用于超聲速進氣道優(yōu)化設計的臨界性能計算方法
【技術(shù)領域】
[0001] 本發(fā)明涉及一種超聲速進氣道臨界性能的計算方法。更具體地說，本發(fā)明涉及一 種用于超聲速進氣道優(yōu)化設計的臨界性能計算方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 目前，隨著計算機技術(shù)的發(fā)展，優(yōu)化設計技術(shù)已被越來越多地應用于飛行器的氣 動外形設計，同樣在應用于固沖發(fā)動機或亞燃沖壓發(fā)動機的超聲速進氣道設計方面，也在 越來越多地使用優(yōu)化技術(shù)。在進氣道優(yōu)化設計中，評估超聲速進氣道的性能一般分為工程 計算方法和數(shù)值計算方法。工程計算方法的優(yōu)點是計算效率高，但由于無法計及粘性損失， 所以對于超聲速流的計算精度較差，但對于正激波和亞聲速流的計算精度則相對較高。數(shù) 值計算方法的優(yōu)點是計算精度較高，但計算效率較低，尤其是在計算進氣道的臨界性能時 需要不斷改變進氣道的出口反壓，為使得正激波被推到喉道位置，通常需要試湊多個反壓 狀態(tài)，因此使得計算效率非常低。
[0003] 美國新澤西州立羅格斯大學的Ge-Cheng Zha等使用全數(shù)值的方法對馬赫數(shù) 范圍Ma = 2.6-4的超聲速軸對稱進氣道運用全數(shù)值求解N-S方程的方法開展了優(yōu) 化石開究(High performance supersonic missile inlet design using automated optimization, Michael Blaize and Doyle Knight，AIAA Paper 96-4142)，文中提到為確 定某一工況的進氣道出口臨界反壓，在DEC ALPHA 2100工作站上需要五天時間，可見使用 全數(shù)值方法計算進氣道臨界性能的效率很低。中國航天科工集團二院二部的鄧隆范針對二 元混壓式超聲速進氣道開展了性能預估及優(yōu)化設計（二元混壓式超聲速進氣道性能預估 及優(yōu)化設計，鄧隆范，李國雄，成楚之，現(xiàn)代防御技術(shù)），優(yōu)化過程中完全使用工程計算方 法，由于模型中各權(quán)系數(shù)的選取往往是憑經(jīng)驗的，因而優(yōu)化設計結(jié)果具有一定的局限性。西 北工業(yè)大學的楊鐵成針對超聲速巡航導彈軸對稱進氣道開展了型面優(yōu)化設計（超聲速巡 航導彈軸對稱進氣道型面優(yōu)化設計，楊鐵成，谷良賢，龔春林，導彈與航天運載技術(shù)），具體 做法是先使用工程方法對軸對稱進氣道的外壓縮段進行壓縮角的優(yōu)化設計，再完成進氣道 整體型面的設計，最后使用數(shù)值方法進行進氣道流場計算，得出各個工況的進氣道性能，這 種常規(guī)的設計方法本質(zhì)上是一種人工優(yōu)化，未能將工程方法和數(shù)值方法結(jié)合進而由計算機 自動完成整個優(yōu)化過程。
[0004] 綜上，國內(nèi)外在超聲速進氣道優(yōu)化方面使用的性能計算方法主要集中在單純的 CFD計算或工程計算，未將兩者進行耦合，就已經(jīng)公開發(fā)表的相關(guān)文章或報告來看，目前尚 沒有采用本發(fā)明所描述類型的超聲速進氣道性能計算方法。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 本發(fā)明的一個目的是解決至少上述問題，并提供至少后面將說明的優(yōu)點。
[0006] 本發(fā)明還有一個目的是提供一種高效、高精度的超聲速進氣道的臨界性能計算方 法，通過結(jié)合數(shù)值計算和工程計算兩者的優(yōu)點，在計算過程中不需要給定超聲速進氣道出 口的反壓條件，避免了人工設定超聲速進氣道出口反壓的操作，有效解決了在超聲速進氣 道優(yōu)化設計中實現(xiàn)超聲速進氣道臨界性能的自動快速計算問題。
[0007] 為了實現(xiàn)本發(fā)明的這些目的和其它優(yōu)點，提供了一種用于超聲速進氣道優(yōu)化設計 的臨界性能計算方法，所述超聲速進氣道包括喉道前的超聲速擴壓段、喉道和喉道后的亞 聲速擴壓段，包括以下步驟：
[0008] 步驟一、通過所述超聲速進氣道通流流場的數(shù)值計算，得到所述超聲速進氣道的 流量系數(shù)和喉道前的總壓恢復系數(shù)，同時提取喉道位置的流動參數(shù)；
[0009] 步驟二、根據(jù)步驟一提取的喉道位置的流動參數(shù)計算所述喉道處正激波的總壓恢 復系數(shù)及所述亞聲速擴壓段的總壓恢復系數(shù)，由喉道前的總壓恢復系數(shù)、所述喉道處正激 波的總壓恢復系數(shù)和所述亞聲速擴壓段的總壓恢復系數(shù)三者的乘積得到所述超聲速進氣 道的總壓恢復系數(shù)；同時將步驟一提取的喉道位置的流動參數(shù)代入到喉道處的臨界壓力的 數(shù)學模型和所述亞聲速擴壓段的壓升規(guī)律的數(shù)學模型中，兩者之和得到所述超聲速進氣道 的臨界反壓。
[0010] 通過對超聲速進氣道通流流場的數(shù)值計算獲得超聲速進氣道的流量系數(shù)和喉道 前的總壓恢復系數(shù)，采用工程數(shù)學模型計算喉道處及喉道后亞聲速擴壓段的總壓恢復系數(shù) 及壓升量，通過數(shù)值方法和工程計算方法的結(jié)合最終獲得超聲速進氣道的總壓恢復系數(shù)和 臨界反壓，有效提高了超聲速進氣道的臨界性能的計算效率和計算精度，解決了超聲速進 氣道臨界性能自動化計算的問題，保證了計算的可靠性。
[0011] 優(yōu)選的是，所述的用于超聲速進氣道優(yōu)化設計的臨界性能計算方法中，所述步驟 一中提取的喉道位置的流動參數(shù)包括喉道馬赫數(shù)和喉道靜壓。利用喉道位置的流動參數(shù)， 采用工程數(shù)學模型的計算方法，可以快速計算出喉道處及亞聲速擴壓段的損失和超聲速進 氣道的臨界反壓，精度高。
[0012] 優(yōu)選的是，所述的用于超聲速進氣道優(yōu)化設計的臨界性能計算方法中，所述步驟 二中的所述喉道處正激波的總壓恢復系數(shù)的計算方法為：將步驟一中提取的喉道馬赫數(shù)代 入正激波關(guān)系式計算得到，所述正激波關(guān)系式為：
[0014] 其中，〇 2為所述正激波的總壓恢復系數(shù)，y為氣體的比熱比，Mth為喉道馬赫數(shù)。
[0015] 利用已知的正激波關(guān)系式計算喉道處正激波的總壓恢復系數(shù)，方法簡單，計算精 度高。
[0016] 優(yōu)選的是，所述的用于超聲速進氣道優(yōu)化設計的臨界性能計算方法中，所述步驟 二中建立的所述亞聲速擴壓段的總壓恢復系數(shù)的數(shù)學模型為：
[0018] 其中，〇 3為所述亞聲速擴壓段的總壓恢復系數(shù)，Mth為喉道馬赫數(shù)。
[0019] 采用工程數(shù)學模型的計算方法計算亞聲速擴壓段的總壓恢復系數(shù)，計算效率高， 同時保證了計算精度。
[0020] 優(yōu)選的是，所述的用于超聲速進氣道優(yōu)化設計的臨界性能計算方法中，所述步驟 二中建立的喉道處的臨界壓力的數(shù)學模型為：
[0022] 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)。
[0023] 采用工程數(shù)學模型的計算方法計算喉道處的臨界壓力，計算效率高，同時保證了 計算精度。
[0024] 優(yōu)選的是，所述的用于超聲速進氣道優(yōu)化設計的臨界性能計算方法中，所述步驟 二中所述亞聲速擴壓段的壓升規(guī)律按照指數(shù)函數(shù)建立，所述亞聲速擴壓段的壓升規(guī)律的數(shù) 學模型為：
[0025] AP = KXAX0'
[0026] 其中，AP為所述亞聲速擴壓段的壓力增量，K為指數(shù)函數(shù)曲線的形狀因子，AX為 所述亞聲速擴壓段的長度。
[0027] 亞聲速擴壓段的壓升規(guī)律按照指數(shù)函數(shù)建立，既符合超聲速進氣道流場的實際物 理規(guī)律，同時模型簡單，精度高。
[0028] 優(yōu)選的是，所述的用于超聲速進氣道優(yōu)化設計的臨界性能計算方法中，所述超聲 速進氣道的臨界性能包括所述超聲速進氣道的流量系數(shù)、所述超聲速進氣道的總壓恢復系 數(shù)和所述超聲速進氣道的臨界反壓。
[0029] 優(yōu)選的是，所述的用于超聲速進氣道優(yōu)化設計的臨界性能計算方法中，所述超聲 速擴壓段的總壓損失包括所述超聲速擴壓段的斜激波和邊界層損失。
[0030] 優(yōu)選的是，所述的用于超聲速進氣道優(yōu)化設計的臨界性能計算方法中，所述喉道 處的總壓損失為正激波損失，所述亞聲速擴壓段的總壓損失為流動分離損失。
[0031] 本發(fā)明至少包括以下有益效果：本發(fā)明的計算方法解決了常規(guī)計算方法無法用于 超聲速進氣道整體型面優(yōu)化設計的問題，實現(xiàn)了優(yōu)化過程中超聲速進氣道臨界性能的自動 計算。本發(fā)明的計算方法在數(shù)值求解超聲速進氣道流場時無需考慮進氣道出口反壓及正激 波后的亞聲速流場，一個工況計算時間在10分鐘內(nèi)完成，在同樣計算狀態(tài)下常規(guī)計算方法 通常需要數(shù)個小時，因此計算效率得到了極大提高。本發(fā)明的計算方法在超聲速擴壓段的 計算與常規(guī)方法相同，在亞聲速擴壓段使用經(jīng)過實踐檢驗的工程模型計算，因此計算精度 較高，滿足工程要求。
[0032] 本發(fā)明的其它優(yōu)點、目標和特征將部分通過下面的說明體現(xiàn)，部分還將通過對本 發(fā)明的研究和實踐而為本領域的技術(shù)人員所理解。
【附圖說明】
[0033] 圖1為本發(fā)明的計算方法的流程示意圖；
[0034]圖2為本發(fā)明的超聲速進氣道通流流場的計算云圖；
[0035]圖3為采用全數(shù)值計算的超聲速進氣道臨界工況流場的計算云圖。
【具體實施方式】
[0036] 下面結(jié)合附圖對本發(fā)明做進一步的詳細說明，以令本領域技術(shù)人員參照說明書文 字能夠據(jù)以實施。
[0037] 應當理解，本文所使用的諸如"具有"、"包含"以及"包括"術(shù)語并不配出一個或多 個其它元件或其組合的存在或添加。
[0038] 與亞聲速進氣道及高超聲速進氣道不同，超聲速進氣道的性能計算會涉及帶有正 激波的流場。超聲速進氣道在正常工作時正激波通常位于喉道位置，使進氣道的動能損失 最小，此狀態(tài)稱為進氣道的臨界工作狀態(tài)。對于超聲速進氣道臨界性能的計算，通常是通過 人工試湊進氣道出口反壓使結(jié)尾激波恰好位于喉道位置時得出的。這種常規(guī)方法用于超 聲速進氣道的優(yōu)化設計時主要存在兩方面的困難：首先，通過試湊反壓的方法會極大增加 數(shù)值計算的計算量，使得優(yōu)化效率大大下降；其次，對于不同的來流工況，難以控制出口反 壓大小使正激波恰好處于喉道位置，即進氣道臨界性能不易準確給出。根據(jù)超聲速進氣道 內(nèi)型面優(yōu)化需要