本发明涉及冲压发动机的超声速进气道安全评估，具体涉及一种来流畸变影响下超声速进气道安全性能的评估方法。
背景技术：
1、超声速进气道和高超声速进气道是冲压、超燃冲压发动机乃至组合发动机的核心部件，对整个发动机推进系统的性能发挥至关重要。高超声速推进系统在其加速、加速爬升、下降等过程中存在极大的非线性，严重影响到发动机的整体性能。通常来说，高超飞行器发动机通过斜激波配置实现对气流的压缩，而气流的均匀性很少得到考量。从推进系统的研究历程来看，进气道普遍采用二元混压式设计，在进行进气道性能参数评估和设计时，通常将无限远来流视为均匀分布。随着进气道设计方法的演进，推进系统与飞行器机体的一体化成为研究趋势。为了突破传统构型的升阻比屏障，乘波体以及内转式进气道以其各自的优势有机组合成为飞行器前体与进气道一体化设计的重要研究方向。对于飞行器和发动机高度一体化的设计，传统采用均匀来流设计的进气道在实际应用到飞行过程中会对发动机乃至飞行器的工作性能造成极大影响。通常来说，进入进气道进口的无限远来流通过飞行器前体时，受到显著的偏转和边界层黏性影响，导致较明显的来流畸变程度。
2、进气道的安全性是影响发动机工作性能的重要参数。在高超声速飞行器宽域飞行的条件下，发动机进气道更容易进入不起动情况，进而导致发动机推力大幅下降甚至熄火。进气道是否处于起动状态制约着整个发动机体系的推力输出能力，因此必须在发动机性能分析的过程中考虑进气道安全边界。来流非均匀性在很大程度上影响着进气道的起动能力，因此有必要设计一种来流畸变影响下超声速进气道安全性能的评估方法。
3、目前对于超声速进气道来说，有较多实验和数值仿真针对来流畸变对进气道工作性能的研究，但是很少有针对进气道安全性的分析。
技术实现思路
1、本发明针对目前对于超声速进气道来说，有较多实验和数值仿真针对来流畸变对进气道工作性能的研究，但是缺少针对进气道安全性的分析的问题。
2、为解决上述技术问题本发明是通过以下技术方案实现的：一种来流畸变影响下超声速进气道安全性能的评估方法，所述评估方法包括以下步骤：
3、步骤一、选取三维进气道进口截面，提取沿x轴和y轴两个方向数据变化的进气道进口数据；其中x轴是进气道进口截面的纵向方向，y轴是进气道进口截面的横向方向；
4、步骤二、计算三维进气道来流畸变程度；
5、步骤三、定义三维进气道的安全裕度定量，所述安全裕度定量表示为激波串前缘与喉道的距离；
6、步骤四、获取不同来流非均匀度和背压对应的激波串前缘位置关系，并形成数据集；所述数据集用于将形成的三维进气道安全裕度与来流非均匀度的对应关系。完成对来流畸变影响下超声速进气道安全性能的评估。
7、进一步的，提供一种优选实施方式，步骤二中计算三维进气道来流畸变程度的方法为：
8、
9、其中，i为对进口截面进行网格离散化后，三维进气道进口截面x轴方向的第i个网格编号，j为三维进气道进口截面y轴方向的第j个网格编号，xi为第i个编号对应的x轴上位置，yj为第j个编号对应的y轴上位置，σ(x,y)为xi、yi对应网格位置的来流参数值，例如，压力、马赫数或温度，δσ(x,y)为xi、yi对应网格位置的来流相对于平均参数的差异值，为整个进气道进口截面对各个网格位置来流参数值的平均计算结果。
10、进一步的，提供一种优选实施方式，步骤三中安全裕度定量表示为激波串前缘与喉道的距离的表示方法为：
11、
12、其中，ξ为稳定裕度，lshock为激波串长度，即为激波串前缘到进气道出口的距离，linlet为进气道有效长度，即为进气道喉道到进气道出口的距离。
13、进一步的，提供一种优选实施方式，步骤四中利用udf函数构造不同来流非均匀度的来流进口分布。
14、进一步的，提供一种优选实施方式，选取来流非均匀度0％、5％、10％、15％、20％、25％的6个非均匀度。
15、进一步的，提供一种优选实施方式，步骤四中形成的数据集表示为：
16、lshock＝f(σ,p)
17、其中，σ来流非均匀度的表征，p为进气道背压的表征。
18、方案二、一种来流畸变影响下超声速进气道安全性能的评估模块，所述评估模块，通过方案一中步骤四所述的数据集形成查表模块，并将所述查表模块导入到高超声速推进系统的数学模型中。
19、进一步的，提供一种优选实施方式，高超声速推进系统对进气道安全裕度通过下式表示，
20、m＝f(σ,ma,h,a,x1,x2,...,xn)
21、其中，ma，h，a分别为发动机的来流马赫数，飞行高度和飞行攻角，x1,x2,...,xn为发动机调节变量。
22、方案三、计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，当所述处理器运行所述存储器存储的计算机程序时，所述处理器执行方案一中任意一项所述的方法。
23、方案四、计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现方案一中任一项所述的方法的步骤。
24、本发明的有益之处在于：
25、本发明提供了一种考虑来流畸变的进气道安全性能评估方法。利用本发明所述的方法可以依次实现对发动机来流畸变程度的表征、考虑来流畸变的进气道激波串前缘位置监测、考虑来流畸变的进气道安全裕度评估方法。
26、本发明所述的方法得到的进气道安全性能分析，相较于现有其他技术，额外考虑了非均匀对进气道安全性的评估维度。在飞行器-发动机一体化，来流非均匀度很高的情况下，仍然保证发动机的判断指标合理，进而确保发动机整机可靠运行在安全界线以上。
27、本发明还适用于高超声速推进系统的数学模型中。
1.一种来流畸变影响下超声速进气道安全性能的评估方法，其特征在于，所述评估方法包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述的来流畸变影响下超声速进气道安全性能的评估方法，其特征在于，步骤二中计算三维进气道来流畸变程度的方法为：
3.根据权利要求1所述的来流畸变影响下超声速进气道安全性能的评估方法，其特征在于，步骤三中安全裕度定量表示为激波串前缘与喉道的距离的表示方法为：
4.根据权利要求1所述的来流畸变影响下超声速进气道安全性能的评估方法，其特征在于，步骤四中利用udf函数构造不同来流非均匀度的来流进口分布。
5.根据权利要求4所述的来流畸变影响下超声速进气道安全性能的评估方法，其特征在于，选取来流非均匀度0％、5％、10％、15％、20％、25％的6个非均匀度。
6.根据权利要求1所述的来流畸变影响下超声速进气道安全性能的评估方法，其特征在于，步骤四中形成的数据集表示为：
7.一种来流畸变影响下超声速进气道安全性能的评估模块，其特征在于，所述评估模块，通过权利要求1步骤四中所述的数据集形成查表模块，并将所述查表模块导入到高超声速推进系统的数学模型中。
8.根据权利要求7所述的来流畸变影响下超声速进气道安全性能的评估模块，其特征在于，高超声速推进系统对进气道安全裕度通过下式表示，
9.计算机设备，其特征在于，包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，当所述处理器运行所述存储器存储的计算机程序时，所述处理器执行权利要求1至6中任意一项所述的方法。
10.计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现权利要求1至6中任一项所述的方法的步骤。
