一种二元超声速可调进气道不起动边界预测方法技术

本发明专利技术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，本发明专利技术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。法。法。

【技术实现步骤摘要】
一种二元超声速可调进气道不起动边界预测方法


[0001]本专利技术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。

技术介绍

[0002]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。
[0003]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，基于一维无粘流动本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
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M
in
和总压(2)、结合步骤(1)所得的进气道入口主流的马赫数M
in
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M
in
，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与反射激波系下游主流的总压相等；(6)结合步骤(1)得出的入口主流的总压和步骤(5)得出的喉道的总压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σ
t
；(7)、根据步骤(1)所得的进气道入口主流的马赫数M
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【专利技术属性】
技术研发人员：孙姝，金毅，王子运，谭慧俊，张悦，黄河峡，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：