混壓式超聲速、高超聲速進氣道不起動振蕩頻率預測方法
【技術領域】
[0001] 本發明涉及混壓式超聲速、高超聲速進氣道，尤其是其不起動振蕩頻率的預測方 法。
【背景技術】
[0002] 超聲速、高超聲速進氣道是吸氣式高速推進系統的關鍵部件之一，其包括外壓式、 內壓式和混壓式三類。其中，混壓式進氣道由于能在保證較高內流氣動性能的同時，減小進 氣道的氣動阻力、輪廓尺寸和結構重量，故在超聲速、高超聲速進氣道的設計中得到了廣泛 應用。然而，由于內壓縮的引入，使得混壓式進氣道容易陷入不起動狀態。
[0003] 不起動狀態是超聲速、高超聲速進氣道的一類非正常工作狀態。通常，若混壓式超 聲速、高超聲速進氣道的流量捕獲特性未因其內部流態的改變而受到影響，稱進氣道為起 動，否則為不起動。當進氣道處于不起動狀態時，不僅總壓恢復系數和流量系數急劇下降， 使得推進系統不能產生推力，且極可能伴隨著波系以及通道壓強的劇烈振蕩，帶來破壞力 極強的周期性力載荷和熱載荷，造成結構破壞，并使飛行器在非定常起動力的作用下邊的 更加難以控制。為此，有必要揭示混壓式進氣道振蕩流態的產生機理，建立振蕩頻率的預測 方法，進而為發動機和飛行器的結構強度設計提供參考。
[0004] 自Oswatitsch于1944年首次觀測到超聲速進氣道的振蕩流態（即喘振）以來， 國內外有大量的研宄工作致力于這一現象的描述、預測和控制。通過對外壓式超聲速進氣 道喘振的仿真和實驗研宄，各國學者發現：擾動的聲波反饋在喘振信號傳遞環中起著重要 作用，故喘振的主特征頻率以及各次要特征頻率往往與進氣道腔體的各階聲學諧振頻率相 關。然而，混壓式進氣道與外壓式進氣道的不起動流態存在顯著差異，前者為超聲速溢流， 后者為亞聲速溢流，使得其不穩定機理和振蕩特性都有所不同。為此，若依舊采用腔體聲學 振蕩模型對混壓式進氣道的不起動振蕩頻率進行估算，必然會帶來較大的誤差。并且，近年 來混壓式進氣道在飛行器上的應用趨于廣泛，并已衍生發展出了多種不同的具體形式，如 二維形式、軸對稱形式、三維側壓形式、內乘波形式以及組合形式等。因此，發展適用于混壓 式超聲速、高超聲速進氣道不起動振蕩頻率的估算方法顯得十分重要。
【發明內容】
[0005] 本發明提供一種適用于混壓式超聲速、高超聲速進氣道的不起動振蕩頻率預測方 法，能夠實現對不同來流狀態和幾何參數下進氣道不起動振蕩頻率的快速、準確預測，并且 適用于各種形式的混壓式進氣道。
[0006] 為達到上述目的，本發明的混壓式超聲速、高超聲速進氣道不起動振蕩頻率預測 方法可采用如下技術方案：
[0007] 混壓式超聲速、高超聲速進氣道不起動振蕩頻率估算方法包括以下步驟：
[0008] (1)、將一個混壓式進氣道不起動振蕩周期分為兩個階段：進氣道腔體內高壓氣體 積蓄階段和口外不起動波系運動階段；
[0009] (2)、在已知具體的來流條件和進氣道前體幾何參數下，通過已有的斜激波理論得 到進氣道進口前的氣流參數，并換算得到進氣道的捕獲流量；
[0010] (3)、通過假設進氣道處于臨界工作狀態，在已知進口氣體參數和進氣道通道面積 變化的基礎上，結合正激波理論和一維定常管流理論計算得到該進氣道的極限反壓；臨界 工作狀態指結尾激波停于進氣道喉道處時的狀態；
[0011] (4)、由上述極限反壓和已知的來流總溫換算出最大儲氣密度，再乘以進氣道內通 道腔體容積得到對應氣體積蓄階段的最大儲氣量〇!〇 ;
[0012] (5)、由進氣道的極限出口反壓、出口喉道面積以及來流總溫獲得該進氣道的最大 出流能力；
[0013] (6)、依據進氣道通流時的腔體儲氣量可知不起動時初始腔體已有50% -60%的 填充；并且此刻的進氣道出口基本一直處于極限反壓狀態，因此取最大出流流量的95%作 為平均出流流量；
[0014] (7)、基于上述步驟（6)的假設計算得到的腔體儲氣量增益以及進出口流量差，可 計算得到進氣道腔體內高壓氣體的積蓄時間；
[0015] (8)、在口外不起動波系運動階段中，來流總溫對應的滯止聲速（〇；)即為該階段 波系運動至上游的最大速度，由于該值遠高于其在離開通道的初始速度，因此選取該滯止 聲速的一半為該波系運動階段的平均速度；
[0016] (9)、由于該振蕩階段的高度非定常性，其振蕩幅度覆蓋整個進氣道前體；進而在 已知該階段的波系運動距離和運動速度的基礎上，可得到口外不起動波系運動時間；其中 波系運動距離為進氣道前體壓縮面長度1^的兩倍；運動速度為來流總溫對應滯止聲速的一 半；
[0017] (10)、最后將進氣道腔體內高壓氣體積蓄時間和口外不起動波系運動時間疊加， 即可得到對應的進氣道不起動振蕩周期，從而換算得到相應的振蕩頻率。
[0018] 本發明的混壓式超聲速、高超聲速進氣道不起動振蕩頻率預測方法的一個關鍵在 于，通過將進氣道內通道結尾激波系的復雜非穩定前傳過程轉化為對其內腔體儲氣量變 化，從而可以對其進行定量分析，實現該階段時長的預測。其基本原理在于：不起動過程中 通道內結尾激波系的前傳誘因是進氣道的進出口流量不平衡，捕獲進入內通道的氣流由于 受限于進氣道出口的出流能力，不能及時地排出，進而在內通道下游形成低速高壓區；隨著 時間的推進，該高壓區將逐漸向上游蔓延，流場則表現為結尾激波系的前傳；為此，可以通 過估算該階段進氣道腔體內儲氣量的變化值和進出口流量差，得到該階段的持續時間。本 方法規避了對復雜的內通道激波系運動速度的求解和積分，從氣體填充量的角度定量獲得 了該階段的持續時間，且適用于任何形狀的進氣道內腔體。
【附圖說明】
[0019] 圖1是進氣道處于臨界工作狀態下的示意圖
[0020] 圖2是進氣道在下游壅塞作用下的高壓氣體堆積過程示意圖
[0021] 圖3是進氣道在下游壅塞作用下的口外波系運動過程示意圖
【具體實施方式】
[0022] 本發明公開了一種混壓式超聲速、高超聲速進氣道不起動振蕩頻率預測方法。
[0023] 請參閱圖1至圖3所示，結合一種二元混壓式高超聲速進氣道的實例，下面對采用 本發明預測該進氣道不起動振蕩頻率的詳細實施步驟進行敘述。
[0024] (1)、首先將一個混壓式進氣道不起動振蕩周期分為兩個階段：進氣道內腔體高壓 氣體的積蓄階段和口外不起動波系運動階段。這里需要說明的是，任意的混壓式超聲速、高 超聲速進氣道不起動振蕩周期均可劃分為進氣道腔體內高壓氣體的積蓄和口外不起動波 系運動兩個階段，其原理在于對于該類進氣道的不起動誘因均是進出口流量的不平衡，且 其口外波系均存在大振幅的往復運動，因而在振蕩中必將出現上述兩個階段。接下來，通過 分別計算兩個階段的時長t2得到不起動振蕩周期的長度t。
[0025] (2)、如圖1所示，該進氣道為一典型的二元混壓式進氣道，已知來流參數 (M。，VmI；，Pm P (!)以及前體一級壓縮面1的壓縮角si、二級壓縮面18的壓縮角S2，來流通 過前體兩道斜激波2進入到內通道進口 3,通過斜激波理論可計算得到內通道進口 3上的氣 流參數（M3，v3，T3，p3,P3)，并且結合內通道進口 3處的橫截面積A3，可計算得到內通道進口 的捕獲流量電=P.rvvA;。其中，M、v、T、p、P分別為氣流的馬赫數、速度、溫度、壓力和密度， S:為一級壓縮面1與水平面的夾角，S2為二級壓縮面2與一級壓縮面1的夾角。上述計 算中，已知每道斜激波的波前參數時，可以采用以下關系式組計算獲得波后參數：
[0026] 由
解得0
[0027] 而后
[0033] (3)、再經過唇罩4處斜激波5