[发明专利]一种二元超声速可调进气道不起动边界预测方法

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。

技术领域

本发明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。

背景技术

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。

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，基于一维无粘流动理论分析，如果认为进气道内收缩段的压缩过程是等熵的，且喉道马赫数为1，则可以得到判断内压式进气道不起动边界的等熵压缩极限。通常，当内收缩比大于等熵压缩极限时，认为进气道处于不起动状态。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，实际工作过程中的不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不起动边界进行预测，必须要考虑真实流动结构和经典边界中假设的区别，并作进一步的改进。

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的不起动边界预测方法，能够快速实现对不同进气道来流参数下不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；