CN103306820B - 超声速进气道及其壁面的三维确定方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种超声速进气道及其壁面的三维确定方法。该超声速进气道壁面的三维确定方法包括以下步骤：S1：设定一个具有弱轴对称性的基准流场；S2：根据基准流场，设定超声速进气道的前缘线，并根据超声速进气道的前缘线追踪确定超声速进气道的上壁面；S3：根据基准流场，设定超声速进气道的后缘线，并根据超声速进气道的后缘追踪确定超声速进气道的下壁面。根据本发明的超声速进气道壁面的三维确定方法，得到的超声速进气道能够很好地与飞行器机体配合，大大提高了飞行器和发动机的整体性能，同时还保证了超声速进气道与飞行器的一体化设计的进行。

Description

超声速进气道及其壁面的三维确定方法

技术领域

本发明涉及空气动力设计领域，更具体地，涉及一种超声速进气道及其壁面的三维确定方法。

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，其主要任务是高效的向燃烧室提供一定压力、温度、速度和流量的空气，使整个推进系统能够产生足够的推力，满足飞行器的需求。

国内外目前的三维内收缩进气道主要包括：Busemann进气道、Jaw进气道、模块化乘波进气道、REST进气道、方转圆进气道等。从与飞行器一体化设计角度考虑，它们可以被分为两个层次:一类是以Busemann进气道为代表，采用流线追踪方法设计，此类进气道进、出口截面形状不规则，通常被用于多模块的弹体布局或直接以进气道作为飞行器前体；另一类则以REST进气道为代表，采用几何截面过渡方法设计，获得了规则的进、出口形状，便于与机体下表面一体化。

基准流场的选取直接确定了三维进气道的压缩效率和启动性能，进而影响发动机和飞行器的整体性能；前缘形状直接决定了三维进气道与飞行器机体的配合性，进而影响飞行器的一体化设计和气动性能。

现有的流线追踪进气道设计均是在垂直于来流的平面内选定自由流管的形状，导致追踪出来的进气道前缘奇形怪状，不能与飞行器机体很好地匹配。且现有技术的基准流场是纯轴对称的，流线追踪的进气道启动方面存在困难。

发明内容

本发明旨在提供一种超声速进气道及其壁面的三维确定方法，以解决现有的超声速进气道的三维设计方法设计得到的超声速进气道前缘形状不能与飞行器机体很好地匹配的问题。

为解决上述技术问题，根据本发明的一个方面，提供了一种超声速进气道壁面的三维确定方法，包括以下步骤：S1：设定一个具有弱轴对称性的基准流场；S2：根据基准流场，设定超声速进气道的前缘线，并根据超声速进气道的前缘线追踪确定超声速进气道的上壁面；S3：根据基准流场，设定超声速进气道的后缘线，并根据超声速进气道的后缘追踪确定超声速进气道的下壁面。

进一步地，S1的步骤包括：根据空气来流条件和超声速进气道的收缩比，利用特征线法确定基准流场的前缘激波面、下壁面、后端面以及上壁面，并且确定基准流场的剖面以及剖面的对称线。

进一步地，S2的步骤包括：在平行于空气来流方向的平面内，给定流线追踪的前缘线。

进一步地，S2的步骤还包括：通过三维坐标转换，将给定的流线追踪的前缘线在前缘激波面内投影，得到超声速进气道的前缘线。

进一步地，S2的步骤还包括：将超声速进气道的前缘线离散成多个点，并将超声速进气道的前缘线上的点在基准流场内流线追踪至基准流场的后端面，得到超声速进气道的上壁面型面。

进一步地，S2的步骤还包括：根据超声速进气道的上壁面型面确定超声速进气道的上壁面。

进一步地，S3的步骤包括：根据超声速进气道的收缩比，在基准流场的后端面内给定超声速进气道的后缘线。

进一步地，S3的步骤还包括：将超声速进气道的后缘线离散成多个点，并将超声速进气道的后缘线上的点在基准流场内逆向流线追踪至基准流场的前缘激波面，得到超声速进气道的下壁面型面。

进一步地，S3的步骤还包括：根据超声速进气道的下壁面型面确定超声速进气道的下壁面。

根据本发明的另一方面，提供了一种超声速进气道，该超声速进气道包括上壁面和下壁面，超声速进气道的上下壁面由上述的超声速进气道壁面的三维确定方法确定。

应用本发明的技术方案，超声速进气道壁面的三维确定方法包括以下步骤：设定一个具有弱轴对称性的基准流场；根据基准流场，设定超声速进气道的前缘线，根据超声速进气道的前缘线追踪确定超声速进气道的上壁面；根据基准流场，设定超声速进气道的后缘线，根据超声速进气道的后缘线追踪确定超声速进气道的下壁面。根据本发明的超声速进气道壁面的三维确定方法，得到的超声速进气道能够很好地与飞行器机体配合，大大提高了飞行器和发动机的整体性能，同时还保证了超声速进气道与飞行器的一体化设计的进行。

附图说明

构成本申请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示意性示出了本发明中的弱轴对称基准流场的左视图；

图2示意性示出了本发明的弱轴对称基准流场的A-A的剖视图；

图3示意性示出了本发明的流线追踪的前缘线在基准流场中的示意图；

图4示意性示出了本发明的超声速进气道的前缘线的示意图；

图5示意性示出了本发明的超声速进气道的上壁面型面的示意图；

图6示意性示出了本发明的超声速进气道的后缘线的示意图；

图7示意性示出了本发明的超声速进气道的下壁面型面的示意图；

图8示意性示出了本发明的超声速进气道的主视图；

图9示意性示出了本发明的超声速进气道的左视图；

图10示意性示出了本发明的超声速进气道的俯视图；

图11示意性示出了本发明的超声速进气道的仰视图；以及

图12示意性示出了本发明的特征线方程的求解过程图。

具体实施方式

以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以由权利要求限定和覆盖的多种不同方式实施。

术语解释：

轴对称：是三维空间的一个概念范畴。

纯轴对称：纯轴对称指常规意义上的轴对称，是指一条母线绕一条中心线旋转而成的三维构型，如圆锥、圆柱。

弱轴对称：是相对于纯轴对称来说的，是指两条不相交的母线沿中心线旋转而成的三维构型，如圆柱环（圆环沿轴向拉伸而成）。

根据本发明的实施例，超声速进气道的壁面通过以下确定方法确定。

结合图1所示，首先进行步骤S1：设定一个具有弱轴对称性的基准流场。具体包括：根据空气来流条件和超声速进气道收缩比，利用特征线法设定一个弱轴对称性的基准流场。其中，空气来流条件包括流体的马赫数、流动角、静压和静温。

结合图2所示，具体来说，确定的基准流场包括的参数为：曲面a-a’-b’-b-a是基准流场前缘激波面，曲面b-b’-c’-c-b是基准流场下壁面，平面c-d-d’-c’-c是基准流场后端面，曲面a-a’-d’-d-a是基准流场上壁面，平面a-a’-d’-d-a是基准流场剖面，直线e-g是剖面的对称线。

结合图3所示，确定完基准流场之后，进行步骤S2：根据超声速进气道的设计要求，设定超声速进气道的前缘线，根据超声速进气道的前缘线3-4追踪确定超声速进气道的上壁面的步骤如下：

首先在平行于空气来流的平面内，给定流线追踪线的前缘线1-2。其中，1点在对称线e-g上，2点在基准流场前缘激波面a-a’-b’-b-a和基准流场剖面a-a’-d’-d-a之间。需要说明的是，本实施例的超声速进气道是一个关于其中心线对称的结构，如果实际需要的超声速进气道不要求对称，流线追踪线的前缘线的起始点1不一定落在对称线e-g上，具体设计时根据设计要求确定流线追踪的前缘线1-2。

其次，结合图4所示，确定流线追踪的前缘线之后，通过三维坐标转化，将给定的流线追踪的前缘线1-2在基准流场前缘激波面a-a’-b’-b-a内投影，得到实际的超声速进气道的前缘线3-4。

再次，结合图5所示，确定实际的超声速进气道的前缘线3-4之后，将超声速进气道的前缘线3-4离散成多个点，然后将超声速进气道的前缘线3-4上的点在基准流场内进行流线追踪至基准流场的后端面c-d-d’-c’-c，得到超声速进气道的上壁面型面3-4-5-6-7-3。其中，将超声速进气道的前缘线3-4离散成多点的方式可以是沿坐标轴的X方向等间距离散，也可以是沿坐标轴的Y轴方向等间距离散，还可以采用其他能将超声速的前缘线3-4离散成多点的方法进行离散。离散的点越多，得到的超声速进气道的上壁面型面3-4-5-6-7-3的边缘越光滑。

最后，根据超声速进气道的上壁面型面3-4-5-6-7-3确定超声速进气道的上壁面。

确定超声速进气道的上壁面之后，进行步骤S3：根据超声速进气道壁面的设计要求，设定超声速进气道的后缘线6-8，根据超声速进气道的后缘追踪确定超声速进气道的下壁面的步骤如下：

首先，结合图6所示，根据超声速进气道的收缩比，在基准流场的后端面c-d-d’-c’-c内给定流线追逐的后缘线6-8，此时，因超声速进气道的后端面c-d-d’-c’-c是平面，流线追踪的后缘线6-8实际上就是超声速进气道的后缘线6-8。

其次，结合图7所示，将超声速进气道的后缘线6-8等间距离散成多个点，将超声速进气道的后缘线6-8上的点在基准流场内进行逆向流线追踪至基准流场的前缘激波面a-a’-b’-b-a，得到超声速进气道的下壁面型面6-8-9-4-5-6。其中，将超声速进气道的后缘线6-8离散成多点的方式可以是沿坐标轴的X方向离散，也可以是沿坐标轴的Y轴方向等间距离散，还可以采用其他等将超声速的后缘线6-8离散成多点的方法进行离散。离散的点越多，得到的超声速进气道的下壁面型面3-4-5-6-7-3的边缘越光滑。

最后，根据超声速进气道的下壁面型面3-4-5-6-7-3确定超声速进气道的下壁面。

其中利用特征线法求解的过程如图12所示。具体来说，特征线法的求解步骤为：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，利用图12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

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

下面求解相容性关系式：

令：

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

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

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

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

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(1/M₃)

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，δ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

${M_1}^{\text{'}}=\frac{(M_1+M_3)}{2}$

${M_2}^{\text{'}}=\frac{(M_1+M_3)}{2}$

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。

结合图8、图9、图10和图11所示，根据本发明的另一实施例，提供了一种超声速进气道，该超声速进气道包括上壁面和下壁面，超声速进气道的上下壁面由上述的超声速进气道壁面的三维确定方法确定。根据本发明的方法得到的超声速进气道，压缩效率好，能够与飞行器很好地匹配，提高了发动机和飞行器的整体性能。

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：超声速进气道壁面的三维确定方法包括以下步骤：设定一个具有弱轴对称性的基准流场；设定超声速进气道的前缘线，根据超声速进气道的前缘线追踪确定超声速进气道的上壁面；设定超声速进气道的后缘线，根据超声速进气道的后缘线追踪确定超声速进气道的下壁面。根据本发明的超声速进气道壁面的三维确定方法，得到的超声速进气道能够很好地与飞行器机体配合，大大提高了飞行器和发动机的整体性能，同时还保证了超声速进气道与飞行器的一体化设计的进行。

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 (10)

1.一种超声速进气道壁面的三维确定方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1：设定一个具有弱轴对称性的基准流场；

S2：根据所述基准流场，设定超声速进气道的前缘线，并根据所述超声速进气道的前缘线追踪确定超声速进气道的上壁面；

S3：根据所述基准流场，设定超声速进气道的后缘线，并根据所述超声速进气道的后缘追踪确定超声速进气道的下壁面。

2.根据权利要求1所述的超声速进气道壁面的三维确定方法，其特征在于，所述S1的步骤包括：

根据空气来流条件和超声速进气道的收缩比，利用特征线法确定所述基准流场的前缘激波面、下壁面、后端面以及上壁面，并且确定所述基准流场的剖面以及所述剖面的对称线。

3.根据权利要求2所述的超声速进气道壁面的三维确定方法，其特征在于，所述S2的步骤包括：

在平行于空气来流方向的平面内，给定流线追踪的前缘线。

4.根据权利要求3所述的超声速进气道壁面的三维确定方法，其特征在于，所述S2的步骤还包括：

通过三维坐标转换，将给定的所述流线追踪的前缘线在所述前缘激波面内投影，得到所述超声速进气道的前缘线。

5.根据权利要求4所述的超声速进气道壁面的三维确定方法，其特征在于，所述S2的步骤还包括：

将所述超声速进气道的前缘线离散成多个点，并将所述超声速进气道的前缘线上的点在所述基准流场内流线追踪至所述基准流场的所述后端面，得到超声速进气道的上壁面型面。

6.根据权利要求5所述的超声速进气道壁面的三维确定方法，其特征在于，所述S2的步骤还包括：

根据所述超声速进气道的上壁面型面确定所述超声速进气道的上壁面。

7.根据权利要求2至6中任一项所述的超声速进气道壁面的三维确定方法，其特征在于，所述S3的步骤包括：

根据超声速进气道的收缩比，在所述基准流场的所述后端面内给定所述超声速进气道的后缘线。

8.根据权利要求7所述的超声速进气道壁面的三维确定方法，其特征在于，所述S3的步骤还包括：

将所述超声速进气道的后缘线离散成多个点，并将所述超声速进气道的后缘线上的点在所述基准流场内逆向流线追踪至所述基准流场的所述前缘激波面，得到超声速进气道的下壁面型面。

9.根据权利要求8所述的超声速进气道壁面的三维确定方法，其特征在于，所述S3的步骤还包括：

根据所述超声速进气道的下壁面型面确定所述超声速进气道的下壁面。

10.一种超声速进气道，包括上壁面和下壁面，其特征在于，所述超声速进气道的上下壁面由权利要求1至9中任一项所述的超声速进气道壁面的三维确定方法确定。