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      圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)方法

      文檔序號(hào):8934251閱讀:895來源:國知局
      圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)方法
      【技術(shù)領(lǐng)域】
      [0001] 本發(fā)明涉及飛行器,尤其是涉及一種圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道一體 化設(shè)計(jì)方法。
      【背景技術(shù)】
      [0002] 臨近空間高超聲速遠(yuǎn)程機(jī)動(dòng)飛行器的研究是臨近空間飛行器發(fā)展的重中之重。以 美國、俄羅斯為代表的世界強(qiáng)國都在大力推進(jìn)各自的高超聲速飛行研制計(jì)劃(Joseph,M. H,James S.M. Richard C.Μ. , The Χ-51Α Scramjet Engine Flight Demonstration Program, 15th AIAA International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference, 2008)。自20世紀(jì)60年代以來,大量研究充分證明,實(shí)現(xiàn)臨近 空間飛行的關(guān)鍵在于推進(jìn)系統(tǒng)與飛行器機(jī)體的一體化設(shè)計(jì)。
      [0003] 在高超聲速飛行領(lǐng)域,許多學(xué)者都對(duì)各類一體化方案進(jìn)行了深入研究,其中Peter F. Covell, K. Kontis, A. Reggiori等學(xué)者主要對(duì)無進(jìn)氣道情況下圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器 的升阻特性、攻角特性及翼型布局等方面進(jìn)行了研究。研究認(rèn)為,圓錐構(gòu)型高超聲速飛行 器具有結(jié)構(gòu)簡單、進(jìn)氣道捕獲面積大與容積率大等優(yōu)點(diǎn)。尤延鋮等(尤延鋮,梁德旺,郭 榮偉,等.高超聲速三維內(nèi)收縮式進(jìn)氣道/乘波前體一體化設(shè)計(jì)研究評(píng)述[J].力學(xué)進(jìn) 展,2009, 39:513-525. DOI :doi: 10. 6052/1000-0992-2009-5-J2008-094)詳細(xì)論述 了三維 內(nèi)收縮式進(jìn)氣道優(yōu)于各類典型高超聲速進(jìn)氣道的總體性能優(yōu)勢(shì),如具有等熵壓縮比重大、 壓縮效率高且理論上保證了設(shè)計(jì)狀態(tài)進(jìn)氣道全流量捕獲、低馬赫數(shù)狀態(tài)進(jìn)氣道自動(dòng)溢流 等,并提出三維內(nèi)收縮式進(jìn)氣道與乘波前體的"雙乘波"一體化設(shè)計(jì)可能為高超聲速研究帶 來新的變革。而 Rowan J. Gollan 與 Michael K. Smart (Gollan R J, Smart M K. Design of Modular Shape-Transition Inlets for a Conical Hypersonic Vehicle[J]. Journal of Propulsion&Power, 2013, 29(4) :832-838)雖在2013年將三維內(nèi)收縮式進(jìn)氣道與圓錐構(gòu)型 飛行器相耦合實(shí)現(xiàn)了圓錐構(gòu)型飛行器與進(jìn)氣道的耦合設(shè)計(jì),但并未研究圓錐前體與進(jìn)氣道 之間的相互作用,尤其是進(jìn)氣道進(jìn)口的選擇與進(jìn)氣道基本流場(chǎng)的設(shè)計(jì),以及大攻角情況下 進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)問題。
      [0004] 然而圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器在實(shí)際飛行過程中通常具有較大攻角,在該飛行條 件下,前緣入射激波將不再保持常規(guī)的圓錐激波面而是形成迎風(fēng)處激波最強(qiáng),向兩側(cè)逐步 減弱,發(fā)展至背風(fēng)處基本不產(chǎn)生激波的特點(diǎn)。這樣的激波分布使圓錐表面氣流形成嚴(yán)重的 上洗趨勢(shì),即由迎風(fēng)面向背風(fēng)面流動(dòng),使進(jìn)氣道的性能尤其是流量捕獲特性受到嚴(yán)重影響。 由此可知,對(duì)于圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道一體化方案的研究仍然不夠全面, 因此,如何構(gòu)造有效提高進(jìn)氣道流量捕獲特性的前體與進(jìn)氣道一體化方案是亟待解決的關(guān) 鍵問題。

      【發(fā)明內(nèi)容】

      [0005] 本發(fā)明的目的旨在提供能夠準(zhǔn)確評(píng)估進(jìn)氣道流量捕獲特性及氣動(dòng)性能的一種圓 錐構(gòu)型高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)方法。
      [0006] 本發(fā)明包括以下步驟:
      [0007] 1)計(jì)算圓錐構(gòu)型的基本流場(chǎng);
      [0008] 2)設(shè)計(jì)內(nèi)收縮基本流場(chǎng);
      [0009] 3)給定設(shè)計(jì)條件并確定進(jìn)氣道實(shí)際捕獲面積;
      [0010] 4)確定進(jìn)口形狀;
      [0011] 5)進(jìn)行流線追蹤,即完成圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)。
      [0012] 在步驟1)中,所述基本流場(chǎng)包括生成入射激波的圓錐構(gòu)型前體、飛行攻角、入射 激波、波后壓縮氣流,其中入射激波由高超聲速來流撞擊具有一定飛行攻角的圓錐構(gòu)型前 體生成,入射激波的形狀由圓錐構(gòu)型前體的圓錐壓縮面確定,高超聲速來流經(jīng)過入射激波 后被壓縮為波后壓縮氣流。
      [0013] 在步驟2)中,所述內(nèi)收縮基本流場(chǎng)包括進(jìn)氣道入射激波、三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道唇 口、反射激波;所述設(shè)計(jì)內(nèi)收縮基本流場(chǎng)的具體方法可為:首先自定義進(jìn)氣道唇口截面所 在位置為圓錐構(gòu)型前體的末端,即可確定三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道唇口的位置;其次圓錐構(gòu)型流 場(chǎng)產(chǎn)生的入射激波在三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道唇口位置產(chǎn)生反射激波,而反射激波與自定義三維 內(nèi)收縮進(jìn)氣道進(jìn)口入射激波同樣相交于三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道唇口,即可由自定義三維內(nèi)收縮 進(jìn)氣道進(jìn)口入射激波的形狀確定其入射點(diǎn)即上唇罩點(diǎn)和設(shè)計(jì)截面的位置;最后由已知的進(jìn) 氣道入射激波和反射激波及其相對(duì)位置,便可得到內(nèi)收縮的基本流場(chǎng)。
      [0014] 在步驟3)中,所述設(shè)計(jì)條件包括但不限于飛行高度(H)、飛行馬赫數(shù)(Main)、飛行 攻角(α )、捕獲流量($0〇、流量捕獲系數(shù)(Φ)等;
      [0015] 所述確定進(jìn)氣道實(shí)際捕獲面積的具體方法可為:通過流量捕獲公式
      確定進(jìn)氣道理論捕獲面積(全流量捕獲Mrap,通過設(shè)計(jì)條件中的流量捕 獲系數(shù)(Φ)可獲得進(jìn)氣道實(shí)際捕獲面積
      其中P V由尚超聲速來流確定。
      [0016] 在步驟4)中,所述確定進(jìn)口形狀的具體方法可為:在設(shè)計(jì)截面的軸向投影圖上, 首先計(jì)算連結(jié)圓錐頂點(diǎn)和三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道唇口確定的直線、連結(jié)圓錐頂點(diǎn)與上唇罩點(diǎn)確 定的直線和設(shè)計(jì)截面投影圓所共同圍成扇形面積A1,其次計(jì)算連結(jié)圓錐頂點(diǎn)和三維內(nèi)收縮 進(jìn)氣道唇口確定的直線、設(shè)計(jì)截面投影圓和第二自定義進(jìn)氣道進(jìn)口前緣型線所圍成的面積 A2,如果不等,可以通過調(diào)節(jié)第二自定義進(jìn)氣道進(jìn)口前緣型線的形狀改變面積A2,從而使其 相等。
      [0017] 在步驟5)中,所述進(jìn)行流線追蹤的具體方法可為:將所得進(jìn)口形狀離散成一系列 點(diǎn)集,分別在內(nèi)收縮基本流場(chǎng)內(nèi)進(jìn)行流線追蹤,并截取入射激波與反射激波之間的流線作 為三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道的壓縮型線,即可得到三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道,三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道與圓錐 構(gòu)型高超聲速飛行器前體的交線便為第一自定義進(jìn)氣道進(jìn)口前緣型線。
      [0018] 本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn):圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)方法,兼顧了 圓錐構(gòu)型飛行器前體與三維內(nèi)收縮式進(jìn)氣道的優(yōu)點(diǎn),保證一體化裝置具有高升阻比及優(yōu)良 的進(jìn)氣道性能。通過考慮圓錐飛行器在大攻角飛行姿態(tài)情況下的流場(chǎng)特點(diǎn),提升了設(shè)計(jì)的 實(shí)用性,改善了進(jìn)氣道性能,從而增大了發(fā)動(dòng)機(jī)推力。
      【附圖說明】
      [0019] 圖1是圓維構(gòu)型如體基本流場(chǎng)不意圖;
      [0020] 圖2是圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)方法設(shè)計(jì)截面軸向投 影不意圖;
      [0021] 圖3是圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)方法三維內(nèi)收縮進(jìn)氣 道設(shè)計(jì)原理圖;
      [0022] 圖4是圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)方法軸向剖視圖;
      [0023] 圖5是圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)方法具體實(shí)施方案軸 測(cè)圖;
      [0024] 圖6是圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)方法具體實(shí)施方案俯 視圖;
      [0025] 圖7是圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)方法具體實(shí)施方案正 視圖;
      [0026] 圖8是圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)方法具體實(shí)施方案左 視圖。
      【具體實(shí)施方式】
      [0027] 圓錐構(gòu)型前體與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)方法是為了在大攻角飛行前提下有效提高前 體與進(jìn)氣道一體化裝置氣動(dòng)性能而提出的設(shè)計(jì)方法。
      [0028] 參見圖1~8,圓錐構(gòu)型前體與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)方法的具體步驟包括:
      [0029] 1)計(jì)算圓錐構(gòu)型的基本流場(chǎng);所述基本流場(chǎng)包括生成入射激波的圓錐構(gòu)型前體 2、飛行攻角10、入射激波3、
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