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技术方案

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

【技术实现步骤摘要】
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


[0001]本专利技术涉及飞行模拟相关
，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。

技术介绍

[0002]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。
[0003]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。

技术实现思路

[0004]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：
[0005]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。
[0006]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。
[0007]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。
[0008]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。
[0009]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。
[0010]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。
[0011]本公开实例性的提供了一种无量纲参数，包括：无量纲偏距[e]、无量纲轴向长度[L]、无量纲扩张度[d2]，其中：
[0012][0013]其中，e为气动进口截面偏距，L为气动进口截面长度，d1为进气道进口直径，d2为进气道出口直径。
[0014]本公开提供的无量纲偏距[e]、无量纲轴向长度[L]、无量纲扩张度[d2]在后续数据处理阶段较为方便，且可以应用到后续进气道对发动机稳定性影响的分析模型中。
[0015]本公开实例性的提供了一种无量纲参数组合，为：[e]k
[L]m
[d2]n
；其中，k 的取值为1至4，m的取值为
‑
3至2，n的取值为1
‑
4。该无量纲数组合可以作为旋流模式的一个判据。
[0016]本公开提供的一种评估S形进气道对压气机稳定性影响的方法，还包括：根据无量纲参数，模拟还原气动进口截面总压场。
[0017]本公开示例性的提供了一种模拟还原气动进口截面总压场的方法，包括：
[0018](1)根据低压区范围特征，在流道内划定经曲线族和纬曲线族；其中，低压区范围特征为：根据在针对行业标准实验中测量得到的进口截面的低压区范围特征。
[0019](2)根据总压云图特征，选择上低压区和下低压区的低压特征点，以低压特征点处总压值为参考值分别给定上低压区和下低压区总压亏损强度；
[0020](3)选定横向、纵向控制线，从而给定总压分布规律，得到各控制点的总压取值；
[0021](4)将各控制点的总压取值映射回经纬系下，插值绘制云图，得到模拟还原气动进口截面总压场。
[0022]本公开根据AIP截面总压畸变特征即上、下两个低总压区的影响范围与强度的变化，通过这些关键评估指标，即可用这些关键评估指标直接模拟还原出 AIP截面总压场。从而解决现有技术存在的畸变程度指标不具有唯一描述性这一技术问题。
[0023]本公开还提供了一种评估S形进气道对压气机稳定性影响的系统，包括输入模块、分析模块、输出模块、储存模块。其中，输入模块接收系统外信息后向分析模块输入信息，分析模块根据接收的输入信息采用上述评估S形进气道对压气机稳定性影响的方法对输入信息进行分析处理后得到输出信息，输出模块接收分析模块的输出信息并向系统外输出该信息，输出信息至少包括卧式三轴液压飞行转台外框重力矩和摩擦力矩信息，储存模块用于
储存预设需要储存的信息。
[0024]本公开还提供了一种评估S形进气道对压气机稳定性影响的设备，包括存储器、处理器，所述存储器存储有可在处理器上运行的计算机程序。其中，处理器执行所述程序时实现上述评估S形进气道对压气机稳定性影响的方法中的步骤。
[0025]本公开还提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序。该计算机程序被处理器执行时实现上述评估S形进气道对压气机稳定性影响的方法中的步骤。
[0026]本公开至少具有以下优点之一：
[0027]1.本公开解决了畸变流场与进气道几何之间无法有效联系这一技术问题，利用分区计算的方法建立流场畸变强度和进气道几何之间的模型关系。
[0028]2.本公开解决了畸变程度的唯一性描述这一技术问题，不仅通过本专利技术提出的指标参数能够衡量畸变强度，还能有效还原具体的畸变图谱和旋流形式。
[0029]3.本公开本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.评估S形进气道对压气机稳定性影响的方法，其特征在于，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。2.根据权利要求1所述评估S形进气道对压气机稳定性影响的方法，其特征在于，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。3.根据权利要求1所述评估S形进气道对压气机稳定性影响的方法，其特征在于，所述无量纲参数包括：无量纲偏距[e]、无量纲轴向长度[L]、无量纲扩张度[d2]，其中：其中，e为气动进口截面偏距，L为气动进口截面长度，d1为进气道进口直径，d2为进气道出口直径。4.根据权利要求3所述评估S形进气道对压气机稳定性影响的方法，其特征在于，所述无量纲参数组合为：[e]
k
[L]
m
[d2]
n
；其中，k的取值为1至4，m的取值为
‑
3至2，n的取值为1
‑
4。5.根据权利要求1所述评估S形进气道对压气机稳定性影响的方法，其特征在于，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，包括：根据调整得到的无量纲参数，模拟...

【专利技术属性】
技术研发人员：董旭，李真宇，孙大坤，孙晓峰，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：