【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于某新型动力飞行器，涉及一种兼顾进气道宽运行能力与高气动性能的波系重构方法。
技术介绍
1、进气系统是某新型飞行器关键部件之一。目前进气系统主要分为二维平面压缩、轴对称压缩、带顶压的三维侧压式和各种三维内收缩等布局形式，这些压缩方法都是利用压缩面产生的压缩波或者激波对气流进行压缩，如何合理、高效率地组织利用激波或者压缩波来压缩气流是人们一直追求的目的。
2、为达到宽域飞行条件下降热设计目标，局部关键几何形状需要进行非一致前缘半径钝化、转捩带、粗糙带等降热措施处理，因此进气道设计性能需要进行评估并寻求解决控制措施弥补性能损失。进气道性能评估目前主要手段是数值仿真模拟，对激波干扰以及非定常流动特征有较高的准确度。但是进气道流场控制措施的研究主要是变结构的思路上，涉及到繁重的可动部件和较大变化行程，因此在实际应用中的可实现性和快速响应能力限制了进一步应用。
技术实现思路
1、本专利技术的目的在于克服现有技术的上述不足，建立一种兼顾进气道宽运行能力与高气动性能的波系重构方法，解决了几何尺寸受限下的进气道内流道激波/附面层干扰以及起动能力弱等问题。
2、本专利技术公开了一种兼顾进气道宽运行能力与高气动性能的波系重构方法，包括如下步骤：
3、s1、根据飞行器设计条件和要求，得到前体和进气道二维型面；
4、s2、根据所述前体和进气道二维型面，计算前体和进气道在不同流场域中的转折角、激波角、波后马赫数和波后压力；
5、s3、根
6、s4、基于所述前体和进气道二维型面以及所述流线，得到多级压缩乘波体构型；
7、s5、根据所述多级压缩乘波体构型，生成多级压缩乘波体模型；
8、s6、通过流场cfd数值模拟方法，获得所述多级压缩乘波体模型的仿真结果和性能；
9、s7、判断所述性能是否达到要求，若否，则进入步骤s8；若是，则进入步骤s10；
10、s8、根据所述仿真结果，获得需要局部调整的设计点；
11、s9、采用极曲线方法，对所述需要局部调整的设计点进行调整，得到调整后的多级压缩乘波体模型，进入步骤s6；
12、s10、根据调整后的多级压缩乘波体模型，开展风洞试验，验证高速内流道强波系干扰下的流场重构控制效果。
13、进一步地，在上述重构方法中，飞行器设计条件和要求，包括飞行高度、飞行马赫数、捕获流量、流量系数、总收缩比和外压段总偏转角。
14、进一步地，在上述重构方法中，所述步骤s1中根据飞行器设计条件和要求，得到前体和进气道二维型面，具体方法为：
15、将前体和进气道分为外压段、内通道和隔离段；
16、设计外压段二维型面的激波角；
17、设计内通道上下壁面型线；
18、隔离段设计为等直管道，隔离段直径为喉道直径，计算隔离段长度；
19、根据外压段二维型面的激波角、内通道上下壁面型线和隔离段长度，得到前体和进气道二维型面。
20、进一步地，在上述重构方法中，所述计算前体和进气道在不同流场域中转折角、激波角、波后来流马赫数ma和波后压力，具体为：
21、计算转折角，公式为：
22、
23、
24、
25、根据转折角，计算激波角，公式为：
26、
27、
28、根据来流马赫数ma和压力pa及转折角δ，计算斜激波波后马赫数mb和波后压力pb，公式为：
29、
30、
31、其中，ma为上游波前区马赫数、pa为上游波前区压力、θa为上游波前区流动方向，mb为下游波后区马赫数、pb为下游波后区压力、θb为下游波后区流动方向，k为气体比热比，k0、k1和k2为中间变量。
32、进一步地，在上述重构方法中，设计内通道上下壁面型线，具体为：
33、为得到进气道进口截面中点a，需标记内通道起点c、外压段终点d，并得到其坐标c(xc,yc)、外压段终点d(x1,y1)；进气道进口截面中点a坐标按照下式计算：
34、
35、其中，(xc,yc)为内通道起点c的坐标，(x1,y1)为外压段终点d的坐标；(xc1，yc1)为进气道进口截面中点a的坐标；
36、根据进气道进口截面中点a的坐标，计算喉道截面中点b点坐标，公式为：
37、
38、其中，(xc2，yc2)为喉道截面中点b点的坐标；l为中心线长度，θ为中心线偏折角；
39、根据喉道截面中点b点的坐标，计算喉道截面e点和f点坐标，公式为：
40、
41、
42、
43、其中，(x2，y2)为喉道截面e点的坐标，(x3，y3)为喉道截面f点的坐标，hth为喉道面积，crin为内收缩比；
44、根据所述进气道进口截面中点a、喉道截面中点b、喉道截面e点和f电坐标，得到内通道上下壁面型线为：
45、其中，和为量级为1的无量纲坐标，a、b、c、d为常数。
46、进一步地，在上述重构方法中，计算隔离段长度，具体为：
47、
48、其中，l为隔离段长度，p为隔离段设计静压，p1为隔离段激波串上游静压。
49、进一步地，在上述重构方法中，所述步骤s3中根据所述转折角、激波角、波后马赫数和波后压力，得到前体和进气道中外压段、内通道各个吻切面中的流线，具体方法为：
50、s41、基于转折角、激波角、波后马赫数和波后压力，用平行于外压段、内通道的锥轴线平面和外压段各级激波面相交，沿流向获取前缘线，并将该前缘线离散为n个点的点集；n≥2；
51、s42、从前缘线上的每一个点出发进行流线追踪，求解每个离散点对应的吻切平面和基准流场，进而得到每个吻切平面内的流线。
52、进一步地，在上述重构方法中，所述步骤s8中根据所述仿真结果，获得需要局部调整的设计点，具体为：
53、根据仿真结果，筛选出现压力与热流峰值的局部高热区域，所述局部高热区域的判断标准为此处压力或热流是飞行器前缘压力或热流的2倍及以上；
54、根据所述局部高热区域和多级压缩乘波体模型，得到局部压力与热流峰值对应多级压缩乘波体模型上的坐标为需要局部调整的设计点。
55、进一步地，在上述重构方法中，所述步骤s9中采用极曲线方法，对所述需要局部调整的设计点进行调整，得到调整后的多级压缩乘波体模型，具体方法为：
56、s91、设i1和i2为需要局部调整区域的入射激波，并由二者的相互干扰二次产生透射激波r1和r2；根据斜激波关系式，获得激波后状态的气流参数和入射激波i1和i2的极曲线；
57、s92、以入射激波本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种兼顾进气道宽运行能力与高气动性能的波系重构方法，其特征在于，包括如下步骤：
2.根据权利要求1所述的一种兼顾进气道宽运行能力与高气动性能的波系重构方法，其特征在于：飞行器设计条件和要求，包括飞行高度、飞行马赫数、捕获流量、流量系数、总收缩比和外压段总偏转角。
3.根据权利要求1所述的一种兼顾进气道宽运行能力与高气动性能的波系重构方法，其特征在于，所述步骤S1中根据飞行器设计条件和要求，得到前体和进气道二维型面，具体方法为：
4.根据权利要求1或3所述的一种兼顾进气道宽运行能力与高气动性能的波系重构方法，其特征在于，所述计算前体和进气道在不同流场域中转折角、激波角、波后来流马赫数MA和波后压力，具体为：
5.根据权利要求3所述的一种兼顾进气道宽运行能力与高气动性能的波系重构方法，其特征在于，设计内通道上下壁面型线，具体为：
6.根据权利要求3所述的一种兼顾进气道宽运行能力与高气动性能的波系重构方法，其特征在于：计算隔离段长度，具体为：
7.根据权利要求1所述的一种兼顾进气道宽运行能力与高气动性能的波系重
8.根据权利要求1所述的一种兼顾进气道宽运行能力与高气动性能的波系重构方法，其特征在于：所述步骤S8中根据所述仿真结果，获得需要局部调整的设计点，具体为：
9.根据权利要求1所述的一种兼顾进气道宽运行能力与高气动性能的波系重构方法，其特征在于：所述步骤S9中采用极曲线方法，对所述需要局部调整的设计点进行调整，得到调整后的多级压缩乘波体模型，具体方法为：
10.根据权利要求1所述的一种兼顾进气道宽运行能力与高气动性能的波系重构方法，其特征在于：所述步骤S10中流场重构控制效果包括总压恢复系数、壁面压力、温度、马赫数和压力空间分布。
...【技术特征摘要】
1.一种兼顾进气道宽运行能力与高气动性能的波系重构方法，其特征在于，包括如下步骤：
2.根据权利要求1所述的一种兼顾进气道宽运行能力与高气动性能的波系重构方法，其特征在于：飞行器设计条件和要求，包括飞行高度、飞行马赫数、捕获流量、流量系数、总收缩比和外压段总偏转角。
3.根据权利要求1所述的一种兼顾进气道宽运行能力与高气动性能的波系重构方法，其特征在于，所述步骤s1中根据飞行器设计条件和要求，得到前体和进气道二维型面，具体方法为：
4.根据权利要求1或3所述的一种兼顾进气道宽运行能力与高气动性能的波系重构方法，其特征在于，所述计算前体和进气道在不同流场域中转折角、激波角、波后来流马赫数ma和波后压力，具体为：
5.根据权利要求3所述的一种兼顾进气道宽运行能力与高气动性能的波系重构方法，其特征在于，设计内通道上下壁面型线，具体为：
6.根据权利要求3所述的一种兼顾进气道宽运行能力与高气动...
【专利技术属性】
技术研发人员：姚冉，张旭辉，王兆伟，辜天来，尹戈玲，杨旸，赵大海，雷建长，费王华，张永，黄育秋，周添，罗健，崔智亮，郭晶，
申请(专利权)人：中国运载火箭技术研究院，
类型：发明
国别省市：
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