[发明专利]飞行器气动性能影响预测方法

说明书

本发明涉及飞行器气动性能技术领域，公开了一种飞行器气动性能影响预测方法。该方法包括：确定满足风洞试验要求的初始飞行器试验模型；通过风洞试验获取所述模型的基础气动力数据；利用数值计算方法预测发生进气道状态变化的马赫数范围；在所述马赫数范围内，获取替换了进气道喉道模块后的飞行器试验模型在不同马赫数下的进气道状态；获取每个马赫数下的进气道状态对应的飞行器气动力数据；基于每个马赫数下的进气道状态对应的飞行器气动力数据与相同马赫数下的基础气动力数据确定飞行器气动性能影响量。由此，解决目前现有方法由于不能完全模拟飞行中弹道状态而导致无法获得进气道不同状态对气动性能影响这一关键难题。

技术领域

本发明涉及飞行器气动性能技术领域，尤其涉及一种飞行器气动性能影响预测方法。

背景技术

对于吸气式飞行器来说，进气道主要的作用是捕获来流并对其进行压缩，为发动机的其他组件(如燃烧室)提供压缩空气。通常认为，若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，称进气道处于起动状态，否则为不起动状态。

在飞行器爬升段，随着来流马赫数逐渐增加，进气道会经历从不起动状态到起动状态的变化过程，这个过程称为进气道的自起动。在飞行器巡航段，进气道在起动的情况下，可能出现意外情况(如发动机供油调节不当引起燃烧室压力过高、飞行姿态角过大等)，导致进气道从起动状态变化到不起动状态，这时需要研究进气道是否具有再次自起动的能力，因此进气道有可能经历从起动-不起动-再起动过程，如果不能实现再起动，发动机将不能继续正常工作。在飞行器的下降段，飞行马赫数会逐渐降低，进气道会经历从起动到不起动过程。这个阶段的状态变化与爬升段状态变化相反。其中，在爬升段，进气道从不起动状态到起动状态的变化；在下降段，进气道会从起动状态变化到不起动状态；这两个过程是必然发生的。而在巡航段，进气道出现的不起动状态的情况相对较少。

由于风洞试验的总压是受一定限制的，地面试验无法完全模拟飞行器沿弹道状态，因此很难通过地面试验精确预测进气道在爬升段和下降段发生状态变化的临界点，比如，地面试验预测进气道在Ma3.5状态实现自起动(从不起动状态变为起动状态)，而飞行试验结果表明进气道在Ma4才实现了自起动。已有的研究结果表明，进气道状态变化会对气动性能产生的影响，而且在不同弹道点发生状态变化对气动性能的影响量也会不同。因此如果无法准确预测进气道发生状态变化的临界点就不能准确预测飞行器气动性能。然而，现有技术中的方法尚不能模拟飞行中弹道状态，导致无法获得进气道不同状态对气动性能影响。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术不足，提供了一种飞行器气动性能影响预测方法，能够解决上述现有技术中的问题。

本发明的技术解决方案：一种飞行器气动性能影响预测方法，其中，该方法包括：

确定满足风洞试验要求的初始飞行器试验模型；

通过风洞试验获取所述模型的基础气动力数据；

利用数值计算方法预测发生进气道状态变化的马赫数范围；

在所述马赫数范围内，获取替换了进气道喉道模块后的飞行器试验模型在不同马赫数下的进气道状态；

获取每个马赫数下的进气道状态对应的飞行器气动力数据；

基于每个马赫数下的进气道状态对应的飞行器气动力数据与相同马赫数下的基础气动力数据确定飞行器气动性能影响量。

优选地，在所述马赫数范围内，获取替换了进气道喉道模块后的飞行器试验模型在不同马赫数下的进气道状态包括：

在所述马赫数范围内的不同马赫数下，分别对替换了进气道喉道模块后的飞行器试验模型的喉道壁面压力进行检测；

基于分别检测的喉道壁面压力确定对应马赫数下的进气道状态。