本發(fā)明涉及臨近空間高超聲速飛行器，尤其是涉及一種基于轉(zhuǎn)捩邊界控制彎曲激波反射類型的內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法。

背景技術(shù)：

1、臨近空間飛行器的發(fā)展涉及國(guó)家安全與和平利用空間，是目前國(guó)際競(jìng)相爭(zhēng)奪空間技術(shù)的焦點(diǎn)之一。以美國(guó)、俄羅斯為代表的世界強(qiáng)國(guó)都在大力推進(jìn)各自的高超聲速飛行器研制計(jì)劃(joseph,m.h,james?s.m.richard?c.m.,the?x-51a?scramjet?engine?flightdemonstration?program,15th?aiaa?international?space?planes?and?hypersonicsystems?and?technologies?conference,2008)。進(jìn)氣道是高超聲速飛行器推進(jìn)系統(tǒng)中的主要部件。它位于飛行器前部，直接與高超聲速飛行器前體相連接，起著壓縮來(lái)流，為下游提供盡可能多高能氣流的作用。經(jīng)過(guò)長(zhǎng)期的發(fā)展人們提出一系列高超聲速進(jìn)氣道形式，主要包括：二元式進(jìn)氣道、軸對(duì)稱式進(jìn)氣道、側(cè)壓式進(jìn)氣道，并就它們的設(shè)計(jì)方法、流動(dòng)特征、工作特性、工程設(shè)計(jì)研究等問(wèn)題開(kāi)展了研究。此外，國(guó)外研究人員還提出了一系列三維內(nèi)收縮高超聲速進(jìn)氣設(shè)計(jì)思路和方案。如：美國(guó)約翰霍普金斯大學(xué)f.s.billig等提出的流線追蹤busemann進(jìn)氣道(brien,t.f.and?colville,j.r.analytical?computation?of?leadingedge?truncation?effects?on?inviscid?busemann?inlet?performance,aiaapaper,2007)；美國(guó)astrox公司的p.k.ajay等提出的“funnel”型進(jìn)氣道概念(billig,f.s.andkothari,a.p.,streamline?tracing:technique?for?designing?hypersonic?vehicles,journal?ofpropulsion?andpower,vol.16,no.3,2000,pp.465-471)；美國(guó)航天宇航研究中心的m.k.smart等提出的將矩形進(jìn)口光滑轉(zhuǎn)為橢圓形出口(smart,m.k.and?trexler,c.a.mach4?performance?of?a?fixed-geometry?hypersonic?inlet?with?rectangular-to-elliptical?shape?transition,41st?aiaaaerospace?sciences?meeting&exhibit,2002)的思路等。在國(guó)內(nèi)，尤延鋮等學(xué)者率先將外流乘波理論運(yùn)用在進(jìn)氣道內(nèi)流研究中，提出一種被稱為內(nèi)乘波式的三維內(nèi)收縮高超聲速進(jìn)氣道。數(shù)值模擬和高焓風(fēng)洞試驗(yàn)證實(shí)：設(shè)計(jì)狀態(tài)下，該進(jìn)氣道可以全流量捕獲來(lái)流；在非設(shè)計(jì)狀態(tài)，該類進(jìn)氣道可以通過(guò)進(jìn)口的自動(dòng)溢流，明顯改善低馬赫數(shù)工作能力，因而具有較好的總體特性。

2、雖然在高超聲速進(jìn)氣道研究領(lǐng)域，各項(xiàng)研究已經(jīng)取得顯著的進(jìn)展，部件性能也在不斷提升。然而，高性能進(jìn)氣道設(shè)計(jì)的困境并未從根本上得到解決。在高超聲速進(jìn)氣道內(nèi)，一定會(huì)存在激波和激波反射現(xiàn)象，激波反射分為常規(guī)反射和馬赫反射兩種類型。由于馬赫反射的馬赫盤和反射激波波后存在亞聲速/超聲速混合區(qū)，繼而導(dǎo)致進(jìn)氣道性能大幅下降甚至不起動(dòng)，在設(shè)計(jì)過(guò)程中一般選取常規(guī)反射而極力避免馬赫反射。然而由于激波反射具有雙解性質(zhì)，即使在設(shè)計(jì)過(guò)程中構(gòu)建了常規(guī)反射流場(chǎng)，實(shí)際工作過(guò)程中，仍有可能因擾動(dòng)導(dǎo)致流動(dòng)結(jié)構(gòu)轉(zhuǎn)捩為馬赫反射。雖然工程上可以通過(guò)泄流等方式緩解馬赫反射導(dǎo)致的進(jìn)氣道不起動(dòng)等問(wèn)題，但均是以犧牲一部分性能或者流量作為代價(jià)，并未從根本上探究彎曲激波反射結(jié)構(gòu)與內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道起動(dòng)性能之間的關(guān)系。其次，彎曲激波反射和直線激波反射也有著本質(zhì)區(qū)別，彎曲激波反射的特點(diǎn)之一便是逆馬赫反射結(jié)構(gòu)的存在(zhang,t.,xu,k.j.,shi,c.g.,et?al.reflection?and?transition?ofplanar?curved?shock?waves.journaloffluid?mechanics,2023,959:a11)，該結(jié)構(gòu)會(huì)增大進(jìn)氣道實(shí)際工作中激波反射結(jié)構(gòu)發(fā)生轉(zhuǎn)捩的風(fēng)險(xiǎn)，且轉(zhuǎn)捩邊界無(wú)法被傳統(tǒng)的von?neumann準(zhǔn)則預(yù)測(cè)，這使得彎曲激波反射流場(chǎng)解析模型及其轉(zhuǎn)捩機(jī)制的研究變得至關(guān)重要。迄今為止，傳統(tǒng)內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道設(shè)計(jì)中，大多是根據(jù)經(jīng)驗(yàn)配置中心體避免馬赫反射，且相比于二維進(jìn)氣道，三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道內(nèi)會(huì)產(chǎn)生更為復(fù)雜的三維彎曲激波結(jié)構(gòu)，這些復(fù)雜激波及其在進(jìn)氣道內(nèi)的反射，特別是馬赫反射，會(huì)不可避免地導(dǎo)致進(jìn)氣道性能大幅下降，甚至不起動(dòng)，進(jìn)氣道不起動(dòng)時(shí)，進(jìn)氣道流量系數(shù)低，局部壓力高、熱負(fù)荷大，且流動(dòng)易處于一種非定常狀態(tài)，這對(duì)高超聲速飛行來(lái)說(shuō)往往是致命的。因此，為了提高三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道性能，需要發(fā)展一種三維彎曲激波反射類型可控的內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、本發(fā)明的目的旨在提供可提高三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道性能的一種基于轉(zhuǎn)捩邊界控制彎曲激波反射類型的內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法。

2、本發(fā)明的基于轉(zhuǎn)捩邊界控制彎曲激波反射類型的內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道方案設(shè)有三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道；所述三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道設(shè)有三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道壓縮型面、三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道唇口、三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道肩部、三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道隔離段；三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道壓縮型面于三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道肩部處轉(zhuǎn)平進(jìn)入三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道隔離段，三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道唇口的位置由設(shè)計(jì)條件下三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道入射激波反射點(diǎn)位置確定；利用轉(zhuǎn)捩邊界控制彎曲激波反射的原理，優(yōu)化氣流的流動(dòng)路徑和速度分布，從而提高進(jìn)氣道的整體性能。

3、本發(fā)明所述基于轉(zhuǎn)捩邊界控制彎曲激波反射類型的內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法，包括以下步驟：

4、1)基于彎曲激波理論與彎曲流線特征線法，結(jié)合一維等熵流動(dòng)方程，建立三維彎曲激波馬赫反射流場(chǎng)解析模型，解析求解三維彎曲激波馬赫反射流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，確定馬赫盤半徑，導(dǎo)出三維彎曲激波常規(guī)反射與馬赫反射結(jié)構(gòu)的轉(zhuǎn)捩邊界；

5、2)根據(jù)彎曲激波常規(guī)反射與馬赫反射結(jié)構(gòu)的轉(zhuǎn)捩邊界配置三維基準(zhǔn)流場(chǎng)入口三維彎曲入射激波與中心體，使該入射激波處于常規(guī)反射狀態(tài)，三維彎曲入射激波采用橢圓或其他非軸對(duì)稱形狀設(shè)計(jì)；

6、3)根據(jù)指定的三維入射激波形狀求解常規(guī)反射基本流場(chǎng)，根據(jù)三維入射激波上離散點(diǎn)激波角、激波曲率以及波后參數(shù)，利用彎曲流線特征線法求解壓縮型線，再組合得到對(duì)應(yīng)的三維內(nèi)收縮流場(chǎng)；

7、4)設(shè)計(jì)三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道出口截面，截面形狀采用橢圓形，并在步驟3)所述基本流場(chǎng)中使用流線追蹤技術(shù)，得到內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道三維壓縮型面，使進(jìn)氣道中激波結(jié)構(gòu)與基本流場(chǎng)保持一致；

8、5)基于內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道三維壓縮型面對(duì)高超聲速三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道進(jìn)行幾何構(gòu)造；根據(jù)出口面積要求，將肩部型線等直或擴(kuò)張拉伸得到三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道隔離段。

9、在步驟1)中，所述轉(zhuǎn)捩邊界的確定基于脫體準(zhǔn)則和力學(xué)平衡準(zhǔn)則，以及針對(duì)彎曲激波反射建立的新準(zhǔn)則，具體包括以下步驟：

10、1.1)使用彎曲激波理論求解三維彎曲入射激波的流動(dòng)參數(shù)梯度；

11、1.2)基于彎曲激波理論提供的流動(dòng)參數(shù)梯度信息，應(yīng)用彎曲流線特征線法解析計(jì)算波后流場(chǎng)的氣動(dòng)參數(shù)；

12、1.3)建立能夠解析求解三維彎曲激波馬赫反射流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的模型；

13、1.4)利用建立的解析模型，求解馬赫盤半徑，并進(jìn)一步確定三維彎曲激波的反射類型；

14、1.5)通過(guò)分析馬赫盤半徑為0的情況，確定適用于三維彎曲激波反射類型的轉(zhuǎn)捩邊界。

15、在步驟2)中，所述三維彎曲入射激波在向下游發(fā)展過(guò)程中會(huì)不斷增強(qiáng)，直至超過(guò)脫體準(zhǔn)則，發(fā)生馬赫反射，產(chǎn)生三維彎曲反射激波、馬赫盤以及滑移線；三維彎曲入射激波通過(guò)三維內(nèi)收縮壁面壓縮超聲速來(lái)流產(chǎn)生，三維彎曲入射激波在向下游發(fā)展過(guò)程中與三維內(nèi)收縮壁面尾緣產(chǎn)生的膨脹扇發(fā)生干擾；三維彎曲入射激波的下游和三維彎曲反射激波的下游分別為三維彎曲入射激波下游的超聲速流場(chǎng)和三維彎曲反射激波下游的超聲速流場(chǎng)。

16、在步驟3)中，所述得到對(duì)應(yīng)的三維內(nèi)收縮流場(chǎng)，是將不同參考平面內(nèi)的壓縮型線整合在一起，得到與指定三維彎曲入射激波形狀相對(duì)應(yīng)的三維內(nèi)收縮流場(chǎng)，其具體步驟包括：

17、3.1)定義一系列的參考平面，用于分別求解各自的壓縮型線；

18、3.2)對(duì)每個(gè)參考平面內(nèi)的三維彎曲入射激波進(jìn)行離散化處理，即將激波分解成多個(gè)離散點(diǎn)，獲取每個(gè)點(diǎn)的激波角、激波曲率和波后參數(shù)；

19、3.3)利用彎曲流線特征線法方程，在每個(gè)參考平面內(nèi)，根據(jù)離散點(diǎn)的激波角、激波曲率和波后參數(shù)，求解不同參考平面內(nèi)的壓縮型線；

20、3.4)將所有參考平面內(nèi)求得的壓縮型線進(jìn)行組合，形成完整的三維內(nèi)收縮流場(chǎng)。

21、在步驟4)中，所述得到內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道三維壓縮型面的具體步驟可為：

22、4.1)設(shè)計(jì)三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道的出口截面形狀為橢圓形，橢圓形截面通過(guò)其在各個(gè)參考平面上的投影來(lái)表征；

23、4.2)在已經(jīng)求解出的三維內(nèi)收縮流場(chǎng)中，使用流線追蹤技術(shù)，追蹤從橢圓形出口截面上每一點(diǎn)出發(fā)的流線；對(duì)于橢圓形出口截面的每一點(diǎn)，根據(jù)其在二維參考平面的坐標(biāo)(x,y)，在不同的參考平面內(nèi)追蹤流線的有效部分，求解得到每一點(diǎn)的三維坐標(biāo)(x,y,z)。

24、4.3)在每個(gè)參考平面內(nèi)，確定流線的有效部分，將不同參考平面內(nèi)流線有效部分上每一點(diǎn)的三維坐標(biāo)數(shù)據(jù)組合起來(lái)，形成完整的三維壓縮型線；

25、4.4)將所有參考平面內(nèi)通過(guò)流線追蹤得到的三維壓縮型線進(jìn)行組合，構(gòu)成三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道的壓縮型面，這個(gè)三維壓縮型面確保進(jìn)氣道中的激波結(jié)構(gòu)與基本流場(chǎng)保持一致。

26、在步驟5)中，所述得到三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道隔離段的具體步驟可為：使用已經(jīng)構(gòu)建好的三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道壓縮型面作為基礎(chǔ)；根據(jù)出口面積的要求，對(duì)三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道肩部型線進(jìn)行處理，包括等直拉伸或擴(kuò)張拉伸，得到三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道隔離段；隔離段的設(shè)計(jì)應(yīng)確保在設(shè)計(jì)飛行狀態(tài)下，三維彎曲激波反射類型是可控的；將三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道壓縮型面、肩部型線和隔離段結(jié)合起來(lái)，完成整個(gè)高超聲速三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道的幾何構(gòu)造。

27、本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)在于：

28、本發(fā)明實(shí)現(xiàn)基于轉(zhuǎn)捩邊界控制彎曲激波反射類型的內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道設(shè)計(jì)。通過(guò)建立內(nèi)收縮流動(dòng)中的三維彎曲激波馬赫反射流場(chǎng)解析模型，實(shí)現(xiàn)適用于三維彎曲入射激波的激波反射結(jié)構(gòu)的轉(zhuǎn)捩邊界的確定，根據(jù)該轉(zhuǎn)捩邊界合理配置基本流場(chǎng)三維彎曲入射激波形狀與中心體，實(shí)現(xiàn)對(duì)內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道內(nèi)的激波結(jié)構(gòu)，尤其是激波反射類型的有效控制，有望從根本上避免進(jìn)氣道實(shí)際工作過(guò)程中馬赫反射導(dǎo)致的性能下降甚至不起動(dòng)。本發(fā)明不僅適用于高超聲速飛行器的設(shè)計(jì)和優(yōu)化，還可以為其他類型的飛行器提供參考和借鑒。