本发明属于飞行器，具体涉及一种考虑多工况下综合性能的平面埋入式进气道以及优化方法。
背景技术：
1、与传统精确打击武器，如精确制导炸弹和巡航导弹相比，巡飞弹展现出了其独特的优势，如长时间的滞空能力、灵活多变的目标选择。这些特点使得巡飞弹成为了对战场关键节点和高价值目标实施精确打击的高效手段。
2、进气道的性能直接影响了发动机的推进效率与工作的稳定性，对喷气式巡飞弹的飞行性能有至关重要的作用。平面埋入式进气道能有效对进气道下游风扇叶片与压气机叶片产生遮挡作用，显著减小飞行器雷达散射面积，相较于常规s弯进气道，具有更优的隐身效果。
3、然而，由于平面埋入式进气道没有边界层隔道，且其唇口侧棱会对机身前部边界层产生卷吸作用，因此容易吸入飞行器前机身的低能边界层。这些能量较低的边界层进入进气道后，将使进气道内气流产生较大的畸变，降低了进气道的总压恢复系数，不利于发动机的稳定工作。因此，对平面埋入式进气道进行优化设计，有助于提升飞行器的隐身性能，提高发动机推进效率，扩展巡飞弹的飞行包线，具有重要的现实意义。
4、现有的对平面埋入式进气道的优化设计方法主要针对进气道在飞行器巡航状态下的性能。考虑到喷气式巡飞弹的任务需求，需要保证其在巡航状态下，进行机动动作以及受外界扰动时，发动机都能稳定工作。这就要求进气道不仅在巡航状态的设计点下，还要在不同的发动机工况以及外部流场条件(主要为迎角和侧滑角)下，都能有较小的进气畸变以及较大的总压恢复系数。因此，需要建立一种更全面的进气道气动性能评价方法，以衡量进气道在不同工作条件下的综合性能，并以进气道多工况下综合性能为目标对其进行优化设计。
技术实现思路
1、鉴于上述问题，本发明提供了一种考虑多工况下综合性能的平面埋入式进气道以及优化方法。解决了衡量进气道在巡航状态、不同发动机工况及外部流场条件(主要为迎角与侧滑角)下的综合性能差，对进气道多工况下综合性能进行改进时，没有较好的改进策略的问题。
2、本发明提供了一种考虑多工况下综合性能的平面埋入式进气道，包括唇口、进口导流段和扩压段；进口导流段设置于唇口和扩压段之间，进口导流段与扩压段的连接处为交界面一；扩压段与飞行器发动机入口相连处设置出口截面；唇口与飞行器机身连接处设置交界面二。
3、可选地，交界面二的截面面积与出口截面的截面面积之比为扩压比。
4、可选地，进口导流段的侧壁与进口导流段的轴线平行线的夹角为唇口侧棱角。
5、本发明还提供了一种考虑多工况下综合性能的平面埋入式进气道的优化方法，对前述的平面埋入式进气道进行优化，其特征在于，具体步骤如下：
6、s1.建立平面埋入式进气道的参数化曲面模型；
7、s2.初始化平面埋入式进气道的参数化曲面模型的参数；
8、其中，参数化曲面模型包括第一阶段模型参数和第二阶段模型参数；
9、s3.令k＝0，当k＝0时，为第一阶段的初始时刻；
10、s4.基于第k时刻的平面埋入式进气道的参数化曲面模型的参数和步骤s1的平面埋入式进气道的参数化曲面模型，生成第k时刻第一阶段平面埋入式进气道；对第k时刻平面埋入式进气道曲面模型进行网格划分获得第k时刻的第一阶段网格；
11、s5.基于步骤s4中第k时刻的第一阶段网格和第一阶段边界条件，对进气道进行气动数值仿真，得到第k时刻的流场在进气道的出口截面上各点处的流场数据；
12、s6.将s5所得的流场数据输入至仿真数据后处理模块，获得第k时刻的第一阶段评价指标；
13、s7.基于第一阶段评价指标判断第k时刻第一阶段平面埋入式进气道是否达到第一阶段优化目标，如果达到第一阶段优化目标，获得第一阶段优化后进气道，进入步骤s8，如果没有达到第一阶段优化目标，获得第k+1时刻的第一阶段模型参数，令k＝k+1，返回步骤s4；
14、s8.初始化第一阶段优化后进气道的第二阶段模型参数；
15、s9.令t＝0，当t＝0时，为第二阶段的初始时刻；
16、s10.基于第t时刻的第一阶段优化后进气道的第二阶段模型参数和步骤s1的平面埋入式进气道的参数化曲面模型，生成第t时刻第二阶段平面埋入式进气道；
17、s11.对第t时刻第二阶段平面埋入式进气道进行网格划分获得第t时刻的第二阶段网格；
18、s12.基于步骤s11中第t时刻的第二阶段网格和第二阶段边界条件，对进气道进行批量的气动数值仿真，得到对应边界条件和第t时刻的第二阶段网格下的进气道的出口截面上各点处的总压；
19、s13.将对应边界条件和第t时刻的第二阶段网格下的进气道的出口截面上各点处的总压输入至仿真数据后处理模块，后处理模块输出第t时刻的第二阶段进气道的评价指标；
20、s14.基于第二阶段进气道的评价指标，判断第t时刻的第二阶段进气道的性能是否达到第二阶段优化目标，如果达到第二阶段优化目标，获得优化后的平面埋入式进气道曲面模型，进入步骤s15，如果没有达到第二阶段优化目标，获得第t+1时刻的第一阶段优化后进气道的第二阶段模型参数，令t＝t+1，返回步骤s10；
21、s15.输出优化后的平面埋入式进气道曲面模型。
22、可选地，第一阶段模型参数包括扩压段中心线形状控制系数和扩压段截面积分布规律控制系数；
23、第二阶段模型参数包括唇口侧棱角和扩压比。
24、可选地，步骤s5中的第一阶段边界条件为飞行器巡航状态下进气道外界气体状态。
25、可选地，步骤s5中的流程数据为第k时刻的流场在进气道的出口截面上各点处的总压、动压以及进气道外部流场的远场自由流总压。
26、可选地，第k时刻的第一阶段评价指标包括进气道总压畸变指数dc60k与总压恢复系数prk。
27、可选地，平面埋入式进气道的参数化曲面模型的参数包括第一阶段进气道中心线表达式系数和扩压段面积分布规律表达式系数。
28、可选地，第二阶段评价指标包括第t时刻的第二阶段进气道的进气道设计点处性能指标、飞行器巡航状态时进气道的出口流量下考虑来流角变化的进气道性能指标和考虑发动机工况及来流状态变化的进气道稳定性指标。
29、与现有技术相比，本发明至少具有现如下有益效果：
30、1、本发明的优化方法中的进气道综合性能评价方法综合考虑了进气道在巡航状态、不同发动机工况及外部流场条件下的综合性能，可用于评估飞行器在巡航状态及进行机动动作时进气道综合性能，且该方法适用于不同外形的进气道。
31、2、本发明将平面埋入式进气道的优化过程分为以巡航状态下性能为优化目标的预优化阶段和以多种工况下综合性能为优化目标的全面优化阶段，缩小了设计空间的维数，节省了优化所需时间，提高了优化效率。
32、3、本发明的优化方法考虑了平面埋入式进气道的进气原理，针对唇口卷吸涡引起的进气道出口低总压区与扩压段分离引起的进气道出口低总压区对进气道气动性能的负面影响，将进气道唇口参数与扩压段参数相关联，实现考虑唇口形状与扩压段形状对进气道性能耦合影响的综合优化，可以实现对进气道性能的更全面的优化，提高了优化效果。
1.一种考虑多工况下综合性能的平面埋入式进气道，其特征在于，包括唇口、进口导流段和扩压段；进口导流段设置于唇口和扩压段之间，进口导流段与扩压段的连接处为交界面一；扩压段与飞行器发动机入口相连处设置出口截面；唇口与飞行器机身连接处设置交界面二。
2.根据权利要求1所述的平面埋入式进气道，其特征在于，交界面二的截面面积与出口截面的截面面积之比为扩压比。
3.根据权利要求1所述的平面埋入式进气道，其特征在于，进口导流段的侧壁与进口导流段的轴线平行线的夹角为唇口侧棱角。
4.一种考虑多工况下综合性能的平面埋入式进气道的优化方法，对前述权利要求1-3的平面埋入式进气道进行优化，其特征在于，具体步骤如下：
5.根据权利要求4所述的考虑多工况下综合性能的平面埋入式进气道的优化方法，其特征在于，
6.根据权利要求5所述的考虑多工况下综合性能的平面埋入式进气道的优化方法，其特征在于，步骤s5中的第一阶段边界条件为飞行器巡航状态下进气道外界气体状态。
7.根据权利要求5所述的考虑多工况下综合性能的平面埋入式进气道的优化方法，其特征在于，步骤s5中的流程数据为第k时刻的流场在进气道的出口截面上各点处的总压、动压以及进气道外部流场的远场自由流总压。
8.根据权利要求5所述的考虑多工况下综合性能的平面埋入式进气道的优化方法，其特征在于，第k时刻的第一阶段评价指标包括进气道总压畸变指数dc60k与总压恢复系数prk。
9.根据权利要求5所述的考虑多工况下综合性能的平面埋入式进气道的优化方法，其特征在于，平面埋入式进气道的参数化曲面模型的参数包括第一阶段进气道中心线表达式系数和扩压段面积分布规律表达式系数。
10.根据权利要求5所述的考虑多工况下综合性能的平面埋入式进气道的优化方法，其特征在于，第二阶段评价指标包括第t时刻的第二阶段进气道的进气道设计点处性能指标、飞行器巡航状态时进气道的出口流量下考虑来流角变化的进气道性能指标和考虑发动机工况及来流状态变化的进气道稳定性指标。
