，針對以上局限性，本發(fā)明提出了一種用于超聲速進(jìn)氣道優(yōu)化設(shè)計(jì)的臨界 性能計(jì)算方法，如圖1所示，對于超聲速進(jìn)氣道的臨界性能來說，臨界性能評價(jià)指標(biāo)主要包 括超聲速進(jìn)氣道的流量系數(shù)、超聲速進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)和超聲速進(jìn)氣道的臨界反壓。 所述超聲速進(jìn)氣道包括喉道前的超聲速擴(kuò)壓段、喉道和喉道后的亞聲速擴(kuò)壓段，一方面通 過超聲速進(jìn)氣道通流流場的高精度數(shù)值計(jì)算，可以得出超聲速擴(kuò)壓段的斜激波和邊界層損 失；另一方面通過工程數(shù)學(xué)模型的計(jì)算方法可以快速計(jì)算出喉道處的正激波損失和亞聲速 擴(kuò)壓段的流動(dòng)分離損失。本發(fā)明使得在超聲速進(jìn)氣道型面優(yōu)化過程中，只需要計(jì)算超聲速 進(jìn)氣道的通流流場，無需考慮超聲速進(jìn)氣道臨界工作狀態(tài)對應(yīng)的正激波及其后的亞聲速流 場，正激波及亞聲速流場的損失由工程計(jì)算方法給出，使得超聲速進(jìn)氣道型面的優(yōu)化效率 得到了極大提高，同時(shí)超聲速進(jìn)氣道臨界性能的計(jì)算精度也可以得到有效保證。具體包括 以下步驟：
[0039] 步驟一、通過專業(yè)流體力學(xué)計(jì)算軟件計(jì)算所述超聲速進(jìn)氣道通流流場，由流場計(jì) 算結(jié)果得到所述超聲速進(jìn)氣道的流量系數(shù)吩和喉道前的總壓恢復(fù)系數(shù)〇 1，同時(shí)提取喉道 位置的流動(dòng)參數(shù)。超聲速進(jìn)氣道的流量系數(shù)計(jì)算在超聲速進(jìn)氣道通流流場和加入正激波 的臨界工況流場相同，由超聲速進(jìn)氣道通流流場的數(shù)值計(jì)算結(jié)果即可得到。由于喉道前的 總壓恢復(fù)系數(shù)難以使用工程計(jì)算方法給出，也由超聲速進(jìn)氣道通流流場的數(shù)值計(jì)算結(jié)果得 到。同時(shí)提取的喉道位置的流動(dòng)參數(shù)包括喉道馬赫數(shù)Mth和喉道靜壓Pith。
[0040] 步驟二、根據(jù)步驟一提取的喉道位置的流動(dòng)參數(shù)計(jì)算所述喉道處正激波的總壓恢 復(fù)系數(shù)O 2,并由亞聲速擴(kuò)壓段的數(shù)學(xué)模型計(jì)算所述亞聲速擴(kuò)壓段的總壓恢復(fù)系數(shù)O 3,由 喉道前的總壓恢復(fù)系數(shù)、所述喉道處正激波的總壓恢復(fù)系數(shù)和所述亞聲速擴(kuò)壓段的總壓恢 復(fù)系數(shù)三者的乘積得到所述超聲速進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)即〇 = 〇1* 〇 2* 〇 3;同時(shí) 將步驟一提取的喉道位置的流動(dòng)參數(shù)帶入到喉道處的臨界壓力Pl的數(shù)學(xué)模型和所述亞聲 速擴(kuò)壓段的壓升規(guī)律的數(shù)學(xué)模型中，即亞聲速擴(kuò)壓段的壓力增量AP與其長度的關(guān)系，由 喉道處的臨界壓力的數(shù)學(xué)模型和所述亞聲速擴(kuò)壓段的壓升規(guī)律的數(shù)學(xué)模型兩者之和得到 所述超聲速進(jìn)氣道的臨界反壓P，即P = Pl+ A P。
[0041] 所述的用于超聲速進(jìn)氣道優(yōu)化設(shè)計(jì)的臨界性能計(jì)算方法中，所述步驟二中的所述 喉道處正激波的總壓恢復(fù)系數(shù)的計(jì)算方法為：將步驟一中提取的喉道馬赫數(shù)代入正激波關(guān) 系式計(jì)算得到，所述正激波關(guān)系式為：
[0043] 其中，〇 2為所述正激波的總壓恢復(fù)系數(shù)，y為氣體的比熱比，Mth為喉道馬赫數(shù)。
[0044] 所述的用于超聲速進(jìn)氣道優(yōu)化設(shè)計(jì)的臨界性能計(jì)算方法中，所述步驟二中建立的 所述亞聲速擴(kuò)壓段的總壓恢復(fù)系數(shù)的數(shù)學(xué)模型為：
[0046] 其中，〇 3為所述亞聲速擴(kuò)壓段的總壓恢復(fù)系數(shù)，Mth為喉道馬赫數(shù)。
[0047] 所述的用于超聲速進(jìn)氣道優(yōu)化設(shè)計(jì)的臨界性能計(jì)算方法中，所述步驟二中建立的
[0048] 其中，Pl為喉道處的臨界壓力，Plth為喉道靜壓，Mth為喉道馬赫數(shù)。
[0049] 所述的用于超聲速進(jìn)氣道優(yōu)化設(shè)計(jì)的臨界性能計(jì)算方法中，所述步驟二中所述亞 聲速擴(kuò)壓段的壓升規(guī)律按照指數(shù)函數(shù)建立，所述亞聲速擴(kuò)壓段的壓升規(guī)律的數(shù)學(xué)模型為：
[0050] AP = KXAX0'
[0051] 其中，AP為所述亞聲速擴(kuò)壓段的壓力增量，K為指數(shù)函數(shù)曲線的形狀因子，AX為 所述亞聲速擴(kuò)壓段的長度。
[0052] 本發(fā)明針對不同的來流條件，通過超聲速進(jìn)氣道通流流場的計(jì)算，由數(shù)值計(jì)算與 工程計(jì)算相結(jié)合的方法獲得超聲速進(jìn)氣道的臨界性能，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)了在優(yōu)化過程中超聲速進(jìn) 氣道臨界性能自動(dòng)計(jì)算的目的。同時(shí)針對典型來流工況對本發(fā)明的計(jì)算方法進(jìn)行了計(jì)算精 度的檢驗(yàn)，即將本發(fā)明的工程計(jì)算得到的超聲速進(jìn)氣道的臨界反壓帶入超聲速進(jìn)氣道臨界 狀態(tài)流場的數(shù)值計(jì)算中，主要有兩個(gè)目的，一是看正激波位置是否恰好位于喉道位置，二是 對比全數(shù)值計(jì)算獲得的臨界性能和混合方法計(jì)算的臨界性能的差異，結(jié)果如表1所示。
[0053] 表1混合方法計(jì)算結(jié)果和全數(shù)值計(jì)算結(jié)果對比
[0054]
[0055] 由表1可見，使用混合方法計(jì)算得到的超聲速進(jìn)氣道臨界性能和將臨界反壓帶入 到超聲速進(jìn)氣道臨界工況的全數(shù)值計(jì)算中后得到的超聲速進(jìn)氣道性能基本一致，由此也表 明全數(shù)值計(jì)算的正激波恰好位于喉道位置。
[0056] 圖2和圖3分別給出了超聲速進(jìn)氣道通流流場的計(jì)算云圖和用于驗(yàn)證本發(fā)明的方 法的采用全數(shù)值計(jì)算的超聲速進(jìn)氣道臨界工況流場的計(jì)算云圖。圖2為超聲速進(jìn)氣道通流 流場，由于沒有施加進(jìn)氣道出口反壓，流場中沒有正激波的計(jì)算，計(jì)算速度快，喉道后為超 聲速流場。圖3為將本發(fā)明混合方法計(jì)算出的進(jìn)氣道臨界反壓代入到全數(shù)值計(jì)算中，由于 采用全數(shù)值計(jì)算，進(jìn)氣道出口施加了反壓，導(dǎo)致正激波被推到喉道位置，在正激波后為亞聲 速流場，說明計(jì)算的反壓確實(shí)為臨界狀態(tài)對應(yīng)的反壓，同時(shí)進(jìn)氣道性能與混合方法計(jì)算的 一致。
[0057] 本發(fā)明通過數(shù)值計(jì)算和工程計(jì)算的有效融合，解決了超聲速進(jìn)氣道臨界性能自動(dòng) 化計(jì)算的問題，大大提高了超聲速進(jìn)氣道臨界性能的計(jì)算效率，同時(shí)能夠有效保證計(jì)算結(jié) 果的可靠性，本發(fā)明的方法對于吸氣式武器型號中超聲速進(jìn)氣道的型面優(yōu)化設(shè)計(jì)以及進(jìn)氣 道/發(fā)動(dòng)機(jī)的一體化優(yōu)化，具有重要的應(yīng)用價(jià)值。
[0058] 盡管本發(fā)明的實(shí)施方案已公開如上，但其并不僅僅限于說明書和實(shí)施方式中所列 運(yùn)用，它完全可以被適用于各種適合本發(fā)明的領(lǐng)域，對于熟悉本領(lǐng)域的人員而言，可容易地 實(shí)現(xiàn)另外的修改，因此在不背離權(quán)利要求及等同范圍所限定的一般概念下，本發(fā)明并不限 于特定的細(xì)節(jié)和這里示出與描述的圖例。
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種用于超聲速進(jìn)氣道優(yōu)化設(shè)計(jì)的臨界性能計(jì)算方法，所述超聲速進(jìn)氣道包括喉道 前的超聲速擴(kuò)壓段、喉道和喉道后的亞聲速擴(kuò)壓段，其特征在于，包括以下步驟： 步驟一、通過所述超聲速進(jìn)氣道通流流場的數(shù)值計(jì)算，得到所述超聲速進(jìn)氣道的流量 系數(shù)和喉道前的總壓恢復(fù)系數(shù)，同時(shí)提取喉道位置的流動(dòng)參數(shù)； 步驟二、根據(jù)步驟一提取的喉道位置的流動(dòng)參數(shù)計(jì)算所述喉道處正激波的總壓恢復(fù)系 數(shù)及所述亞聲速擴(kuò)壓段的總壓恢復(fù)系數(shù)，由喉道前的總壓恢復(fù)系數(shù)、所述喉道處正激波的 總壓恢復(fù)系數(shù)和所述亞聲速擴(kuò)壓段的總壓恢復(fù)系數(shù)三者的乘積得到所述超聲速進(jìn)氣道的 總壓恢復(fù)系數(shù)；同時(shí)將步驟一提取的喉道位置的流動(dòng)參數(shù)代入到喉道處的臨界壓力的數(shù)學(xué) 模型和所述亞聲速擴(kuò)壓段的壓升規(guī)律的數(shù)學(xué)模型中，兩者之和得到所述超聲速進(jìn)氣道的臨 界反壓。2. 如權(quán)利要求1所述的用于超聲速進(jìn)氣道優(yōu)化設(shè)計(jì)的臨界性能計(jì)算方法，其特征在 于，所述步驟一中提取的喉道位置的流動(dòng)參數(shù)包括喉道馬赫數(shù)和喉道靜壓。3. 如權(quán)利要求2所述的用于超聲速進(jìn)氣道優(yōu)化設(shè)計(jì)的臨界性能計(jì)算方法，其特征在 于，所述步驟二中的所述喉道處正激波的總壓恢復(fù)系數(shù)的計(jì)算方法為：將步驟一中提取的 喉道馬赫數(shù)代入正激波關(guān)系式計(jì)算得到，所述正激波關(guān)系式為：其中，σ 2為所述正激波的總壓恢復(fù)系數(shù)，γ為氣體的比熱比，Mth為喉道馬赫數(shù)。4. 如權(quán)利要求2所述的用于超聲速進(jìn)氣道優(yōu)化設(shè)計(jì)的臨界性能計(jì)算方法，其特征在 于，所述步驟二中建立的所述亞聲速擴(kuò)壓段的總壓恢復(fù)系數(shù)的數(shù)學(xué)模型為：其中，σ 3為所述亞聲速擴(kuò)壓段的總壓恢復(fù)系數(shù)，Mth為喉道馬赫數(shù)。5. 如權(quán)利要求2所述的用于超聲速進(jìn)氣道優(yōu)化設(shè)計(jì)的臨界性能計(jì)算方法，其特征在 于，所述步驟二中建立的喉道處的臨界壓力的數(shù)學(xué)模型為：其中，Pl為喉道處的臨界壓力，Plth為喉道靜壓，Mth為喉道馬赫數(shù)。6. 如權(quán)利要求2所述的用于超聲速進(jìn)氣道優(yōu)化設(shè)計(jì)的臨界性能計(jì)算方法，其特征在 于，所述步驟二中所述亞聲速擴(kuò)壓段的壓升規(guī)律按照指數(shù)函數(shù)建立，所述亞聲速擴(kuò)壓段的 壓升規(guī)律的數(shù)學(xué)模型為： ΔΡ = KX ΔΧ0.5， 其中，AP為所述亞聲速擴(kuò)壓段的壓力增量，K為指數(shù)函數(shù)曲線的形狀因子，ΔΧ為所述 亞聲速擴(kuò)壓段的長度。7. 如權(quán)利要求1所述的用于超聲速進(jìn)氣道優(yōu)化設(shè)計(jì)的臨界性能計(jì)算方法，其特征在 于，所述超聲速進(jìn)氣道的臨界性能包括所述超聲速進(jìn)氣道的流量系數(shù)、所述超聲速進(jìn)氣道 的總壓恢復(fù)系數(shù)和所述超聲速進(jìn)氣道的臨界反壓。8. 如權(quán)利要求1所述的用于超聲速進(jìn)氣道優(yōu)化設(shè)計(jì)的臨界性能計(jì)算方法，其特征在 于，所述超聲速擴(kuò)壓段的總壓損失包括所述超聲速擴(kuò)壓段的斜激波和邊界層損失。9. 如權(quán)利要求1所述的用于超聲速進(jìn)氣道優(yōu)化設(shè)計(jì)的臨界性能計(jì)算方法，其特征在 于，所述喉道處的總壓損失為正激波損失，所述亞聲速擴(kuò)壓段的總壓損失為流動(dòng)分離損失。
【專利摘要】本發(fā)明涉及一種用于超聲速進(jìn)氣道優(yōu)化設(shè)計(jì)的臨界性能計(jì)算方法，包括以下步驟：通過超聲速進(jìn)氣道通流流場的數(shù)值計(jì)算，得到超聲速進(jìn)氣道的流量系數(shù)和喉道前的總壓恢復(fù)系數(shù)，同時(shí)提取喉道位置的流動(dòng)參數(shù)；根據(jù)提取的喉道位置的流動(dòng)參數(shù)計(jì)算喉道處正激波的總壓恢復(fù)系數(shù)及亞聲速擴(kuò)壓段的總壓恢復(fù)系數(shù)，由三部分乘積得到超聲速進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)；同時(shí)將提取的喉道位置的流動(dòng)參數(shù)代入到喉道處的臨界壓力的數(shù)學(xué)模型和亞聲速擴(kuò)壓段的壓升規(guī)律的數(shù)學(xué)模型中，兩者之和得到超聲速進(jìn)氣道的臨界反壓。本發(fā)明提供了一種高效、高精度的超聲速進(jìn)氣道的臨界性能計(jì)算方法。
【IPC分類】G06F17/50
【公開號】CN105069221
【申請?zhí)枴緾N201510471105
【發(fā)明人】張紅軍, 王榮, 白鵬
【申請人】中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院
【公開日】2015年11月18日
【申請日】2015年8月4日