[发明专利]混压式超声速、高超声速进气道不起动振荡频率预测方法

说明书

技术领域

本发明涉及混压式超声速、高超声速进气道，尤其是其不起动振荡频率的预测方法。

背景技术

超声速、高超声速进气道是吸气式高速推进系统的关键部件之一，其包括外压式、内压式和混压式三类。其中，混压式进气道由于能在保证较高内流气动性能的同时，减小进气道的气动阻力、轮廓尺寸和结构重量，故在超声速、高超声速进气道的设计中得到了广泛应用。然而，由于内压缩的引入，使得混压式进气道容易陷入不起动状态。

不起动状态是超声速、高超声速进气道的一类非正常工作状态。通常，若混压式超声速、高超声速进气道的流量捕获特性未因其内部流态的改变而受到影响，称进气道为起动，否则为不起动。当进气道处于不起动状态时，不仅总压恢复系数和流量系数急剧下降，使得推进系统不能产生推力，且极可能伴随着波系以及通道压强的剧烈振荡，带来破坏力极强的周期性力载荷和热载荷，造成结构破坏，并使飞行器在非定常起动力的作用下边的更加难以控制。为此，有必要揭示混压式进气道振荡流态的产生机理，建立振荡频率的预测方法，进而为发动机和飞行器的结构强度设计提供参考。

自Oswatitsch于1944年首次观测到超声速进气道的振荡流态(即喘振)以来，国内外有大量的研究工作致力于这一现象的描述、预测和控制。通过对外压式超声速进气道喘振的仿真和实验研究，各国学者发现：扰动的声波反馈在喘振信号传递环中起着重要作用，故喘振的主特征频率以及各次要特征频率往往与进气道腔体的各阶声学谐振频率相关。然而，混压式进气道与外压式进气道的不起动流态存在显著差异，前者为超声速溢流，后者为亚声速溢流，使得其不稳定机理和振荡特性都有所不同。为此，若依旧采用腔体声学振荡模型对混压式进气道的不起动振荡频率进行估算，必然会带来较大的误差。并且，近年来混压式进气道在飞行器上的应用趋于广泛，并已衍生发展出了多种不同的具体形式，如二维形式、轴对称形式、三维侧压形式、内乘波形式以及组合形式等。因此，发展适用于混压式超声速、高超声速进气道不起动振荡频率的估算方法显得十分重要。

发明内容

本发明提供一种适用于混压式超声速、高超声速进气道的不起动振荡频率预测方法，能够实现对不同来流状态和几何参数下进气道不起动振荡频率的快速、准确预测，并且适用于各种形式的混压式进气道。

为达到上述目的，本发明的混压式超声速、高超声速进气道不起动振荡频率预测方法可采用如下技术方案：

混压式超声速、高超声速进气道不起动振荡频率估算方法包括以下步骤：

(1)、将一个混压式进气道不起动振荡周期分为两个阶段：进气道腔体内高压气体积蓄阶段和口外不起动波系运动阶段；

(2)、在已知具体的来流条件和进气道前体几何参数下，通过已有的斜激波理论得到进气道进口前的气流参数，并换算得到进气道的捕获流量；

(3)、通过假设进气道处于临界工作状态，在已知进口气体参数和进气道通道面积变化的基础上，结合正激波理论和一维定常管流理论计算得到该进气道的极限反压；临界工作状态指结尾激波停于进气道喉道处时的状态；

(4)、由上述极限反压和已知的来流总温换算出最大储气密度，再乘以进气道内通道腔体容积得到对应气体积蓄阶段的最大储气量(m₁)；

(5)、由进气道的极限出口反压、出口喉道面积以及来流总温获得该进气道的最大出流能力；

(6)、依据进气道通流时的腔体储气量可知不起动时初始腔体已有50％-60％的填充；并且此刻的进气道出口基本一直处于极限反压状态，因此取最大出流流量的95％作为平均出流流量；

(7)、基于上述步骤(6)的假设计算得到的腔体储气量增益以及进出口流量差，可计算得到进气道腔体内高压气体的积蓄时间；

(8)、在口外不起动波系运动阶段中，来流总温对应的滞止声速(C₀^*)即为该阶段波系运动至上游的最大速度，由于该值远高于其在离开通道的初始速度，因此选取该滞止声速的一半为该波系运动阶段的平均速度；

(9)、由于该振荡阶段的高度非定常性，其振荡幅度覆盖整个进气道前体；进而在已知该阶段的波系运动距离和运动速度的基础上，可得到口外不起动波系运动时间；其中波系运动距离为进气道前体压缩面长度L₁的两倍；运动速度为来流总温对应滞止声速的一半；

(10)、最后将进气道腔体内高压气体积蓄时间和口外不起动波系运动时间叠加，即可得到对应的进气道不起动振荡周期，从而换算得到相应的振荡频率。