本發(fā)明涉及飛行器設(shè)計(jì)領(lǐng)域，尤其是一種高超聲速進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)方法。

背景技術(shù)：

高超聲速進(jìn)氣道承擔(dān)著捕獲來流、壓縮來流并向燃燒室提供所需流量、品質(zhì)氣流的功能，其工作效率及運(yùn)行能力是涉及到發(fā)動(dòng)機(jī)能否有效工作的關(guān)鍵環(huán)節(jié)。另一方面，高超聲速進(jìn)氣道外部壓縮面作為飛行器氣動(dòng)力及力矩的重要貢獻(xiàn)部分，其升阻力特性也對(duì)飛行器的運(yùn)載能力、操控性能等起著舉足輕重的作用。

根據(jù)進(jìn)氣道與前體的布局以及壓縮面形狀，高超聲速進(jìn)氣道一般可以分為腹部進(jìn)氣、兩側(cè)進(jìn)氣和頭部進(jìn)氣三大類，其中腹部進(jìn)氣布局是當(dāng)前國(guó)際上各類高超聲速試飛器樂于采用的主流方案，如美國(guó)的x-43a和x-51a、德國(guó)的japhar，法國(guó)的lea等飛行器。從當(dāng)前已研究的方案來看，腹部進(jìn)氣布局進(jìn)氣道/前體方案的具體形式多樣，例如：根據(jù)飛行器前體的前緣形狀，可分為平直前緣、弧形前緣、尖前緣等形式；根據(jù)壓縮面的特點(diǎn)，又可分為二元壓縮面、部分錐形壓縮面、乘波壓縮面等形式；而根據(jù)進(jìn)氣道的側(cè)板形式，則又可分為平直側(cè)板、后掠側(cè)板、前掠側(cè)板等方案。

鑒于腹部進(jìn)氣布局的高超聲速進(jìn)氣道外部壓縮型面對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)與飛行器內(nèi)外流特性等的影響層面廣，且設(shè)計(jì)過程中需要考慮的因素和參數(shù)也較多，為此急需要發(fā)展一種與飛行器前體一體化的腹部高超聲速進(jìn)氣道外部壓縮面設(shè)計(jì)方法。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明提供一種適用于腹部進(jìn)氣布局，與飛行器前體一體化的高超聲速進(jìn)氣道外部壓縮面設(shè)計(jì)方法，能夠快速完成進(jìn)氣道外部壓縮型面、前體過渡型面和前體背部型面的設(shè)計(jì)，且同時(shí)滿足進(jìn)氣道和飛行器前體的內(nèi)外流氣動(dòng)特性要求。

為達(dá)到上述目的，本發(fā)明的與飛行器前體一體化的腹部高超聲速進(jìn)氣道外部壓縮面設(shè)計(jì)方法可采用如下技術(shù)方案：

一種與飛行器前體一體化的腹部高超聲速進(jìn)氣道外部壓縮面設(shè)計(jì)方法，該設(shè)計(jì)方法的設(shè)計(jì)對(duì)象包括進(jìn)氣道、飛行器本體兩側(cè)的平臺(tái)、進(jìn)氣道外部壓縮面，進(jìn)氣道包括內(nèi)通道、位于內(nèi)通道兩側(cè)的內(nèi)通道側(cè)板、內(nèi)通道進(jìn)口、位于內(nèi)通道進(jìn)口及內(nèi)通道之間的喉道、形成內(nèi)通道進(jìn)口的唇罩；所述外部壓縮面包括依次連接的一級(jí)壓縮面、二級(jí)壓縮面、三級(jí)壓縮面，其中三級(jí)壓縮面與內(nèi)通道進(jìn)口相接作為內(nèi)通道進(jìn)口的上游壓縮面；所述飛行器前體在二級(jí)壓縮面和三級(jí)壓縮面的兩側(cè)具有垂直過渡型面；飛行器本體兩側(cè)的平臺(tái)與垂直過渡型面相接處形成臺(tái)階面狀的水平過渡型面；

該設(shè)計(jì)方法包括如下步驟：

(1.1)、根據(jù)飛行器總體給出的巡航馬赫數(shù)m0、巡航攻角α、巡航高度h以及流量需求并預(yù)計(jì)進(jìn)氣道的流量捕獲系數(shù)φ及內(nèi)通道放氣比例ωbleed，計(jì)算進(jìn)氣道捕獲面的面積acap；

(1.2)、根據(jù)進(jìn)氣道喉道三級(jí)壓縮面的長(zhǎng)度、寬度約束，確定出進(jìn)氣道捕獲面的寬高比范圍；

(1.3)、根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)總體提出的喉道馬赫數(shù)mth需求，預(yù)計(jì)進(jìn)氣道的總面積收縮比arcont以及所需完成的氣流總偏轉(zhuǎn)角δtot，確定出進(jìn)氣道喉道的面積ath；

(1.4)、選擇進(jìn)氣道外部壓縮面的配波形式，包括多級(jí)斜激波壓縮、部分等熵波壓縮、彎曲激波壓縮三類；

(1.5)、對(duì)進(jìn)氣道外部壓縮面進(jìn)行配波設(shè)計(jì)，配波設(shè)計(jì)在巡航工況下按照斜激波及等熵波關(guān)系式進(jìn)行，并使進(jìn)氣道壓縮波系相交于唇罩前緣，據(jù)此確定外部壓縮型線；

(1.6)、將外部壓縮型線沿展向拉伸進(jìn)氣道捕獲面的寬度，形成初始?jí)嚎s面，利用進(jìn)氣道前緣線對(duì)初始?jí)嚎s面進(jìn)行裁剪，去掉前緣線以外的部分，即得進(jìn)氣道的外部壓縮型面；前緣線在一級(jí)壓縮面的后端結(jié)束，并且從二級(jí)壓縮面開始，壓縮型面的寬度沿流向逐漸收縮，直至在內(nèi)通道進(jìn)口達(dá)到與其等寬；

(1.7)、以進(jìn)氣道的外部壓縮型面為基礎(chǔ)，將外部壓縮型面沿展向進(jìn)一步拉伸至總體給定的前體最大寬度，形成初始的非捕獲型壓縮面；

(1.8)、采用前緣線對(duì)非捕獲壓縮型面進(jìn)行裁剪，去掉前緣線以外的部分；

(1.9)、設(shè)計(jì)水平過渡型面，水平過渡型面起始于一級(jí)壓縮面末端兩側(cè)的角點(diǎn)，而后寬度逐漸增加，直至與飛行器本體兩側(cè)的平臺(tái)融合；

(1.10)、垂直過渡型面為廣義三角形，一邊為二級(jí)、三級(jí)壓縮面的兩側(cè)側(cè)棱，另一邊與內(nèi)通道側(cè)板的前緣重合，而第三邊則位于水平過渡型面上；該廣義三角形的構(gòu)造通過將第一邊、第二邊沿豎直方向拉伸，直至與水平過渡型面相交得到，或者通過利用第二邊沿第一邊進(jìn)行掃掠得到；

(1.11)、設(shè)計(jì)前體背部的非壓縮型面；背部非壓縮型面的起始傾角小于10°；并對(duì)前緣線兩側(cè)型面進(jìn)行倒圓處理。

有益效果：本發(fā)明的設(shè)計(jì)方法能夠快速完成進(jìn)氣道外部壓縮型面、前體過渡型面和前體背部型面的設(shè)計(jì)，且同時(shí)滿足進(jìn)氣道和飛行器前體的內(nèi)外流氣動(dòng)特性要求。通過引入相關(guān)修正角度和激波形狀經(jīng)驗(yàn)公式，該設(shè)計(jì)方法可考慮前體前緣弧線、前體前緣倒圓等因素對(duì)進(jìn)氣道外部壓縮型面配波設(shè)計(jì)的影響。

附圖說明

圖1是本發(fā)明與飛行器前體一體化的腹部矩形高超聲速進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法的設(shè)計(jì)對(duì)象示意圖。

圖2是本發(fā)明一種與飛行器前體一體化的腹部矩形高超聲速進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法的設(shè)計(jì)對(duì)象沿流向投影視圖。

圖3是高超聲速進(jìn)氣道外壓縮面的三種配波形式示意圖：圖3(a)為多級(jí)斜激波壓縮形式；圖3(b)為部分等熵波壓縮形式；圖3(c)彎曲激波壓縮形式。

圖4是進(jìn)氣道外部壓縮面前緣倒圓的激波形狀經(jīng)驗(yàn)公式坐標(biāo)系定義示意圖。

圖5是本發(fā)明與飛行器前體一體化的腹部矩形高超聲速進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法的設(shè)計(jì)過程示意圖。

具體實(shí)施方式

本發(fā)明公開了一種與飛行器前體一體化的腹部高超聲速進(jìn)氣道外部壓縮面設(shè)計(jì)方法。

其中，在該具體實(shí)施方式中所引用的斜激波關(guān)系式記載于《流體動(dòng)力學(xué)》，張堃元等，科學(xué)出版社，2017年版。

請(qǐng)參閱圖1～圖5，其包括以下具體的設(shè)計(jì)步驟：

1、根據(jù)飛行器總體給出的巡航馬赫數(shù)、巡航攻角、巡航高度以及流量需求，并預(yù)計(jì)進(jìn)氣道1的流量捕獲系數(shù)及內(nèi)通道2放氣比例，計(jì)算進(jìn)氣道捕獲面3的面積。具體的為，根據(jù)飛行器總體給出的巡航馬赫數(shù)m0、巡航攻角α、巡航高度h以及流量需求并預(yù)計(jì)進(jìn)氣道1的流量捕獲系數(shù)φ及內(nèi)通道2放氣比例ωbleed，計(jì)算進(jìn)氣道捕獲面3的面積acap；流量捕獲系數(shù)φ取值為0.96～0.99，放氣比例ωbleed取值為1％；捕獲面3的面積acap的計(jì)算公式為：ρ0、c0分別為巡航高度h處的大氣密度和聲速。

2、根據(jù)進(jìn)氣道喉道4三級(jí)壓縮面5的長(zhǎng)度、寬度約束，便可確定出進(jìn)氣道捕獲面3的寬高比范圍。具體的為，根據(jù)進(jìn)氣道外部壓縮面的長(zhǎng)度約束lmax、寬度約束wmax，則進(jìn)氣道捕獲面3的寬度wcap、高度hcap取值范圍為：

wcap≤wmax、acap/wmax≤hcap≤lmax·tgβ；

進(jìn)氣道捕獲面(3)的寬高比wcap/hcap取值范圍為：

acap/(lmax·tgβ)²≤wcap/hcap≤wmax²/acap；

β為一級(jí)壓縮面12的激波角。

3、根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)總體提出的喉道馬赫數(shù)需求，計(jì)算進(jìn)氣道的總面積收縮比以及所需完成的氣流總偏轉(zhuǎn)角度，確定出進(jìn)氣道喉道4的面積。并且，依據(jù)進(jìn)氣道捕獲面3的寬度，初步確定出進(jìn)氣道喉道4的寬度和高度。具體的為，根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)總體提出的喉道馬赫數(shù)mth需求，預(yù)計(jì)進(jìn)氣道的總面積收縮比arcont以及所需完成的氣流總偏轉(zhuǎn)角δtot，確定出進(jìn)氣道喉道4的面積ath，確定出進(jìn)氣道喉道4的面積ath的步驟為：

a.氣流從m0開始，連續(xù)經(jīng)過5道相同尖劈角δ誘導(dǎo)的斜激波，根據(jù)斜激波關(guān)系式計(jì)算得第5道斜激波后的馬赫數(shù)m’和總壓恢復(fù)系數(shù)σ’。尖劈角δ的初值取8°；

b.若馬赫數(shù)m’>mth，則增大尖劈角δ，反之，則減小尖劈角δ；回上一步重新計(jì)算；

c.進(jìn)氣道的總面積收縮比arcont為：arcont＝0.6·σ'·q(mth)/q(m0)

進(jìn)氣道喉道4的面積ath為：ath＝acap/arcont

氣流總偏轉(zhuǎn)角δtot為：δtot＝5δ

e.確定進(jìn)氣道喉道4的寬度wth＝wcap，高度hth＝ath/wth。

4、選擇進(jìn)氣道外部壓縮面6的配波形式。配波形式主要有多級(jí)斜激波壓縮、部分等熵波壓縮、彎曲激波壓縮三類，且各有優(yōu)勢(shì)。選取依據(jù)如下：

(1)、初期方案研究，或性能指標(biāo)要求不高，且無流動(dòng)控制措施，采用多級(jí)斜激波壓縮；

(2)、方案優(yōu)化階段，或?qū)倝夯謴?fù)系數(shù)要求較高，且允許采用流動(dòng)控制措施，采用部分等熵壓縮配波；

(3)、方案優(yōu)化階段，或?qū)Φ婉R赫數(shù)流量系數(shù)要求較高，且允許內(nèi)通道采用流動(dòng)控制措施時(shí)，則采用彎曲激波壓縮配波。

5、對(duì)進(jìn)氣道外部壓縮面6進(jìn)行具體的配波設(shè)計(jì)。配波設(shè)計(jì)在巡航工況下按照斜激波及等熵波關(guān)系式進(jìn)行，并使進(jìn)氣道壓縮波系7相交于唇罩前緣8，據(jù)此確定外部壓縮型線18，步驟包括：

(1)、按照巡航點(diǎn)的來流馬赫數(shù)、喉道馬赫數(shù)要求計(jì)算所需的氣流總偏轉(zhuǎn)角度。

(2)、針對(duì)進(jìn)氣道肩部膨脹扇9、壓縮面局部等熵波10等因素對(duì)氣流總偏轉(zhuǎn)角度進(jìn)行修正。

(3)、減去配波攻角，再按照進(jìn)氣道外部壓縮面6和唇罩壓縮面11平分的原則，確定出進(jìn)氣道外部壓縮面的總偏轉(zhuǎn)角度。

(4)、按照等波強(qiáng)原則配置進(jìn)氣道外部壓縮面的第一級(jí)壓縮面12角度，若其符合前體長(zhǎng)度的約束條件，則可不做改動(dòng)，反之則按照前體要求的最大長(zhǎng)度確定出第一級(jí)斜激波的激波角，而后再反求第一級(jí)壓縮角。第一級(jí)壓縮面12傾角的取值范圍在7°～11°之間。

(5)、對(duì)一級(jí)壓縮面12的前緣13進(jìn)行倒圓處理，并根據(jù)此時(shí)的第一級(jí)斜激波14形狀進(jìn)行調(diào)整，使其與唇罩前緣8的相對(duì)位置保持不變。前端倒圓后的第一級(jí)斜激波14形狀采用以下經(jīng)驗(yàn)公式計(jì)算：

其中r為倒圓15的半徑，δ為脫體激波16的離壁距離，rc為脫體激波16頭部的曲率半徑，θ為不倒圓情況下附體激波的激波角。

(6)、若進(jìn)氣道壓縮面前緣線17為弧線，則對(duì)第一級(jí)斜激波14的波角作進(jìn)一步修正。前體前緣17的型線采用超越橢圓(x/a)ⁿ+(z/b)ⁿ＝1進(jìn)行描述。一般，第一級(jí)斜激波14的傾角下降幅度在0.5°～1.0°之間，若a/b取值較大、n取值較小(及弧形前緣越細(xì)長(zhǎng))，下降幅度取較大值。

(7)、開展進(jìn)氣道壓縮型線18的后續(xù)配波設(shè)計(jì)。首先，確定進(jìn)氣道壓縮波系7匯聚點(diǎn)相對(duì)于唇罩前緣8的位置δxc和δyc，為了避免在唇罩前緣產(chǎn)生激波/激波干擾現(xiàn)象，應(yīng)將前者取正值而將后者取負(fù)值，且取值為進(jìn)氣道捕獲高度的1％。而后，根據(jù)當(dāng)前壓縮波上游的馬赫數(shù)和物面偏轉(zhuǎn)角度，確定出當(dāng)前壓縮波的角度，則從波系匯聚點(diǎn)畫出該壓縮波，可確定出與物面的交點(diǎn)。采用逐步推進(jìn)的方法，完成后續(xù)各壓縮波系的設(shè)計(jì)。

6、將上述壓縮型線18沿展向拉伸進(jìn)氣道捕獲面3的寬度，利用進(jìn)氣道前緣線17對(duì)其進(jìn)行裁剪，并對(duì)前緣線17進(jìn)行倒圓處理，即得進(jìn)氣道的外部壓縮型面6。前緣線17在一級(jí)壓縮面12的后端結(jié)束，并且從第二級(jí)壓縮面19開始，壓縮型面的寬度沿流向逐漸收縮，直至在內(nèi)通道進(jìn)口20達(dá)到與其等寬。

7、以進(jìn)氣道的外部壓縮型面6為基礎(chǔ)，將其沿展向進(jìn)一步拉伸至總體給定的前體最大寬度，形成初始的非捕獲型壓縮面21。

8、采用前緣線17對(duì)非捕獲壓縮型面21進(jìn)行裁剪。

9、設(shè)計(jì)水平過渡型面22。水平過渡型面22起始于一級(jí)壓縮面12末端兩側(cè)的角點(diǎn)23，而后寬度逐漸增加，并以較小的傾角延伸，直至與飛行器本體兩側(cè)的平臺(tái)融合24。根據(jù)飛行器縱向氣動(dòng)力和力矩系數(shù)的調(diào)節(jié)需求，水平過渡型面22的局部?jī)A角還可在一定的范圍內(nèi)變化。

10、垂直過渡型面25為廣義三角形，一邊為二級(jí)、三級(jí)壓縮面的兩側(cè)側(cè)棱26，另一邊與內(nèi)通道側(cè)板27的前緣28重合，而第三邊29則位于水平過渡型面上。該廣義三角形的構(gòu)造可以通過將第一邊26、第二邊28沿豎直方向拉伸，直至與水平過渡型面22相交得到，也可以利用第二邊28沿第一邊26進(jìn)行掃掠得到。

11、設(shè)計(jì)前體背部的非壓縮型面29。為了避免導(dǎo)致較大的氣動(dòng)阻力，背部非壓縮型面的起始傾角一般小于10°。

12、對(duì)進(jìn)氣道外部壓縮面6及前體周圍的流場(chǎng)進(jìn)行三維粘性仿真分析，并根據(jù)獲得的仿真結(jié)果按照以下不達(dá)標(biāo)項(xiàng)及對(duì)應(yīng)方法進(jìn)行設(shè)計(jì)調(diào)整：

(1)、前體配波不準(zhǔn)確，壓縮波系7組織不合理

根據(jù)三維仿真獲得的前體激波實(shí)際波角，調(diào)整配波設(shè)計(jì)。

(2)、設(shè)計(jì)點(diǎn)捕獲流量不達(dá)標(biāo)

可以采?。赫{(diào)整進(jìn)氣道捕獲面3的面積、調(diào)整內(nèi)通道2的放氣量、改變內(nèi)通道兩側(cè)側(cè)板27的前掠和后掠形式等。

(3)、非設(shè)計(jì)點(diǎn)捕獲流量不達(dá)標(biāo)

可以采?。焊淖兺獠繅嚎s波系7的配置方式，如采用彎曲激波壓縮形式；改變前體波系配置參數(shù)，如降低波系封口馬赫數(shù)等。

(4)、喉道馬赫數(shù)不達(dá)標(biāo)

可以采?。赫{(diào)整進(jìn)氣道的總收縮比；調(diào)整進(jìn)氣道的總氣流偏轉(zhuǎn)角等。

另外，本發(fā)明的具體實(shí)現(xiàn)方法和途徑很多，以上所述僅是本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施方式。應(yīng)當(dāng)指出，對(duì)于本技術(shù)領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來說，在不脫離本發(fā)明原理的前提下，還可以做出若干改進(jìn)和潤(rùn)飾，這些改進(jìn)和潤(rùn)飾也應(yīng)視為本發(fā)明的保護(hù)范圍。本實(shí)施例中未明確的各組成部分均可用現(xiàn)有技術(shù)和理論加以實(shí)現(xiàn)。