CN102979623B - 超声速进气道及其壁面确定方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种超声速进气道及其壁面确定方法。该超声速进气道的壁面确定方法包括：根据超声速进气道设计结构的几何约束确定超声速进气道的出口边界；根据超声速进气道设计结构的几何约束，利用特征线法确定第一壁面曲线和第二壁面曲线；根据超声速进气道设计结构的外压缩壁面的几何约束确定初始外压缩壁面曲线；根据超声速进气道设计结构的几何约束，利用特征线法求解第三壁面曲线；第一壁面曲线、初始压缩壁面曲线以及第三壁面曲线形成下壁面曲线，根据下壁面曲线确定超声速进气道的下壁面；根据第二壁面曲线确定超声速进气道的上壁面。根据本方法可获得高效地向燃烧室提供一定压力、温度、速度和流量的空气的超声速进气道。

Description

超声速进气道及其壁面确定方法

技术领域

本发明涉及空气动力设计领域，具体而言，涉及一种超声速进气道及其壁面确定方法。

背景技术

超声速进气道是吸气式超声速推进系统关键部件之一，进气道的出口气流的均匀度直接影响了发动机的燃烧效率进而影响飞行器的整体性能。

现有的超声速进气道设计方法有很多种，其中最典型是专著《飞机内流空气动力学》论述的一种多波系的进气道设计方法，其步骤如下：

（1）根据设计点的选择和设计要求，确定前体激波数目；

（2）根据总压恢复系数的要求，确定前体各级压缩面的角度；

（3）根据内压缩壁面要求，确定外罩内唇角；

（4）根据流量系数要求，确定压缩面相对于唇口的位置；

（5）进行三维结构设计。

发明人发现：上述的壁面确定方法的设计顺序是从前向后，首先设计的是外压缩壁面，然后再设计内部壁面与发动机对接。然而，进气道出口的流场是由前内压壁面决定，这种的壁面确定方法难以设计出刚好满足发动机流场需求的超声速进气道。

发明内容

本发明旨在提供一种超声速进气道及其壁面确定方法，能够获得一种高效地向燃烧室提供一定压力、温度、速度和流量的空气的超声速进气道，使整个超声速推进系统能够产生足够的推力，满足飞行器需求。

为了实现上述目的，根据本发明的一个方面，提供了一种超声速进气道的壁面确定方法，包括：根据超声速进气道设计结构的几何约束确定超声速进气道壁面曲线的出口边界；根据超声速进气道设计结构的几何约束，利用特征线法确定超声速进气道的第一壁面曲线和第二壁面曲线；根据超声速进气道设计结构的外压缩壁面的几何约束确定超声速进气道的初始外压缩壁面曲线；根据超声速进气道设计结构的几何约束，利用特征线法求解超声速进气道的第三壁面曲线；第一壁面曲线、初始压缩壁面曲线以及第三壁面曲线形成下壁面曲线，根据下壁面曲线确定超声速进气道的下壁面；根据第二壁面曲线确定超声速进气道的上壁面。

进一步地，出口边界包括第一出口边界点和第二出口边界点，根据超声速进气道设计结构的几何约束确定超声速进气道壁面曲线的出口边界之后的步骤还包括：根据出口边界的马赫数确定出口边界的流场参数，根据出口边界及其流场参数利用特征线法确定出口依赖域及其流场参数分布。

进一步地，确定出口依赖域及其流场参数分布之后，根据超声速进气道设计结构的几何约束确定超声速进气道的第一壁面曲线和第二壁面曲线的步骤包括：根据超声速进气道设计的几何约束，确定内压缩段中心曲线的坐标，并使内压缩段中心曲线在出口依赖域的顶点位置的切线方向与出口依赖域的顶点的流动方向重合，其中，出口依赖域的顶点为第一出口边界点的右行特征线和第二出口边界点的左行特征线的交点。

进一步地，使内压缩段中心曲线在出口依赖域的顶点位置的切线方向与出口依赖域的顶点的流动方向重合之后，根据超声速进气道设计结构的几何约束确定超声速进气道的第一壁面曲线和第二壁面曲线的步骤还包括：根据内压缩段中心曲线的马赫数变化规律，确定该内压缩段中心曲线的马赫数分布，并采用特征线法，根据马赫数分布确定初始内压缩通道的流场参数及第一壁面曲线和第二壁面曲线。

进一步地，根据超声速进气道设计结构的几何约束确定超声速进气道的初始外压缩壁面曲线的步骤包括：根据内压缩激波强度和形状要求，确定唇口激波曲线及其与第一壁面曲线和第二壁面曲线的交点，其中，唇口激波曲线与第一壁面曲线交汇于该第一壁面曲线远离出口边界的一端的端点。

进一步地，确定唇口激波曲线及其与第一壁面曲线和第二壁面曲线的交点之后，根据超声速进气道设计结构的几何约束确定超声速进气道的初始外压缩壁面曲线的步骤还包括：根据唇口激波曲线及其与第一壁面曲线和第二壁面曲线的交点，利用特征线法确定唇口激波曲线的依赖域及其流场参数分布。

进一步地，确定唇口激波曲线的依赖域及其流场参数分布之后，根据超声速进气道设计结构的几何约束确定超声速进气道的初始外压缩壁面曲线的步骤还包括：根据外压缩壁面的几何约束，确定初始外压缩壁面曲线，初始外压缩壁面曲线经过唇口激波曲线与第一壁面曲线的交点。

进一步地，利用特征线法求解超声速进气道的第三壁面曲线的步骤包括：根据所确定的初始外压缩壁面曲线利用特征线法确定外压缩区域，并确定该外压缩区域与初始外压缩壁面曲线的交点。

进一步地，确定外压缩区域，并确定该外压缩区域与初始外压缩壁面曲线的交点之后，利用特征线法求解超声速进气道的第三壁面曲线还的步骤包括：根据空气进入参数，利用特征线法，确定前体激波曲线，根据前体激波曲线远离出口边界的端点以及外压缩区域与初始外压缩壁面曲线的交点利用特征线法确定第三壁面曲线。

进一步地，特征线法包括预估步和校正步，该校正步根据预估步的结果进行校正。

根据本发明的另一方面，提供了一种超声速进气道，超声速进气道包括上壁面和下壁面以及连接在上壁面和下壁面之间的两个侧壁面，下壁面由第一壁面曲线、初始压缩壁面曲线以及第三壁面曲线形成的下壁面曲线确定，上壁面由第二壁面曲线确定，其中，第一壁面曲线、第二壁面曲线以及第三壁面曲线根据超声速进气道的设计结构的几何约束利用特征线法确定，初始压缩壁面曲线根据超声速进气道的设计结构的几何约束确定。

应用本发明的技术方案，超声速进气道的壁面确定方法包括：根据超声速进气道设计结构的几何约束确定超声速进气道的出口边界；根据超声速进气道设计结构的几何约束，利用特征线法，确定超声速进气道的第一壁面曲线和第二壁面曲线；根据超声速进气道设计结构的外压缩壁面的几何约束确定超声速进气道的初始外压缩壁面曲线；根据超声速进气道设计结构的几何约束，利用特征线法求解超声速进气道的第三壁面曲线；第一壁面曲线、初始压缩壁面曲线以及第三壁面曲线形成下壁面曲线，根据下壁面曲线确定超声速进气道的下壁面；根据第二壁面曲线确定超声速进气道的上壁面。根据本方法设计的超声速进气道，其设计顺序是从后向前，先设计内部壁面与发动机对接，然后再设计外压缩壁面，能够得到满足发动机需求的流场参数,从而能够得到为吸气式超声速推进式系统提供足够的推力，满足飞行器需求的超声速进气道。

附图说明

构成本发明的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1示出了根据本发明的超声速进气道的壁面确定方法的出口依赖域的示意图；

图2示出了根据本发明的超声速进气道的壁面确定方法内压缩段中心曲线的示意图；

图3示出了根据本发明的超声速进气道的壁面确定方法形成第一壁面曲线和第二壁面曲线的示意图；

图4示出了根据本发明的超声速进气道的壁面确定方法形成唇口激波曲线的示意图；

图5示出了根据本发明的超声速进气道的壁面确定方法形成的唇口激波曲线的依赖域的示意图；

图6示出了根据本发明的超声速进气道的壁面确定方法形成的初始压缩壁面曲线的示意图；

图7示出了根据本发明的超声速进气道的壁面确定方法的外压缩区域的示意图；

图8示出了根据本发明的超声速进气道的壁面确定方法的前体激波曲线和第三壁面曲线的示意图；以及

图9示出了根据本发明的超声速进气道的壁面确定方法的特征线方程的求解过程示意图。

具体实施方式

下文中将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

根据本发明的实施例，超声速进气道通过以下方法获得。

如图1所示，首先根据超声速进气道的结构设计要求给定进气道的几何约束，然后根据该几何约束确定进气道出口边界1-2及其马赫数，其中1点为出口边界1-2的第一出口边界点，2点为出口边界1-2的第二出口边界点。根据出口边界1-2的马赫数确定出口边界1-2的流场参数，并利用特征线法求解出口边界1-2的出口依赖域及其流畅参数分布，即确定三角形区域1-2-3的流场参数分布。其中，3点为利用特征线法根据出口边界1-2的流场参数确定的依赖域的顶点。然后根据超声速进气道的几何约束，确定内压缩段中心曲线3-4的坐标，该曲线在依赖域的顶点3点处的切线方向与进入空气在3点的流动方向重合，其中，顶点3为第一出口边界点1的右行特征线和第二出口边界点2的左行特征线的交点，如图2所示。

如图3所示，确定内压缩段中心曲线3-4之后，根据超声速进气道的内压缩段中心曲线3-4的马赫数变化规律确定其上的马赫数分布，并利用特征线法，根据该曲线上的马赫数分布确定初始内压缩通道流场参数4-5-6及第一壁面曲线1-5和第二壁面曲线2-6。

如图4所示，确定第一壁面曲线1-5和第二壁面曲线2-6之后，根据内压缩激波强度和形状要求，确定唇口激波曲线6-7，其中，唇口激波曲线6-7与第二壁面曲线2-6交汇于第二壁面曲线2-6远离出口一端的端点6。

如图5所示，确定唇口激波曲线6-7之后，利用特征线法确定唇口激波曲线6-7的依赖域，即三角形区域6-7-8的流场参数分布。

如图6所示，确定唇口激波曲线6-7的依赖域之后，根据外压缩壁面的几何约束，例如长度和高度等，确定初始外压缩壁面曲线7-9，初始外压缩壁面曲线7-9经过唇口激波曲线6-7与第一壁面曲线1-5的交点7。

如图7所示，确定初始外压缩壁面曲线7-9之后，根据所确定的初始外压缩壁面曲线7-9，利用特征线法确定外压缩区域7-8-10，该外压缩区域7-8-10与初始外压缩壁面曲线7-9交于10点。

如图8所示，确定外压缩区域7-8-10之后，根据空气进入参数，利用特征线法，确定前体激波曲线6-11，然后根据前体激波曲线6-11远离出口边界的端点11以及外压缩区域7-8-10与初始外压缩壁面曲线7-9的交点10利用特征线法确定第三壁面曲线10-11。

依次连接第一壁面曲线1-5、初始压缩壁面曲线7-9以及第三壁面曲线10-11上相应的点形成下壁面曲线11-10-7-1，根据下壁面曲线11-10-7-1确定超声速进气道的下壁面，根据第二壁面曲线2-6确定超声速进气道的上壁面，然后根据已确定的壁面曲线形成超声速进气道。

根据本发明的实施例，提供了一种超声速进气道，该超声速进气道是通过采用上述设计方式设计而成的。

其中利用特征线法对壁面曲线求解的过程如下：

假设已知壁面曲线上的两点(x₁,r₁,M₁,θ₁,)，(x₂,r₂,M₂,θ₂)，需要求解第三点(x₃,r₃,M₃,θ₃)时，可利用图9所示的过程进行求解。

在求解过程中，首先根据预估步对第三点进行求解，然后对求解值进行校正，获得校正之后的第三点的坐标、马赫数和流动方向角。

预估步包括：

先求解(x₃,r₃)，

μ₁＝sin^-1(1/M₁)

μ₂=sin^-1(1/M₂)

h₁=tan[θ₁+μ₁]

h₂=tan[θ₂-μ₂]

根据差分方程有：

r₃-r₁＝h₁(x₃-x₁)

r₃-r₂＝h₂(x₃-x₂)

两式相减可得：

r₁-r₂={h₂-h₁}x₃+x₁h₁-x₂h₂

求得第三点的坐标

$\left\{\begin{array}{c}{x}_3=\frac{(r_1-r_2)-(x_1{h}_1-x_2{h}_2)}{h_2-h_1}\\ r_3=h_1(x_3-x_1)+r_1\end{array}\right.---\left(1\right)$

下面求解相容性关系式：

令：

$g_1=\frac{{({M_1}^2-1)}^{1/2}}{1+(\mathrm{\γ}-1)M_1^2/2}\frac{1}{M_1}$

$g_2=\frac{{({M_2}^2-1)}^{1/2}}{1+(\mathrm{\γ}-1)M_2^2/2}\frac{1}{M_2}$

$f_1=\mathrm{\δ}\frac{\tan \mathrm{\θ}}{{(M^2-1)}^{1/2}\tan \mathrm{\θ}+1}\frac{r_3{-r}_1}{r_1}$

$f_2=\mathrm{\δ}\frac{\tan \mathrm{\θ}}{{(M^2-1)}^{1/2}\tan \mathrm{\θ}-1}\frac{r_3{-r}_2}{r_2}$

则有：

g₁(M₃-M₁)-(θ₃-θ₁)-f₁＝0

g₂(M₃-M₂)+(θ₃-θ₂)-f₂=0

从而获得第三点所在位置处的马赫数和流动方向角：

$M_3=\frac{f_1-{\mathrm{\θ}}_1+g_1{M}_1+f_2+{\mathrm{\θ}}_2+g_2{M}_2}{g_1+g_2}$

θ₃=g₁(M₃-M₁)+θ₁-f₁

μ₃＝sin^-1(1M₃)

上述公式中，M₁为第一点所在位置处的马赫数，μ₁为第一点所在位置处的马赫角，θ₁为第一点所在位置处的流动方向角，x₁为第一点所在位置处的横坐标，r₁为第一点所在位置处的纵坐标，γ为气体的定压比热与定容比热的比热比，M为当地马赫数且M>1，δδ为流动类型参数，对于二维流动δ=0，三维轴对称流动δ=1,r≠0。

M₂为第二点所在位置处的马赫数，μ₂为第二点所在位置处的马赫角，θ₂为第二点所在位置处的流动方向角，x₂为第二点所在位置处的横坐标，r₂为第二点所在位置处的纵坐标。

M₃为第三点所在位置处的马赫数，μ₃为第三点所在位置处的马赫角，θ₃为第三点所在位置处的流动方向角，x₃为第三点所在位置处的横坐标，r₃为第三点所在位置处的纵坐标。

在预估步中求解出第三点所在位置处的坐标、马赫数和流动方向角之后，对方程的系数或参数取平均值重复预估步的计算过程，对第三点的马赫数和流动方向角进行校正。这个参数或者系数平均值可通过求得的第三点的马赫数和流动方向角进行求解，令

${M_1}^{\′}=\frac{(M_1+M_3)}{2}$

${M_2}^{\′}=\frac{(M_1+M_3)}{2}$

其中M₁'为第一点进行校正后的马赫数平均值，M₂'为第二点进行校正后的马赫数平均值，然后将M₁'和M₂'的值代入预估步中继续进行求解，直至最终校正步求得的第三点马赫数与预估步中求得的第三点马赫数M₃相等位置，此时的第三点所处位置处的马赫数为校正之后的最终的马赫数。同理，第三点所在位置处的流动方向角也可以通过校正步获得最终的流动方向角。

根据本发明的实施例，提供了一种超声速进气道，超声速进气道包括上壁面和下壁面以及连接在上壁面和下壁面之间的两个侧壁面，下壁面由第一壁面曲线、初始压缩壁面曲线以及第三壁面曲线形成的下壁面曲线确定，上壁面由第二壁面曲线确定，其中，第一壁面曲线、第二壁面曲线以及第三壁面曲线根据超声速进气道的设计结构的几何约束利用特征线法确定，初始压缩壁面曲线根据超声速进气道的设计结构的几何约束确定

从以上的描述中，可以看出，本发明上述的实施例实现了如下技术效果：根据超声速进气道设计结构的几何约束确定超声速进气道的出口边界；根据超声速进气道设计结构的几何约束，利用特征线法确定超声速进气道的第一壁面曲线和第二壁面曲线；根据超声速进气道设计结构的外压缩壁面的几何约束确定超声速进气道的初始外压缩壁面曲线；根据超声速进气道设计结构的几何约束，利用特征线法求解超声速进气道的第三壁面曲线；第一壁面曲线、初始压缩壁面曲线以及第三壁面曲线形成下壁面曲线，根据下壁面曲线确定超声速进气道的下壁面；根据第二壁面曲线确定超声速进气道的上壁面。根据本方法设计的超声速进气道，其设计顺序是从后向前，先设计内部壁面与发动机对接，然后再设计外压缩壁面，能够得到刚好满足发动机需求的流场参数。从而能够得到为吸气式超声速推进式系统提供足够的推力，满足飞行器需求的超声速进气道。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种超声速进气道的壁面确定方法，其特征在于，包括： 

根据超声速进气道设计结构的几何约束确定所述超声速进气道壁面曲线的出口边界； 

根据所述超声速进气道设计结构的几何约束，利用特征线法确定所述超声速进气道的第一壁面曲线和第二壁面曲线； 

根据所述超声速进气道设计结构的外压缩壁面的几何约束确定所述超声速进气道的初始外压缩壁面曲线； 

根据所述超声速进气道设计结构的几何约束，利用所述特征线法求解所述超声速进气道的第三壁面曲线； 

所述第一壁面曲线、初始压缩壁面曲线以及第三壁面曲线形成下壁面曲线，根据所述下壁面曲线确定所述超声速进气道的下壁面； 

根据所述第二壁面曲线确定所述超声速进气道的上壁面； 

所述出口边界包括第一出口边界点和第二出口边界点，根据所述超声速进气道设计结构的几何约束确定所述超声速进气道壁面曲线的出口边界之后的步骤还包括：根据所述出口边界的马赫数确定所述出口边界的流场参数，根据所述出口边界及其流场参数利用所述特征线法确定出口依赖域及其流场参数分布； 

根据所述超声速进气道设计结构的几何约束确定所述超声速进气道的初始外压缩壁面曲线的步骤包括：根据内压缩激波强度和形状要求，确定唇口激波曲线及其与所述第一壁面曲线和所述第二壁面曲线的交点，其中，所述唇口激波曲线与所述第一壁面曲线交汇于该第一壁面曲线远离所述出口边界的一端的端点。 

2.根据权利要求1所述的超声速进气道的壁面确定方法，其特征在于，确定所述出口依赖域及其流场参数分布之后，根据所述超声速进气道设计结构的几何约束确定所述超声速进气道的所述第一壁面曲线和所述第二壁面曲线的步骤包括： 

根据所述超声速进气道设计的几何约束，确定内压缩段中心曲线的坐标，并使所述内压缩段中心曲线在所述出口依赖域的顶点位置的切线方向与所述出口依赖域的顶点的流动方向重合，其中，所述出口依赖域的顶点为所述第一出口边界点的右行特征线和所述第二出口边界点的左行特征线的交点。 

3.根据权利要求2所述的超声速进气道的壁面确定方法，其特征在于，使所述内压缩段中心曲线在所述出口依赖域的顶点位置的切线方向与所述出口依赖域的顶点的流动方向重合之后，根据所述超声速进气道设计结构的几何约束确定所述超声速进气道的所述第一壁面曲线和所述第二壁面曲线的步骤还包括： 

根据所述内压缩段中心曲线的马赫数变化规律，确定该内压缩段中心曲线的马赫数分布，并采用所述特征线法，根据所述马赫数分布确定初始内压缩通道的流场参数及所述第一壁面曲线和所述第二壁面曲线。 

4.根据权利要求1所述的超声速进气道的壁面确定方法，其特征在于，确定所述唇口激波曲线及其与所述第一壁面曲线和所述第二壁面曲线的交点之后，根据所述超声速进气道设计结构的几何约束确定所述超声速进气道的初始外压缩壁面曲线的步骤还包括： 

根据所述唇口激波曲线及其与所述第一壁面曲线和所述第二壁面曲线的交点，利用所述特征线法确定所述唇口激波曲线的依赖域及其流场参数分布。 

5.根据权利要求4所述的超声速进气道的壁面确定方法，其特征在于，确定所述唇口激波曲线的依赖域及其流场参数分布之后，根据所述超声速进气道设计结构的几何约束确定所述超声速进气道的初始外压缩壁面曲线的步骤还包括： 

根据外压缩壁面的几何约束，确定初始外压缩壁面曲线，所述初始外压缩壁面曲线经过所述唇口激波曲线与所述第一壁面曲线的交点。 

6.根据权利要求5所述的超声速进气道的壁面确定方法，其特征在于，利用所述特征线法求解所述超声速进气道的第三壁面曲线的步骤包括： 

根据所确定的初始外压缩壁面曲线利用所述特征线法确定外压缩区域，并确定该外压缩区域与所述初始外压缩壁面曲线的交点。 

7.根据权利要求6所述的超声速进气道的壁面确定方法，其特征在于，确定所述外压缩区域，并确定该外压缩区域与所述初始外压缩壁面曲线的交点之后，利用所述特征线法求解所述超声速进气道的第三壁面曲线还的步骤包括： 

根据空气进入参数，利用所述特征线法，确定前体激波曲线，根据所述前体激波曲线远离所述出口边界的端点以及所述外压缩区域与所述初始外压缩壁面曲线的交点利用所述特征线法确定所述第三壁面曲线。 

8.根据权利要求1至7中任一项所述的超声速进气道的壁面确定方法，其特征在于，所述特征线法包括预估步和校正步，该校正步根据预估步的结果进行校正。 

9.一种超声速进气道，其特征在于，所述超声速进气道包括上壁面和下壁面以及连接在所述上壁面和所述下壁面之间的两个侧壁面，所述下壁面由第一壁面曲线、初始外压缩壁面曲线以及第三壁面曲线形成的下壁面曲线确定，所述上壁面由第二壁面曲线确定，其中，所述第一壁面曲线、第二壁面曲线以及第三壁面曲线根据超声速进气道的设计结构的几何约束利用权利要求1至8中任一项所述的超声速进气道的壁面确定方法的特征线法确定，初始外压缩壁面曲线根据所述超声速进气道的设计结构的几何约束确定。