1.本發(fā)明涉及高超聲速飛行器進氣道領域，特別是一種展向壓力分布可控的前體/壓縮面氣動設計方法。


背景技術：

2.進氣道作為飛行器和推進系統(tǒng)的氣動交界面，承擔著為發(fā)動機提供足量品質壓縮空氣的重任，其工作特性直接影響飛行器的氣動力、發(fā)動機的工作效率和穩(wěn)定工作邊界。隨著飛行馬赫數(shù)的增加，進氣道的重要性越來越強，其和飛行器-發(fā)動機一體化程度越來越高。對于高超聲速飛行器，其前體和進氣道壓縮面高度一體化，前體分擔了部分的壓縮空氣、流量捕獲的任務。與此同時，由于高超聲速飛行器普遍很長，前體邊界層很厚。研究發(fā)現(xiàn)對于ma5量級的前體/進氣道，進氣道管道入口截面的邊界層厚度可達管道高度的20％以上。當自前體發(fā)展而來的厚厚邊界層吸入至進氣道之后，在進氣道壓縮面、唇罩等誘導的激波系作用下，進氣道內(nèi)部出現(xiàn)諸多的激波/邊界層干擾流動現(xiàn)象，如壓縮拐角/激波邊界層干擾、唇罩入射激波/邊界層干擾、唇罩激波/側壁邊界層形成的掃掠激波邊界層干擾、結尾激波串流動等等。激波/邊界層干擾現(xiàn)象的存在，在進氣道局部形成低能流堆積或者卷起低能旋渦，并誘導一些額外的分離激波、再附激波等，顯著地降低進氣道的氣動性能、縮小進氣道的穩(wěn)定工作邊界。因此，如何減薄前體/壓縮面上的邊界層厚度，避免其被吸入進氣道，是高超聲速進氣道研究領域面臨的一個嚴峻的、必須要解決的難題。
3.目前已經(jīng)發(fā)展的前體邊界層排移方法主要有：邊界層隔道、三維鼓包。邊界層隔道是在超聲速飛機中通過將進氣道內(nèi)通道高懸在邊界層外部，從根源上避免了飛機機體邊界層被吸入至進氣道內(nèi)，但其氣動阻力大，不適合推阻余量本來就不大的高超聲速飛行器。為了取消飛行器上的隔道，提出了利用三維壓縮鼓包替換平面壓縮面，試驗證明鼓包壓縮相比于平面壓縮的進氣道具有更好的氣動性能，且對攻角、側滑角變化不敏感。三維鼓包其自身對稱面附近的展向壓力梯度不足，低能流排移能力較弱，其必須和臨界狀態(tài)時正激波形成的展向壓力梯度協(xié)同工作才能發(fā)揮出邊界層排移的效果，然而對于高超聲速前體/壓縮面其工作模式?jīng)Q定了沒有正激波，必須要發(fā)展其他方式強化三維鼓包自身的邊界層排移能力。


技術實現(xiàn)要素：

4.為了解決上述問題，本發(fā)明提出了人為設計前體/壓縮面的展向壓力梯度以強化其邊界層排移能力。為了達到上述目的，本發(fā)明采用的技術方案如下。
5.一種基于展向壓力分布可控的高超聲速前體/壓縮面一體化氣動設計方法，包含以下步驟：
6.(1)求解taylor-maccoll方程，獲得第一道錐形激波波后壓力分布p(θ)；
7.(2)根據(jù)有旋流特征線法，求解基準流場波系結構；
8.(3)給定第一道錐形激波波后某一個棧位x橫截面的壓力分布規(guī)律p’(δ)，其中δ為
扇形角，p’(δ)隨著δ的增大而減??；
9.(4)根據(jù)步驟(3)給出棧位上任一點的壓力p’(δ)，結合步驟(1)中的錐形激波壓力分布規(guī)律p(θ)，插值反求點所在的半徑r＝x*tan(θ)；
10.(5)根據(jù)步驟(4)確定的半徑r，進而可確定點的空間坐標為[x,y＝r*cos(δ),z＝r*sin(δ)]；
[0011]
(6)根據(jù)給定棧位任一點的坐標(x,r)，在基準流場中沿上、下游追蹤流線，并僅保留第一道錐形激波波后的部分流線；
[0012]
(7)對追蹤獲得的流線進行旋轉變換，其中旋轉角為對應的扇形角δ；
[0013]
(8)將各點追蹤的流線構成前體/壓縮面。
[0014]
進一步的，基準流暢中，多級壓縮的外錐形流場中第一級為直母線錐形激波，第二級為激波，第三級為等熵壓縮波。
[0015]
進一步的，壓力分布規(guī)律中，橫截面捕獲型線上壓力隨δ角的分布為連續(xù)單調(diào)降低，且壓力的上限p’max在對稱面處，即a1點，取為錐形激波波后壁面上的靜壓；壓力下限p’min取為緊靠錐形激波波后的靜壓，即a4點。
[0016]
進一步的，壓力分布規(guī)律中，δ在0～50
°
范圍內(nèi)，隨扇形角δ的增加，展向壓力梯度逐漸增大。
[0017]
進一步的，設計完成的一體化前體/壓縮面中，前體和壓縮面同時實現(xiàn)流場結構和幾何結構一體化，前體和壓縮面中間無邊界層隔道或其他裝置。
[0018]
相比于傳統(tǒng)設計方法，本設計方法解決了傳統(tǒng)前體對稱面展向壓力梯度不足、橫向流動極弱、低能流堆積的難題，通過人為給定的展向壓力分布，強化對稱面附近的展向壓力梯度，促使近壁低能流強橫向流動，減少了邊界層厚度，提升進氣道的總體性能。
附圖說明
[0019]
圖1為本發(fā)明中展向壓力分布可控的前體/壓縮面氣動設計方法進行一體化前體/壓縮面設計時的示意圖；
[0020]
圖2為x＝800mm位置展向壓力分布；
[0021]
圖3為兩種前體邊界層厚度分布對比；
[0022]
圖4為現(xiàn)有技術中的常規(guī)前體構型；
[0023]
圖5為通過本發(fā)明的設計方法所設計出的展向壓力分布可控前體構型。
具體實施方式
[0024]
請參閱圖1所示，圖1上半部分所指為基準錐形流場，其中包括錐形流場的對稱軸2。多級壓縮的外錐形流場4中第一級為直母線錐形激波1，第二級為激波8，第三級為等熵壓縮波9。對于基準流場中的a1～a4壓力對應與本發(fā)明所設計橫截面捕獲型線7上的a1～a4壓力相等。本發(fā)明提供了一種展向壓力分布可控的前體/壓縮面氣動設計方法，利用外錐流場沿徑向方向壓力逐漸降低的特性，通過給定外錐波后流場中某一個棧位沿展向逐漸降低的壓力分布規(guī)律，基于坐標變換，在外錐流場中反求壁面型線空間坐標，再利用流線追蹤方法從壁面型線向上、下游追蹤三維流線，并僅保留錐形激波波后部分流線，以此流線簇構成前體/壓縮面的氣動型面。
[0025]
下面對本發(fā)明方法設計該實施例的詳細實施步驟進行敘述。
[0026]
(1)設計馬赫數(shù)取為7.0，基準流場采用三級壓縮形式，其中第一級壓縮角為4
°
，第二級壓縮角為8
°
，第三級采用等熵壓縮，其壓縮角為13
°
。求解taylor-maccoll方程，獲得第一道錐形激波波后壓力分布，現(xiàn)有技術中已將錐形激波后氣流參數(shù)整理成圖表，通過查閱圖表而可直接獲得第一道錐形激波波后壓力分布，查閱克拉斯諾夫hф的著作(旋成體空氣動力學[m].北京:科學出版社,1965)
[0027]
(2)根據(jù)有旋流特征線法，求解基準流場波系結構。對于超聲速流動，沿著特征線，將控制流場的偏微分方程變?yōu)榭梢苑e分的全微分方程，從而求得無粘流場的解，具體求解方法可以參閱張堃元(流體動力學[m].北京：科學出版社,2017)。基準流場中第一、第二級為等直母線錐形激波，第三級為等熵壓縮波。
[0028]
(3)給定第一道錐形激波波后x＝800mm棧位橫截面上的壓力分布規(guī)律p’(δ)，如圖2所示，其中δ為扇形角，p’(δ)隨著δ的增大而減小，壓力梯度為常規(guī)前體在同樣來流條件下形成壓力分布的五倍。壓力的上限p
max
＝1.489在對稱面處(δ＝0
°
)，取為錐形壁面上的靜壓；壓力下限p
min
＝1.217取為緊靠錐形激波波后的靜壓；沿著寬度方向，壓力連續(xù)地從上限降低至下限。
[0029]
(4)根據(jù)第3步給出棧位上任一點的壓力p’(δ)，結合第1步求解的錐形激波壓力分布規(guī)律p(θ)，線性插值反求點所在的半徑r＝x*tan(θ)，例如對于δ1扇形角位置壓力為p1，帶入第一步給出的波后壓力分布規(guī)律中，線性插值求得對應基準流場的θ1，可得橫截面捕獲型線的半徑r1＝x*tan(θ1)。
[0030]
(5)根據(jù)第4步確定的半徑r，進而可確定點的空間坐標為[x,y＝r
*
cos(δ),z＝r*sin(δ)]。
[0031]
(6)根據(jù)給定棧位任一點的坐標(x,r)，在基準流場中沿上、下游追蹤流線，并僅保留第一道錐形激波波后的部分流線。
[0032]
(7)對追蹤獲得的流線進行旋轉變換，其中旋轉角為對應的扇形角。
[0033]
(8)將各點追蹤的流線構成前體/壓縮面；這樣形成的前體/壓縮面在給定工況下，橫截面捕獲型線位置處的展向壓力分布與設計時給定的展向壓力分布一致，從而實現(xiàn)了展向壓力分布可控。
[0034]
采用上述方法所設計的前體/壓縮面如圖5所示，作為對照，按照常規(guī)鼓包前體設計方法，即通過給定前緣捕獲型線(水平)，在基準流場中追蹤流線，得到如圖4所示的常規(guī)前體。對比了常規(guī)前體在x＝800mm位置和展向壓力梯度控制前體在x＝800mm位置的展向壓力分布，可以看到展向壓力分布可控的前體壓縮面上展向壓力梯度在靠近對稱面附近要顯著大于常規(guī)前體。為進一步考核本發(fā)明對邊界層的排移能力，采用三維數(shù)值仿真方法進行評估。定量對比了兩種前體的邊界層厚度演變規(guī)律。對于常規(guī)前體，在對稱面附近邊界層較厚，隨后沿著展向方向，由于近壁低能流的展向流動增強，邊界層有所減?。蝗缓笤俅卧黾?，在前體邊緣處，再次變薄。而對于展向壓力分布可控的前體，其邊界層厚度的演變規(guī)律總體來說和常規(guī)前體類似，但是對稱面附近的邊界層更薄，這主要還是得益于近壁低能流具有更強的展向流動，而且沿著展向迅速減薄。對于進氣道扇形區(qū)(45度范圍以內(nèi))，采用展向壓力分布可控方法設計的前體，其邊界層厚度總體更薄，最大可降低20％以上。說明采用本方法確實可以增強前體的邊界層排移能力。
[0035]
另外，本發(fā)明的具體實現(xiàn)方法和途徑很多，以上所述僅是本發(fā)明的優(yōu)選實施方式。應當指出，對于本技術領域的普通技術人員來說，在不脫離本發(fā)明原理的前提下，還可以做出若干改進和潤飾，這些改進和潤飾也應視為本發(fā)明的保護范圍。