[发明专利]一种二元超声速可调进气道再起动边界预测方法

说明书

本发明公开了一种二元超声速可调进气道再起动边界预测方法，基于一维流动理论分析，提取了可调进气道再起动边界对应的特征流场结构并进行建模。在已知来流参数和进气道几何条件的前提下，通过计算内收缩段激波系造成的额外总压损失并考虑喉道的流动状态，得到可调进气道的再起动内收缩比，从而进一步得到其再起动边界。该方法能够快速实现对不同来流参数和进气道几何条件下的再起动边界的预测。相较于经典的再起动边界，本发明提供了更为准确的二元超声速可调进气道再起动边界预测方法。

技术领域

本发明涉及二元超声速可调进气道，尤其是其再起动边界预测方法。

背景技术

在飞行器实际飞行过程中，来流参数的波动、飞行姿态的调整、几何调节的偏差等都可能使进气道陷入不起动状态，为此将必然面临放大喉道面积使进气道再次起动的过程。该过程中出现的再起动边界对二元超声速可调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再起动边界的准确预测方法是至关重要的。

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，在不起动状态出现后，减小内收缩比使得口部分离激波重新入射在唇罩前缘点时，此时进气道口部流量已经完全捕获，判断进气道实现再起动，称此时对应的内收缩比为再起动内收缩比。对于调节过程而言，上述再起动内收缩比即对应为进气道的再起动边界。在经典理论中，Kantrowitz等人基于一维无粘流动理论分析，假设进气道入口处站立一道正激波，且喉道马赫数为1，给出了判断内压式进气道起动边界的Kantrowitz极限。通常，当内收缩比大于Kantrowitz极限时，认为进气道处于起动状态。然而对超声速进气道而言，由于流动结构的复杂性和多样性，实际工作过程中的再起动边界往往偏离上述经典边界。因此，为了更加准确地对二元超声速可调进气道的再起动边界进行预测，必须要考虑真实流动结构和经典边界中假设的区别。

发明内容

发明目的：本发明提供一种适用于二元超声速可调进气道再起动边界预测方法，能够快速实现对不同进气道来流参数和几何条件下再起动边界的准确预测。

技术方案：本发明可采用以下技术方案：

一种二元超声速可调进气道再起动边界预测方法，包括以下步骤：

(1)、已知进气道外压缩角θ₁，结合来流马赫数M₀、静压p₀和总压根据激波基本关系式得到进气道入口主流的马赫数M_in、静压p_in和总压

(2)、根据Zukoski对高雷诺数下湍流边界层诱导分离提出的分离区内的压力预估公式，结合步骤(1)得到的入口主流的马赫数M_in和静压p_in，得到分离包的平台压力p_s，分离激波后主流的静压p₁和分离包的平台压力p_s相等；

(3)、根据步骤(1)和步骤(2)已知进气道入口主流的马赫数M_in、静压p_in和分离激波后主流的静压p₁，结合激波基本关系式得出分离包的气动楔角α_s、分离激波后主流的马赫数M₁以及总压

(4)、结合步骤(3)得出的分离包的气动楔角α_s和唇罩压缩角θ₂，根据以下公式计算得到分离激波后主流的等效唇罩压缩角θ'₂；

θ′₂＝α_s+θ₂；