专利摘要

本发明公开的一种高超进气道不启动状态分离区自持能力定量分析方法，具体步骤如下：步骤1，根据空气动力理论模型分析结果，提出分离区自持指数Si；步骤2，应用公式1.1对进气道启动过程中的分离区自持状态的自持指数Si进行计算；步骤3，应用得到Si值对启动过程中，不同不启动状态下，对高超进气道不启动状态分离区的自持能力进行定量分析。本发明通过提出分离区自持指数这一动态的定量评价参数，解决了识别和判断真实粘性条件下分离区失稳临界状态的问题。

权利要求

1.一种高超进气道不启动状态分离区自持能力定量分析方法，其特征在于，具体步骤如下：

步骤1，根据空气动力学理论模型分析结果，提出分离区自持指数Si，Si的计算公式如下：

其中，PR表示分离激波在上壁面的反射激波的波后压力，PT表示分离区背风面高反压区起点压力，PS表示分离区背风面高反压区顶点压力；

步骤2，应用公式(1.1)对进气道启动过程中的分离区自持状态的自持指数Si进行计算；

步骤3，应用得到Si值对启动过程中，不同不启动状态下，对高超进气道不启动状态分离区的自持能力进行定量分析。

2.如权利要求1所述的一种高超进气道不启动状态分离区自持能力定量分析方法，其特征在于，步骤2具体按照以下步骤实施：

步骤2.1，对某一进气道构型及其内收缩比，根据kantrowitz极限关系式选取一个不启动来流马赫数对流场进行非定常数值模拟，获取一个初始化的不启动流场；

步骤2.2，利用非定常数值模拟，计算得到的不启动流场为初始条件，逐步提高来流马赫数，对该进气道整个加速启动过程的流场进行计算，提取底板压力曲线，从压力曲线中可以直接得到PT和PS，在流场计算结果中，可提取激波的波后压力PR，将PR、PT和PS代入式(1.1)计算获取每一个不启动状态下分离区的自持指数，直到进气道启动成功为止，确定实现进气道自启动的来流马赫数。

3.如权利要求1所述的一种高超进气道不启动状态分离区自持能力定量分析方法，其特征在于，步骤2.1中所述kantrowitz极限关系式为：

其中Ai表示进气道入口面积，A*表示喉部面积，Ma∞表示来流马赫数，γ是气体定压比热Cp与等容比热Cv之比，空气的γ值通常取为1.40。

4.如权利要求1所述的一种高超进气道不启动状态分离区自持能力定量分析方法，其特征在于，步骤2.2中所述马赫数以0.005到0.010为最小单位增量。

5.如权利要求1所述的一种高超进气道不启动状态分离区自持能力定量分析方法，其特征在于，步骤3的具体定量分析方法为：

首先，在进气道自启动来流马赫数减去一个马赫数最小单位增量的前一个进气道不启动状态，即为进气道启动临界状态，也是分离区的临界失稳状态，根据式(1.1)计算获取分离区的临界失稳状态的Si值Sic；

然后，根据此分离区的自持指数Si，判断此时的分离区自持能力的强弱；Sic是一个0到1之间的值，Si的取值范围处于Sic到1之间，Si值越大，表示分离区的自我调节能力和适应来流变化能力越强，进气道越难以启动；，Si值越小表示此时的分离区的自我调节能力和适应来流变化的能力越弱，进气道越容易启动。

说明书

技术领域

本发明属于高超声速进气道启动过程流动机理分析技术领域，具体涉及一种高超进气道不启动状态分离区自持能力定量分析方法。

背景技术

高超声速进气道是超燃冲压发动机的关键部件，它的主要作用就是为燃烧室提供持续、稳定、高质量的增压空气，保证燃烧室内的点火和燃烧顺利进行，整个发动机产生正推力。只有当高超声速进气道处于启动状态时，超燃冲压发动机才能按照设计要求正常工作。无论进气道的构型如何，处于不启动状态的共同特征，是内收缩段入口附近会出现流动分离区。大规模分离区在进气道的整个启动过程中，其移动变化规律是现象，力学平衡是分离区静态稳定的机理，而它自持稳定机制才是分离区能够适应来流动态变化，进行自我调节，维持进气道不启动状态，从而形成启动特性图上的双解区，造成流场变化迟滞的关键原因。

目前对进气道启动过程和不启动状态的分析，主要是针对来流马赫数、内收缩比、等一维影响参数方面；针对分离区的研究，也主要是针对其大小、形状、流场结构、移动变化规律等现象方面。系统地总结分离区的静态平衡原因、动态稳定机理以及定量评价分离区在某一来流和构型条件下的自持稳定能力，对于深化对高超声速进气道启动过程的认识，具有重要的理论和实践意义。

发明内容

本发明的目的是提供一种高超进气道不启动状态分离区自持能力定量分析方法，给出了一个用于定量评价进气道启动过程中分离区自持能力的参数及其计算公式——分离区自持指数，解决了在真实粘性流动条件下现有分析方法难以识别和判断分离区失稳临界状态的问题。

本发明所采用的技术方案是：一种高超进气道不启动状态分离区自持能力定量分析方法，具体步骤如下：

步骤1，根据空气动力学理论模型分析结果，提出分离区自持指数Si，Si的计算公式如下：

其中，PR表示分离激波在上壁面的反射激波的波后压力，PT表示分离区背风面高反压区起点压力，PS表示分离区背风面高反压区顶点压力；

步骤2，应用公式(1.1)对进气道启动过程中的分离区自持状态的自持指数Si进行计算；

步骤3，应用得到Si值对启动过程中，不同不启动状态下，对高超进气道不启动状态分离区的自持能力进行定量分析。

本发明的特点还在于：

步骤2具体按照以下步骤实施：

步骤2.1，对某一进气道构型及其内收缩比，根据kantrowitz极限关系式选取一个不启动来流马赫数对流场进行非定常数值模拟，获取一个初始化的不启动流场；

步骤2.2，利用非定常数值模拟，计算得到的不启动流场为初始条件，逐步提高来流马赫数，对该进气道整个加速启动过程的流场进行计算，提取底板压力曲线，从压力曲线中可以直接得到PT和PS，在流场计算结果中，可提取激波的波后压力PR，将PR、PT和PS代入式(1.1)计算获取每一个不启动状态下分离区的自持指数，直到进气道启动成功为止，确定实现进气道自启动的来流马赫数。

步骤2.1中所述kantrowitz极限关系式为：

其中Ai表示进气道入口面积，A*表示喉部面积，Ma∞表示来流马赫数，γ是气体定压比热Cp与等容比热Cv之比，空气的γ值通常取为1.40。

步骤2.2中所述马赫数以0.005到0.010为最小单位增量。

步骤3的具体定量分析方法为：

首先，在进气道自启动来流马赫数减去一个马赫数最小单位增量的前一个进气道不启动状态，即为进气道启动临界状态，也是分离区的临界失稳状态，根据式(1.1)计算获取分离区的临界失稳状态的Si值Sic；

然后，根据此分离区的自持指数Si，判断此时的分离区自持能力的强弱；Sic是一个0到1之间的值，而Si的取值范围处于Sic到1之间，Si值越大，表示分离区的自我调节能力和适应来流变化能力越强，进气道越难以启动；Si值越小表示此时的分离区的自我调节能力和适应来流变化的能力越弱，进气道越容易启动。

本发明的有益效果是：

(1)通过提出分离区自持指数这一动态的定量评价参数，解决了识别和判断真实粘性条件下分离区失稳临界状态的问题；

(2)分析总结了分离区静态力学平衡原因以及分离区背风面高反压产生的机理；

(3)分析总结了在来流条件变化的条件下，分离区能够自我调节，实现动态稳定的根本原因；

(4)通过本发明的分析方法，为目前的进气道辅助启动控制手段，指明了应控制的核心因素，就是针对性地控制分离区的自持指数，使其下降到临界失稳值，从而失稳消失，从而实现进气道启动。

附图说明

图1是本发明中分离区静态受力平衡示意图；

图2是本发明中分离区背风面高反压形成机理示意图；

图3是本发明中高超进气道不启动分离区自持状态底板典型沿程压力分布曲线。

图中，1.分离区迎风面压力，2.分离区背风面压力，3.分离区所受剪切应力，4.分离激波，5.反射激波，6.伪激波混合段增压区域，7.压升，8.总压升。

具体实施方式

下面结合附图以及具体实施方式对本发明进行详细说明。

本发明提供了一种高超进气道不启动状态分离区自持能力定量分析方法，具体步骤如下：

步骤1，根据空气动力学理论模型分析结果，提出分离区自持指数Si，Si的计算公式如下：

图3给出了进气道不启动状态下，分离区处于自持稳定状态的进气道底板压力沿程分布曲线的共同特征和样式：底板压力曲线首先保持水平，在分离区的分离点附近突增到某一高度，在分离区的迎风面(分离点到顶点之间)压力曲线在此高度保持水平，在分离区的顶点开始，压力曲线开始单调增加，直到再附点压力曲线达到最大值后才开始下降。

在图3中，纵坐标是p/p0是底板壁面沿流向某处的压力与来流静压之比，PR表示分离激波在上壁面的反射激波5的波后压力，PT表示分离区背风面高反压区起点压力，PS表示分离区背风面高反压区顶点压力。

步骤2，应用公式(1.1)对进气道启动过程中的分离区自持状态的自持指数Si进行计算；

首先，对某一进气道构型及其内收缩比，根据kantrowitz极限关系式1.2选取一个不启动来流马赫数对流场进行数值模拟，获取一个初始化的不启动流场，如图2所示。其中Ai表示进气道入口面积，A*表示喉部面积，Ma∞表示来流马赫数，γ是气体定压比热Cp与等容比热Cv之比，空气的γ值通常取为1.40。

然后，利用非定常数值模拟，计算得到的不启动流场为初始条件，以马赫数0.005到0.010为最小单位增量，逐步提高来流马赫数，对该进气道整个加速启动过程的流场进行计算，通过计算流体软件提取如图3所示的底板压力曲线，从压力曲线中可以直接得到PT和PS，在流场计算结果中，可提取反射激波5的波后压力PR，将PR、PT和PS代入式1.1计算获取每一个不启动状态下分离区的自持指数，直到进气道启动成功为止，确定实现进气道自启动的来流马赫数。

步骤3，应用得到Si值对启动过程中，不同不启动状态下，对高超进气道不启动状态分离区的自持能力进行定量分析。

例如，在某一流场计算结果中，根据对称面流场结构，观测如图2所示的此时的分离区形状、大小、长度、高度等宏观形态。

在进气道自启动来流马赫数减去一个马赫数最小单位增量的前一个进气道不启动状态，即为进气道启动临界状态，也是分离区的临界失稳状态。根据式1.1计算获取分离区的临界失稳状态的Si值Sic。

然后，根据此分离区的自持指数Si，判断此时的分离区自持能力的强弱；Sic是一个0到1之间的值，Si的取值范围处于Sic到1之间，Si值越大，表示分离区的自我调节能力和适应来流变化能力越强，进气道越难以启动；Si值越小表示此时的分离区的自我调节能力和适应来流变化的能力越弱，进气道越容易启动。

分离区的失稳临界值Sic是判断进气道启动临界状态的标志。启动进气道就是要针对性地控制分离区的Si值，使之下降到失稳临界值Sic，此时分离区已经对来流的轻微扰动都已经没有自我调节能力实现自持稳定，分离区失稳消失，进气道实现启动。

根据空气动力学理论模型分析结果，提出分离区自持指数Si的分析过程如下：

以不启动状态的分离区封闭区域为控制体，针对其静态平衡进行受力分析。如图1所示，分离区受到迎风面压力1，分离区背风面压力2和整个外轮廓上的分离区所受剪切应力3。因为分离区的流向是顺时针方向，主流给分离区的粘性力是沿流向方向，而且根据反作用力原理，壁面给分离区的摩擦力方向同样是沿流向方向，因此，分离区所受剪切应力3都是沿流向方向的。分离区的静态受力平衡，实际上就是分离区迎风面压力1与分离区所受剪切应力3之和在流向上的分量，等于背风面压力在流向上的分量。因为分离区所受剪切应力3比分离区迎风面压力1和分离区背风面压力2低三个数量级以上，分离区在进气道不启动状态下的静态受力平衡，实际上就是迎风面压力和背风面压力在流向上的合力为零。

在分离区静态受力平衡结论的基础上，进一步分析分离区背风面高反压产生的原因。由于分离区迎风面迎着来流方向，受到来流的冲击，受到较大的正压力比较容易理解，而在分离区在进气道内进入了自持状态，这时的来流马赫数和内收缩比是足以启动进气道的，进气道之所以维持不启动状态，主要是因为分离区的自我维持，换句话说，分离区之所以不能被来流方向的高速气流吹向下游，是由于其背风面受到高反压顶住了来流对分离区的推动力所造成的。如图2所示，不启动状态下分离区背风面轮廓与上壁面形成的实际内流道的伪激波混合段增压区域6，该伪激波混合段增压起始于分离区顶端，终止于分离区尾部，流道内存在超声速、亚声速混合段，主流区气流在伪激波段压力迅速上升，对分离区背风面形成了高反压，使分离区在水平方向形成了受力平衡，从而得以稳定存在。综上所述，本发明提出一个重要结论，支撑分离区水平方向静力学平衡的分离区背风面高反压是由分离区轮廓线和上壁面共同组成的实际流道中新压缩壁面中的伪激波混合段增压区域6造成的。

在分离区背风面高反压产生机理的基础上，进一步分析分离区能适应来流变化，进行自我调节，实现动态稳定的原因。其关键在于负反馈机制，即当来流参数发生变化时，分离区具备足够的自我调节能力，或者说自我调节余度，通过自身的移动和变化来实现从一个力学平衡状态转换到另外一个新的力学平衡状态。换句话说，当来流马赫数增加时，因为迎风面的压力势必增加，分离区的力学平衡有被破坏的趋势，分离区需要同时增加背风面的压力来维持其自身稳定存在，形成新的力学平衡，这就是自持稳定，是一个动态的过程。启动过程，实际上就是自持稳定被破坏的过程。

本发明提出了分离区自持指数Si(Self-sustaining Index)用于定量地评价启动过程中的分离区在某一马赫数下的自持能力，用自持指数，将分离区迎风面和背风面压力的平衡、压缩型面、来流参数、溢流量以及它们之间的反馈机制等各种影响因素统一起来，针对某一状态下分离区的未来趋势进行预测。

如图2所示，分离区背风面的高反压主要由两个部分来支撑，第一个部分是分离激波在上壁面的反射激波5，第二个部分是分离区背风面与上壁面构成的伪激波混合段增压区域6。如果来流参数发生了变化，分离区维持背风面高反压就是需要通过去调节这两个部分来实现。

大规模分离区是靠分离激波在上壁面的反射激波5维持自身存在的，实际上，伪激波混合段增压区域6的增压能力是一定的，可调节性差，而分离激波在上壁面的反射激波5的增压能力是能够随马赫数变化而变化的，可调节性强，所以分离区对来流的自适应主要是通过分离激波在上壁面的反射激波5来实现的。因此，在分离区背风面高反压区中，可以通过分析分离激波在上壁面的反射激波5所产生的压升占背风面高反压区总压升的比例，来定量的评价某一来流条件下分离区的自持能力的强弱。本发明提出分离区自持指数计算公式如下：

其中，Si是分离区自持指数，PR表示分离激波在上壁面的反射激波5的波后压力，PT表示分离区背风面高反压区起点压力，PS表示分离区背风面高反压区顶点压力。

如图3所示，易知，PR-PT为分离激波在上壁面的反射激波5带来的压升7，而PS-PT则是分离激波在上壁面的反射激波与伪激波混合增压区域共同产生的总压升8。分离区自持指数Si实际上就是激波增压在总增压中的所占比例，就是压升7与总压升8之比，因此，0<Si<1，它是一个0到1之间的参数，分离区自持指数Si越大，表示该状态下的分离区自持能力越强，分离区对来流参数的变化适应能力很强，此时的进气道下一刻进入启动状态的可能性较小；分离区自持指数Si越小，表示该状态下的分离区虽然处于力学平衡状态，但对下一刻来流变化的适应能力较弱，分离区自持能力较弱，分离区更接近于失稳状态，进气道更容易启动。分离区自持指数Si是一个变量，是表征在一定的内收缩型面下，一定的来流条件下，大规模分离区以当时的状态去适应未来变化的能力。在启动过程中，Si是不断变化的，当分离区接近于失稳临界状态，Si达到最小值。Si的最小值，对于某一个固定构型的进气道，是一定的，因此，该进气道在启动过程中分离区的失稳临界状态就是其Si达到最小值的状态。表明分离区对来流参数变化的适应能力已经大大减弱，已经没有足够的调节余度去升高背风面反压来匹配马赫数的增加带来的迎风面压力增加，此时的分离区虽然处于静力学平衡状态但极易被破坏。计算得到的临界失稳状态的分离区自持指数Si作为识别和判断该进气道分离区临界失稳状态的指标。分离区的宏观形态与其自持指数没有正比关系，有的分离区很大，其自持指数反而小，适应来流变化的能力低。这表明分离区自持指数作为定量分析分离区自持能力的一个重要动态参数，比分离区的一些宏观表象，更能揭示分离区在启动过程中变化发展的内在动力和本质原因。

一种高超进气道不启动状态分离区自持能力定量分析方法专利购买费用说明

Q：办理专利转让的流程及所需资料

A：专利权人变更需要办理著录项目变更手续，有代理机构的，变更手续应当由代理机构办理。

1：专利变更应当使用专利局统一制作的“著录项目变更申报书”提出。

2：按规定缴纳著录项目变更手续费。

3：同时提交相关证明文件原件。

4：专利权转移的，变更后的专利权人委托新专利代理机构的，应当提交变更后的全体专利申请人签字或者盖章的委托书。

Q:专利著录项目变更费用如何缴交

A：（1）直接到国家知识产权局受理大厅收费窗口缴纳,（2）通过代办处缴纳，（3）通过邮局或者银行汇款,更多缴纳方式

Q：专利转让变更，多久能出结果

A：著录项目变更请求书递交后，一般1-2个月左右就会收到通知，国家知识产权局会下达《转让手续合格通知书》。