收缩比时，通过上述算法迭代计算出对应的临界自起动马赫数。有益效果：相对于现有技术，本专利技术基于超声速进气道的不起动流场结构特征，建立了考虑粘性影响的超声速进气道自起动性能预测方法。相比现有的技术，本专利技术可以减小缩比超声速进气道模型在地面风洞实验中获得的自起动性能与全尺寸进气道在真实飞行条件下自起动性能之间的偏差，使得超声速进气道的气动设计更加稳定、可控。附图说明图1是二元超声速进气道模型示意图。图2是超声速进气道临界不起动流场示意图。图本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种二元超声速自起动性能预测方法，其特征在于，包括以下步骤：(1)、将临界不起动流场自下而上分为三层，分别为主激波层(14)、两激波层(15)和粘性排移层(16)；(2)、根据喉道(5)处边界层位移厚度δ2

【技术特征摘要】
1.一种二元超声速自起动性能预测方法，其特征在于，包括以下步骤：(1)、将临界不起动流场自下而上分为三层，分别为主激波层(14)、两激波层(15)和粘性排移层(16)；(2)、根据喉道(5)处边界层位移厚度δ2*与正激波/边界层干扰区(13)下游边界层位移厚度δaft*之间的关系求解δ2*；(3)、求解后缘激波(11)根部的当地高度Hf；(4)、结合步骤(3)所求得的Hf，根据几何关系，求出前缘激波(9)、后缘激波(11)、主激波(7)等三激波交点的高度Htri；(5)、基于上述步骤(4)所得到的Htri，再根据Kantrowitz理论求解主激波层(14)在喉道(5)处对应高度H2，ms；(6)、在唇罩入口(3)截面和喉道(5)截面建立连续方程，求解两激波层(15)在喉道处对应高度H2，ts；(7)、利用上述步骤中获得的δ2*、H2，ms、H2，ts得到此来流条件下对应的自起动极限内收缩比。2.根据权利要求1所述的二元超声速自起动性能预测方法，其特征在于：步骤(1)中，在混压式超声速进气道临界不起动流场中会形成由上方主激波(7)、下方前缘激波(9)和后缘激波(11)构成的“λ”波结构，三道激波交于一点(8)。3.根据权利要求1所述的二元超声速自起动性能预测方法，其特征在于：步骤(2)中，设主激波(7)和后缘激波(11)为正激波；喉道处边界层位移厚度δ2*与正激波/边界层干扰下游边界层位移厚度δaft*之间的关系为：其中，ρ2，ts、V2，ts分别为喉道(5)处两激波层(15)的气流参数，ρaft和Vaft分别为正激波/边界层干扰区下游边界层主流的密度、速度；两激波层(15)的气流参数(ρ2，ts、V2，ts)获得方式为：首先，计算出唇罩(4)入口上游气流先后经过前缘激波(9)和后缘激波(11)之后的气流参数；然后，根据滑流层(12)两侧静压相等原理，将后缘激波(11)之后的气流按照绝能等熵方式变化至喉道(5)处，其静压与主激波层(14)在喉道(5)处的静压相等；其中，前缘激波(9)即为分离激波，假设分离激波波后气流的马赫数为波前气流的0.762倍，计算出有效楔角αs、分离激波βs角、分离激波压强ps；正激波/边界层干扰下游边界层位移厚度δaft*、正激波/边界层干扰下游边界层主流...

【专利技术属性】
技术研发人员：谢文忠，王肖，杨树梓，谭慧俊，陈皓，温玉芬，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：江苏,32