申请/专利权人：南京航空航天大学

申请日：2022-03-24

公开（公告）日：2024-06-18

公开（公告）号：CN114676503B

主分类号：G06F30/15

分类号：G06F30/15;G06F30/28;G06F113/08;G06F111/10;G06F119/14

优先权：

专利状态码：有效-授权

法律状态：2024.06.18#授权;2022.07.15#实质审查的生效;2022.06.28#公开

摘要：本发明公开一种基于等效堵塞比的混压式进气道起动能力分析方法，包括等效堵塞比εA计算方法、基于等效通流面积的极限堵塞比εA,max预估方法以及进气道起动能力分析方法。该方法主要作用是基于定常数值模拟的数据，完成对进气道通流能力的快速评估，并给出其起动能力的预测。本发明基于定常数值模拟的数据，完成对进气道通流能力的快速评估，并给出其起动能力的预测。本发明相较于常规的起动性能预测方法，将因通流能力受限、下游燃烧室反压波动、激波附面层干扰等因素导致通流能力缩减的复杂流动机理，简化为等效通流面积的缩减，即用气动喉道代替几何喉道以更精确地反映外部因素变化对进气道起动性能的实质影响。

主权项：1.一种基于等效堵塞比的混压式进气道起动能力分析方法，其特征在于，包括如下步骤：S1、等效堵塞比εA计算：针对高马赫数混压式进气道造型进行网格划分及数值模拟，在完成网格无关性校验、湍流模型校核的基础上，采用三维定常数值模拟得到进气道在给定状态下的流场结果；以进气道唇口最下游处的点A为基准，垂直于该点附近的流线方向作为进气道内流的截面，即进气道内压段入口截面，统计该截面的马赫数M2，自点A开始作进气道内压段横截面集，相邻截面的间隔取值范围为150～120的进气道长度，进而统计内压段截面集的流量平均数据，计算得到每个横截面的εA，计算公式如式1： 式中，表示进气道流量系数，σ表示内压缩段任一截面处的总压恢复系数，qMx是进气道内压缩段该截面的流量函数，qM∞是自由来流的流量函数，CR∞→x是进气道总收缩比，即进气道捕获流管面积除以x截面实际面积；S2、确定等效通流面积的极限堵塞比εA,max：包括亚燃冲压进气道和超燃冲压进气道的极限堵塞比，若为亚燃冲压进气道，则其处于起动临界状态的标志是结尾激波推到喉道，判据为喉道马赫数等于1；若为超燃冲压进气道，采用根据内压段气动参数估算进气道最大收缩比的方法，根据步骤S1确定的M2估算保证起动性能前提下的进气道最大收缩比CR，并计算极限堵塞比εA,max，公式如式2： S3、进气道起动能力分析：确定εA和εA,max后，进行进气道起动能力快速分析，包括基于飞行条件转变的等效通流面积变化率求解、变几何进气道各模态有效通流区域分析以及基于等效通流面积分析的抽吸方案设计。

全文数据：

权利要求：

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