[发明专利]评估S形进气道对压气机稳定性影响的方法、系统、设备和可读存储介质

说明书

本公开提供了一种评估S形进气道对压气机稳定性影响的方法，包括：以气动进口截面的速度环量Г为Y轴，以该气动进口截面的无量纲参数组合为X轴，构建X‑Y坐标系；通过调整无量纲参数组合的组合方式使得速度环量在X‑Y坐标系内的散点图呈规律分布；获取调整得到的无量纲参数组合的组合方式，用以表征流场畸变强度和进气道几何之间的模型关系；根据无量纲参数，模拟还原气动进口截面总压场。本公开解决了畸变流场与进气道几何之间无法有效联系的技术问题，并解决了畸变程度的唯一性描述，所得参数可以作为进气道对发动机稳定性影响分析模型的进口条件输入。

技术领域

本发明涉及飞行模拟相关技术领域，具体为评估S形进气道对压气机稳定性影响的方法、系统、设备和可读存储介质。

背景技术

现代空战环境对军用飞行器生存性能的要求促使其向隐身化设计不断发展。 S型进气道复杂弯曲的几何形状可以使雷达波多次在进气道内壁面衰减，从而有效地遮蔽发动机可视面积，大大提高飞行器隐身性能。然而这种具有复杂几何、较大弯曲曲率的进气道流道形式可能会在进气道内产生边界层分离、在其下游的发动机入口产生总压畸变与旋流畸变等流动特征，从而严重影响发动机稳态以及动态特性。其可能造成的不利因素除总压损失、降低推力外，还包括易引发航空发动机稳定裕度不足导致失速、喘振，严重危害飞行安全与发动机寿命。

接入S型进气道后，航空发动机的典型进气条件呈现入口速度场不仅仅有轴向的流动，还有横向的、在垂直于轴向平面内的二次流动，即旋流畸变。对于评估这种进气不均匀程度的方法，现有技术一般采用数值模拟和试验测量的方法，并利用数值计算和试验测量得到的流场信息进行分析，以及通过计算得到一系列的指标参数(SI系列参数)表征旋流位置和旋流强度。但是现有技术存在以下问题：第一，现有技术只能依赖于数值计算或者试验测量得到的旋流角度进行畸变强度的评估，无法建立畸变强度与进气道几何之间的联系。第二，现有技术得到的畸变程度指标不具有唯一描述性，即仅知道该参数的量无法还原具体的畸变图谱和旋流形式。第三，现有技术无法应用到后续进气道对发动机稳定性影响分析模型。

发明内容

为了解决现有技术无法建立畸变强度与进气道几何之间的联系、畸变程度指标不具有唯一描述性、无法应用到后续进气道对发动机稳定性影响分析模型的问题，本公开提供了一种评估S形进气道对压气机稳定性影响的方法，包括：

以气动进口截面的速度环量Г为Y轴，以该气动进口截面的无量纲参数组合为X轴，构建X-Y坐标系。

通过调整无量纲参数组合的组合方式使得速度环量在X-Y坐标系内的散点图呈规律分布；该规律分布为速度环量Г在X-Y坐标系内的散点呈线性回归的规律分布。

获取调整得到的无量纲参数组合的组合方式，用以表征流场畸变强度和进气道几何之间的模型关系。

本公开面向实际几何的进气道，能够直接得到表征复杂几何进气道产生畸变特征的具有一一映射关系的指标参数。从而解决了现有技术无法建立畸变强度与进气道几何之间的联系、畸变程度指标不具有唯一描述性的问题。

本公开实例性的提供了一种速度环量Г的获取方法，包括：取气动进口截面的右上方或左上方1/4圆作为计算域，根据实验测点位置构建封闭曲线，进行速度环量的近似计算得到速度环量Г。其中，实验测点为：根据压气机工作状态下的满足行业标准的进口截面上实验测点。

在气动进口截面(后简称AIP截面)观察旋流模式的变化过程，可发现衡量其流场模式的变化关键在于衡量上半圆二次流的演变。故本公开采取“上下分离、左右平均”的策略解决现有技术指标的局限性。取AIP截面的上半圆计算，左右取平均值以减小定常流场计算的非对称偶然误差，得到右上方1/4圆的计算域。根据实验测点位置构建封闭曲线，进行速度环量的近似计算。其物理意义在于可表征上1/4圆内涡流强度。二次流速度云图计算结果表明近管中心竖直速度分量线性较好，采用此方法误差不会过大。其他测点可以采用线性插值等插值方式计算速度环量。