專利名稱：高超飛行器前緣非對稱設(shè)計(jì)方法
技術(shù)領(lǐng)域：
一種高超聲速飛行器前緣非對稱設(shè)計(jì)方法，屬于高超聲速飛行器設(shè)計(jì)技術(shù)領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
高超聲速飛行是指馬赫數(shù)大于5的飛行，它的發(fā)展涉及國家安全與和平利用空 間，是目前國際競相爭奪的空間技術(shù)之一。飛行器在大氣層內(nèi)高速飛行時(shí)，由于激波壓縮和 粘性阻滯，其巨大的動(dòng)能轉(zhuǎn)化為內(nèi)能，致使氣體溫度升高，在壁面附近形成高溫區(qū)和高溫度 梯度區(qū)，高溫氣體不斷向低溫壁面?zhèn)鳠?，產(chǎn)生很強(qiáng)的氣動(dòng)加熱，對飛行器的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、剛度 帶來嚴(yán)峻的挑戰(zhàn)，直接威脅飛行器的正常工作。因此氣動(dòng)加熱問題是實(shí)現(xiàn)高超聲速飛行必 須面對和解決的問題。高超飛行器前緣結(jié)構(gòu)厚度小，工作環(huán)境惡劣，壁面附近氣流溫度高，氣動(dòng)加熱嚴(yán) 重，必須進(jìn)行鈍化處理。前緣鈍化勢必改變局部波系結(jié)構(gòu)，影響波后附面層的發(fā)展與分布， 進(jìn)而影響推進(jìn)系統(tǒng)的性能，因此前緣鈍化的方式方法值得深入研究。目前高超飛行器前緣主要采用對稱構(gòu)型的圓進(jìn)行鈍化處理，其結(jié)構(gòu)相對簡單，便 于設(shè)計(jì)與加工，有一定熱防護(hù)效果，但其對推進(jìn)系統(tǒng)性能影響較大。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的旨在彌補(bǔ)高超飛行器前緣采用對稱鈍化時(shí)存在的不足，提出一種高 超飛行器前緣非對稱設(shè)計(jì)方法，大幅降低前緣的熱流峰值，提高高超推進(jìn)系統(tǒng)的性能。本發(fā)明的技術(shù)解決方案—種高超聲速飛行器前緣非對稱構(gòu)型設(shè)計(jì)方法，其特征包括唇罩前緣非對稱構(gòu)型 設(shè)計(jì)步驟與壓縮面前緣非對稱構(gòu)型設(shè)計(jì)步驟；(A)唇罩前緣⑴非對稱構(gòu)型設(shè)計(jì)步驟為a.在相互平行的唇罩前緣第一型線與唇罩前緣第四型線之間作輔助線，該輔助線 垂直于唇罩前緣第一型線唇罩前緣第四型線；b.以半徑d的圓對輔助線與唇罩前緣第一型線進(jìn)行倒圓，得到輔助圓弧，其 中d為相互平行的唇罩前緣第一型線與唇罩前緣第四型線的垂直距離即唇罩厚度；c.以半徑為IY的圓對輔助圓弧與唇罩前緣第四型線進(jìn)行倒圓，得到唇罩前緣第二 型線和唇罩前緣第三型線；其中唇罩前緣第二型線的圓弧半徑&與唇罩前緣第三型線的圓弧半徑ιγ滿足 0. 06 < rL/RL < 0. 2與前緣對稱構(gòu)型相比，激波入射條件下能夠有效減小唇罩前緣壁面熱 流峰值。(B)壓縮面前緣(2)非對稱構(gòu)型設(shè)計(jì)步驟為a.根據(jù)總體要求的前緣鈍化半徑Rd對壓縮面前緣采用倒圓的方式進(jìn)行對稱鈍化 設(shè)計(jì)，確定前緣點(diǎn)；b.過此前緣點(diǎn)作垂直于壓縮面前緣第一型線與壓縮面前緣第四型線角平分線的輔助線，輔助線長度為J-Z^^lcoSj-tanj)，其中α為壓縮面前緣第一型線與壓縮 面前緣第四型線的夾角；d.對壓縮面前緣第四型線與輔助線以半徑Re倒圓，得到壓縮面前緣第三型線，其
中= i*tan(45° +，壓縮面前緣第二型線與壓縮面前緣第三型線相切；其中壓縮面前緣第二型線的圓弧半徑r。與壓縮面前緣第三型線的圓弧半徑Rc滿 足0<r。/R。< 1，與前緣對稱構(gòu)型相比，能夠大幅減小高超聲速進(jìn)氣道的總壓損失，增大進(jìn) 氣道的捕獲流量，提高整個(gè)高超推進(jìn)系統(tǒng)的性能。本發(fā)明的工作原理是通過對高超飛行器前緣進(jìn)行非對稱鈍化處理，改變前緣局 部流場結(jié)構(gòu)以及流場參數(shù)特別是氣流溫度和波后壓縮面附面層分布，減小近壁處溫度梯度 和壓縮面附面層厚度，從而達(dá)到減弱氣動(dòng)加熱強(qiáng)度降低壁面熱流密度和改善推進(jìn)系統(tǒng)性能 的目的。高超聲速飛行器前緣采用非對稱構(gòu)型設(shè)計(jì)是合理利用氣動(dòng)型面設(shè)計(jì)改變流場結(jié) 構(gòu)，從而降低前緣熱流峰值和改善推進(jìn)系統(tǒng)性能，是一種新型有效的前緣鈍化方法。


附圖1是本發(fā)明的高超聲速飛行器唇罩前緣非對稱構(gòu)型。附圖2是本發(fā)明的高超聲速飛行器壓縮面前緣非對稱構(gòu)型。附圖3是高超飛行器唇罩前緣采用圓進(jìn)行鈍化時(shí)，即IVX = 0. 5，氣動(dòng)加熱最嚴(yán) 重時(shí)流場的馬赫數(shù)圖譜，圖中M表示馬赫數(shù)，以下相同。附圖4是高超飛行器唇罩前緣采用非對稱鈍化構(gòu)型，IVX = 0.2，氣動(dòng)加熱最嚴(yán)重 時(shí)流場的馬赫數(shù)圖譜。附圖5是高超飛行器唇罩前緣采用非對稱鈍化構(gòu)型，rL/RL = 0. 33，氣動(dòng)加熱最嚴(yán) 重時(shí)流場的馬赫數(shù)圖譜。附圖6是激波入射條件下，高超飛行器唇罩前緣壁面最大熱流峰值隨IVX的變 化。附圖7是二元高超聲速進(jìn)氣道型面。附圖8是高超飛行器壓縮面前緣采用非對稱鈍化構(gòu)型，rc/Rc = 0. 11，高超聲速飛 行器進(jìn)氣道總壓分布圖。附圖9是高超飛行器壓縮面前緣采用圓形對稱鈍化構(gòu)型，r。/R。= 1，高超聲速飛行 器進(jìn)氣道總壓分布圖。附圖10是高超飛行器壓縮面前緣采用非對稱鈍化構(gòu)型，rc/Rc = 4，高超聲速飛行 器進(jìn)氣道總壓分布圖。附圖11是高超聲速進(jìn)氣道壓縮面前緣采用非對稱鈍化構(gòu)型，其總壓恢復(fù)相對于 壓縮面前緣不采取鈍化時(shí)的相對變化量隨的變化。附圖12是高超聲速進(jìn)氣道壓縮面前緣采用非對稱鈍化構(gòu)型，其流量系數(shù)相對于 前緣不采取鈍化時(shí)的相對變化量隨的變化。附圖13是高超聲速進(jìn)氣道壓縮面前緣采用非對稱鈍化構(gòu)型，其總壓恢復(fù)相對于 前緣采取圓形對稱鈍化時(shí)的相對變化量隨的變化。
附圖14是高超聲速進(jìn)氣道壓縮面前緣采用非對稱鈍化構(gòu)型，其流量系數(shù)相對于 前緣采取圓形對稱鈍化時(shí)的相對變化量隨的變化。圖中標(biāo)號(hào)名稱1、唇罩前緣，2、壓縮面前緣，3、唇罩前緣第一型線，4、唇罩前緣第 二型線，5、唇罩前緣第三型線，6、唇罩前緣第四型線，7、壓縮面前緣第一型線，8、壓縮面前 緣第二型線，9、壓縮面前緣第三型線，10、壓縮面前緣第四型線。
具體實(shí)施例方式圖1、2分別給出了唇罩前緣1相互平行的唇罩前緣第一型線3與唇罩前緣第四型 線6垂直距離即唇罩厚度d保持不變和壓縮面前緣2的唇罩前緣第一型線7與唇罩前緣第 四型線10夾角α以及前緣點(diǎn)前后位置保持不變的兩種前緣非對稱鈍化構(gòu)型，由圖可知本 發(fā)明_高超聲速飛行器前緣非對稱鈍化構(gòu)型主要是對前緣進(jìn)行氣動(dòng)型面設(shè)計(jì)，唇罩前緣1 非對稱構(gòu)型特征主要由唇罩前緣第一型線3、唇罩前緣第二型線4、唇罩前緣1三型線5和 唇罩前緣第四型線6四部分構(gòu)成，其中唇罩前緣第一型線3與唇罩前緣第二型線4相切，唇 罩前緣第二型線4與唇罩前緣第三型線5相切，唇罩前緣第三型線5與唇罩前緣第四型線 6相切。壓縮面前緣2非對稱構(gòu)型特征主要由壓縮面前緣第一型線7、壓縮面前緣第二型線 8、壓縮面前緣第三型線9和壓縮面前緣第四型線10四部分構(gòu)成，其中壓縮面前緣第一型線 7與壓縮面前緣第二型線8相切，壓縮面前緣第二型線8與壓縮面前緣第三型線9相切，壓 縮面前緣第三型線9與壓縮面前緣第四型線10相切。唇罩前緣第二型線4、唇罩前緣第三 型線5與壓縮面前緣第二型線8、壓縮面前緣第三型線9可以采用圓弧、橢圓等。唇罩前緣 第二型線4與唇罩前緣第三型線5的尺寸和壓縮面前緣第二型線8與壓縮面前緣第三型線 9的尺寸決定高超飛行器前緣構(gòu)型的非對稱度，影響流場結(jié)構(gòu)和熱流大小，因此其尺寸要合 理選取。唇罩前緣1構(gòu)型設(shè)計(jì)步驟作垂直于相互平行的唇罩前緣第一型線3與唇罩前緣 第四型線6的輔助線；以半徑& = d的圓對輔助線與唇罩前緣第一型線3進(jìn)行倒圓，得到 輔助圓?。灰园霃綖棣搔玫膱A對輔助圓弧與唇罩前緣第四型線6倒圓，得到唇罩前緣第二型 線4和唇罩前緣第三型線5。其中唇罩前緣第二型線4的圓弧半徑&與唇罩前緣第三型線 5的圓弧半徑滿足0. 06 < rL/RL < 0. 2，與前緣對稱構(gòu)型相比，激波入射條件下能夠有效 減小壁面熱流峰值。壓縮面前緣2構(gòu)型設(shè)計(jì)步驟根據(jù)總體要求的前緣鈍化半徑Rd對壓縮面前緣2采 用倒圓的方式進(jìn)行對稱鈍化處理，確定前緣點(diǎn)；過此前緣點(diǎn)作垂直于壓縮面前緣第一型線 7與壓縮面前緣第四型線10角平分線的輔助線；以半徑為r。的圓對壓縮面前緣第一型線7 與輔助線倒圓，得到壓縮面前緣第二型線8 ；對壓縮面前緣第四型線10與輔助線以半徑為 Rc的圓進(jìn)行倒圓處理，得到壓縮面前緣第三型線9，并且壓縮面前緣第二型線8與壓縮面前 緣第三型線9相切。其中壓縮面前緣第二型線8的圓弧半徑與壓縮面前緣第三型線9的 圓弧半徑Re滿足0 <r。/R。< 1，與前緣對稱構(gòu)型相比，能夠大幅減小高超聲速進(jìn)氣道的總 壓損失，增大進(jìn)氣道的流量捕獲，提高整個(gè)高超推進(jìn)系統(tǒng)的性能。應(yīng)用實(shí)例1比較激波入射條件下唇罩前緣采用圓形鈍化構(gòu)型和本發(fā)明非對稱鈍化構(gòu)型壁面 熱流密度的大小。唇罩前緣非對稱鈍化構(gòu)型前緣第二型線型線3與前緣第三型線4采用圓弧，其中Α/Χ是個(gè)關(guān)鍵設(shè)計(jì)參數(shù)，采用圖1所示前緣鈍化方法，唇罩厚度d = 76. 2mm。比 較不同Α/Χ對壁面最大熱流峰值的影響。來流條件為自由來流馬赫數(shù)Ma = 8. 03，來流靜溫Ttl = 122. 11K，來流靜壓P。= 840. 2Pa。氣流轉(zhuǎn)折角δ = 12.5°，比熱比Y = 1. 364，采用等溫壁面Twall = 294. 4Κ。采用數(shù)值仿真的方法，通過上下移動(dòng)激波入射位置分別得到圓形鈍化構(gòu)型和本發(fā) 明非對稱鈍化構(gòu)型的最大熱流峰值及其流場。圖3 5分別為rL/RL = 0. 5 (圓形對稱鈍化構(gòu)型)、rL/RL = 0. 2、rL/RL = 0. 33對 應(yīng)的流場馬赫數(shù)等值圖譜，從圖可以看出圓形構(gòu)型和非對稱構(gòu)型流場結(jié)構(gòu)有所不同。圓形 構(gòu)型的流場在亞音區(qū)“1”區(qū)和“2”區(qū)之間存在兩剪切層分割出的超音流管“3”區(qū)和“4”區(qū)， 超音流在近壁處以一道正激波結(jié)尾，形成很強(qiáng)的氣動(dòng)加熱；IVX = 0. 2時(shí)，非對稱構(gòu)型流場 依然存在亞音區(qū)“1”區(qū)和“2”區(qū)以及剪切層與第一道反射激波之間的超音區(qū)“3”區(qū)，但是 第二道反射激波受壁面影響較大，激波增強(qiáng)，波后“4”區(qū)為亞音區(qū)，降低了壁面溫度梯度； 隨著Α/Χ的增大，當(dāng)ινΧ = 0. 33時(shí)的前緣構(gòu)型流場結(jié)構(gòu)與圓形相似，氣動(dòng)加熱加劇，圖5 所示。圖6給出了不同IVX的壁面最大熱流峰值，其中IVX = 0. 5表示圓形對稱鈍化 構(gòu)型，從圖可以看出IVX影響壁面熱流峰值的大小。與圓形對稱構(gòu)型相比，0.06 <ινΧ < 0. 2，非對稱構(gòu)型能夠大幅降低壁面的最大熱流峰值，獲得較好的熱防護(hù)效果。應(yīng)用實(shí)例2設(shè)計(jì)了一二元高超聲速進(jìn)氣道，采用數(shù)值仿真的方法得到了進(jìn)氣道的流場和性 能，比較了不同壓縮面前緣鈍化構(gòu)型對進(jìn)氣道性能的影響。進(jìn)氣道外壓段采用一級(jí)壓縮，進(jìn)氣道尺寸如圖7所示，其中長度單位為毫米。來流條件為飛行高度27Km，自由來流馬赫數(shù)Ma = 6. 5，來流靜溫Ttl = 216. 65K， 來流靜壓P。= 1880Pa、比熱比γ =1.4。壓縮面前緣分別采用對稱和非對稱構(gòu)型鈍化。非對稱鈍化采用圖2方式，前緣點(diǎn) 位置為采用半徑Rd = 7mm的圓弧進(jìn)行對稱鈍化時(shí)的前緣點(diǎn)。圖8 10分別給出了 rc/Rc = 0. 11、rc/Rc = 1 (圓形對稱鈍化構(gòu)型)、rc/Rc = 4 即前緣靠近壓縮面一側(cè)圓弧半徑逐漸增大時(shí)的進(jìn)氣道總壓分布圖譜，其中r。/R。= 1表示時(shí) 前緣采用Rd = 7mm的圓弧進(jìn)行對稱鈍化。從圖可以看出隨著r。/R。增大，熵層厚度(附面 層)逐漸增厚，意味著總壓損失逐漸增大；外壓段壓縮面產(chǎn)生的斜激波逐漸上抬遠(yuǎn)離進(jìn)氣 道唇罩，導(dǎo)致捕獲流量的減小。圖11、12分別給出了相對于第一級(jí)壓縮面前緣不采取鈍化即保持尖角時(shí)，前緣鈍 化后進(jìn)氣道出口總壓恢復(fù)系數(shù)和流量系數(shù)的相對變化量，從圖可以看出前緣鈍化處理后進(jìn) 氣道總壓損失增大，流量系數(shù)減小，并且隨著r。/R。增大，總壓損失逐漸增大，流量系數(shù)逐漸 減小，推進(jìn)系統(tǒng)性能逐漸惡化。出于熱防護(hù)的需要，高超飛行器前緣不宜保持尖角，需要采取鈍化處理。圖13、14 給出了相對于圓形對稱鈍化即r。/R。= 1時(shí)，高超聲速進(jìn)氣道性能隨著r。/R。的變化規(guī)律。 可以看出隨著rc/Rc的增大，進(jìn)氣道總壓損失逐漸增大，流量系數(shù)逐漸減??；當(dāng)rc/Rc < 1時(shí) 高超進(jìn)氣道總壓損失小于圓形對稱鈍化構(gòu)型，流量系數(shù)大于圓形對稱鈍化構(gòu)型，當(dāng)rc/Rc > 1時(shí)高超進(jìn)氣道總壓損失大于圓形對稱鈍化構(gòu)型，流量系數(shù)小于圓形對稱鈍化構(gòu)型。因此相對于圓形對稱鈍化構(gòu)型，0 < rc/Rc < 1時(shí)高超聲速進(jìn)氣道性能較好。
權(quán)利要求
一種高超聲速飛行器前緣非對稱構(gòu)型設(shè)計(jì)方法，其特征包括唇罩前緣(1)非對稱構(gòu)型設(shè)計(jì)步驟與壓縮面前緣(2)非對稱構(gòu)型設(shè)計(jì)步驟；(A)唇罩前緣(1)非對稱構(gòu)型設(shè)計(jì)步驟為a.在相互平行的唇罩前緣第一型線(3)與唇罩前緣第四型線(6)之間作輔助線，該輔助線垂直于唇罩前緣第一型線(3)與唇罩前緣第四型線(6)；b.以半徑RL＝d的圓對輔助線與唇罩前緣第一型線(3)進(jìn)行倒圓，得到輔助圓弧，其中d為相互平行的唇罩前緣第一型線(3)與唇罩前緣第四型線(6)的垂直距離即唇罩厚度；c.以半徑為rL的圓對輔助圓弧與唇罩前緣第四型線(6)進(jìn)行倒圓，得到唇罩前緣第二型線(4)和唇罩前緣第三型線(5)；其中唇罩前緣第二型線(4)的圓弧半徑RL與唇罩前緣第三型線(5)的圓弧半徑rL滿足0.06＜rL/RL＜0.2；(B)壓縮面前緣(2)非對稱構(gòu)型設(shè)計(jì)步驟為a.根據(jù)總體要求的前緣鈍化半徑Rd對壓縮面前緣采用倒圓的方式進(jìn)行對稱鈍化設(shè)計(jì)，確定前緣點(diǎn)；b.過此前緣點(diǎn)作垂直于壓縮面前緣第一型線(7)與壓縮面前緣第四型線(10)角平分線的輔助線，輔助線長度為其中α為壓縮面前緣第一型線(7)與壓縮面前緣第四型線(10)的夾角；c.對壓縮面前緣第一型線(7)與輔助線以半徑rC倒圓，得到壓縮面前緣第二型線(8)，其中d.對壓縮面前緣第四型線(10)與輔助線以半徑RC倒圓，得到壓縮面前緣第三型線(9)，其中壓縮面前緣第二型線(8)與壓縮面前緣第三型線(9)相切；其中壓縮面前緣第二型線(8)的圓弧半徑rC與壓縮面前緣第三型線(9)的圓弧半徑RC滿足0＜rC/RC＜1。FSA00000187559400011.tif,FSA00000187559400012.tif,FSA00000187559400013.tif
全文摘要
一種高超聲速飛行器前緣非對稱設(shè)計(jì)方法，屬于高超飛行器設(shè)計(jì)技術(shù)領(lǐng)域，其特征包括唇罩前緣(1)與壓縮面前緣(2)設(shè)計(jì)步驟。唇罩前緣設(shè)計(jì)步驟作垂直于相互平行的第一、第四型線的輔助線；以RL＝d對輔助線與第一型線倒圓，得輔助圓??；以rL對輔助圓弧與第四型線倒圓，得第二、第三型線。壓縮面前緣設(shè)計(jì)步驟對壓縮面前緣倒圓，確定前緣點(diǎn)；過前緣點(diǎn)作垂直于第一、第四型線角平分線的輔助線；以rC對第一型線與輔助線倒圓，得第二型線；以RC對第四型線與輔助線倒圓，得與第二型線相切的第三型線。與對稱構(gòu)型相比，0.06＜rL/RL＜0.2，唇罩前緣熱流峰值最大降低27.4％；壓縮面前緣滿足0＜rC/RC＜1，進(jìn)氣道總壓恢復(fù)最大提高11.6％，捕獲流量最大增加6.29％。
文檔編號(hào)B64F5/00GK101885380SQ20101022546
公開日2010年11月17日 申請日期2010年7月13日 優(yōu)先權(quán)日2010年7月13日
發(fā)明者王衛(wèi)星, 謝旅榮, 郭榮偉 申請人:南京航空航天大學(xué)