进气道自起动临界点的数值预测方法技术

本发明专利技术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。

Numerical prediction method for critical point of inlet self-starting

【技术实现步骤摘要】
进气道自起动临界点的数值预测方法
本专利技术涉及飞行器
，尤其涉及一种进气道自起动临界点的数值预测方法。
技术介绍
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。
技术实现思路
本专利技术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。本专利技术的技术解决方案：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专利技术实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本专利技术的实施例，并与文字描述一起来阐释本专利技术的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本专利技术的一些实施例，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为本专利技术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专利技术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专利技术。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专利技术。在此需要说明的是，为了避免因不必要的细节而模糊了本专利技术，在附图中仅仅示出了与根据本专利技术的方案密切相关的设备结构和/或处理步骤，而省略了与本专利技术关系不大的其他细节。图1为本专利技术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，本专利技术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。根据本专利技术一种实施例，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。根据本专利技术一种实施例，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，直至调整后的本文档来自技高网...

【技术保护点】
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。

【技术特征摘要】
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...

【专利技术属性】
技术研发人员：许灵芝，戴梧叶，
申请(专利权)人：北京空天技术研究所，
类型：发明
国别省市：北京,11