CN103963996B - 横向压力梯度可控的乘波前体与进气道一体化设计方法 - Google Patents

Abstract

横向压力梯度可控的乘波前体与进气道一体化设计方法，涉及临近空间高超声速飞行器。设计二元进气道所需的基本流场；确定设计截面所在位置；按工况要求设计在设计截面内前缘捕获型线的投影，并求出各楔切面内前缘点至激波点在z方向上的投影距离；获取各离散激波点所对应的楔切面位置内压缩型线应具有的压力分布；按求出的压力分布运用二维特征线法得到新生成的二元进气道压缩型线；将得到的二元进气道压缩型线排列于相应的前缘捕获型线处构成完整的进气道压缩型面，三维造型后，得到乘波前体与二元进气道一体化装置，完成横向压力梯度可控的乘波前体与进气道一体化设计。可保证装置有较高的升阻力特性，增大发动机推力的同时减小外流阻力。

Description

横向压力梯度可控的乘波前体与进气道一体化设计方法

技术领域

本发明涉及临近空间高超声速飞行器，尤其是涉及一种横向压力梯度可控的乘波前体与进气道一体化设计方法。

背景技术

临近空间飞行器的发展涉及国家安全与和平利用空间，是目前国际竞相争夺空间技术的焦点之一，而临近空间高超声速远程机动飞行器的研究又因其重要的战略意义成为临近空间飞行器发展的重中之重。以美国、俄罗斯为代表的世界强国都在大力推进各自的高超声速飞行研制计划([1]Joseph,M.H,JamesS.M.RichardC.M.,TheX-51AScramjetEngineFlightDemonstrationProgram,15thAIAAInternationalSpacePlanesandHypersonicSystemsandTechnologiesConference,2008)。自上世纪60年代以来的大量研究([2]Heiser,W.H.andPratt,D.T.,HypersonicAirbreathingPropulsion.AIAAInc.,WashingtonD.C.,USA,1994)充分说明，飞机器与推进系统的一体化设计是实现高超声速飞行的关键，而机体/推进系统一体化的核心则是飞行器和进气道的一体化。近半个世纪来，纵多学者在飞行器外形设计和高超声速进气道研究方面开展了细致的研究工作，从目前的研究热点和趋势看，乘波体飞行器设计和二维进气道研究成为两个领域内的重要技术。

进气道是高超声速飞行器推进系统中的主要部件。它位于飞行器的前部，直接与高超声速飞行器前体相连接，起着压缩来流，为下游提供尽可能多高能气流的作用。从技术角度分析，高超声速进气道的设计要求主要有以下几点：①设计状态流量捕获能力强，为推进系统提供尽可能多的流量；②在压缩气流至所需压比的同时，应做到效率(出口总压)高和出口气流畸变小；③设计方案应在结构上对飞行器总体性能有利：长度尽量短、几何形状固定都有利于减轻重量、提高性能；④外流阻力小，这就要求进气道溢流小，且进气道迎风面积与捕获面积之比尽量小；⑤应有尽量宽的工作马赫数范围

虽然在高超声速飞行器和高超声速进气道研究领域，各项研究已经取得了显著的进展，部件性能也在不断提升。然而，迄今为止，科研人员尚未找到有效的方法，将乘波前体与二维进气道部件一体化，使二者的结合实现捕获流量的最大化。

发明内容

本发明的目的旨在提供可有效提高进气道流量捕获特性的一种横向压力梯度可控的乘波前体与进气道一体化设计方法。

本发明包括以下步骤：

1)设计二元进气道所需的基本流场；

2)确定设计截面所在位置；

3)按工况要求设计在设计截面内前缘捕获型线的投影，并求出各楔切面内前缘点至激波点在z方向上的投影距离；

4)获取各离散激波点所对应的楔切面位置内压缩型线应具有的压力分布；

5)按照步骤4)中求出的压力分布运用二维特征线法得到新生成的二元进气道压缩型线；

6)将步骤5)得到的二元进气道压缩型线排列于相应的前缘捕获型线处构成完整的进气道压缩型面，三维造型后，得到乘波前体与二元进气道一体化装置，完成横向压力梯度可控的乘波前体与进气道一体化设计。

在步骤1)中，所述基本流场包括用于生成指定入射激波的尖劈、二元进气道压缩型面、入射激波、二元进气道唇口；所述入射激波由高超声速来流撞击用于生成指定入射激波的尖劈生成，入射激波的形状由二元进气道压缩型面的形状决定，入射激波于二元进气道唇口处反射。

在步骤2)中，所述确定设计截面所在位置的所在位置为二元进气道压缩型面总长的一半，设计截面所在位置之前压缩型面完全按照楔导乘波理论生成，设计截面所在位置之后的压缩型面依靠型线的发展趋势生成。

在步骤4)中，所述获取各离散激波点所对应的楔切面位置内压缩型线应具有的压力分布的方法可为：根据各楔切面内前缘点至激波点在z方向上的投影距离，由设计截面所在位置内的激波点沿激波曲线向前取点，当得到激波点至设计截面所在位置内的激波点于Z方向上的投影距离与各楔切面内前缘点至激波点在z方向上的投影距离相等时该激波点即为基本流场内前缘点所在位置，提取出基本流场内前缘点所在位置之后沿二元进气道压缩型线的压力分布曲线，基本流场内前缘点所在位置与设计截面所在位置内的激波点位于X方向上的投影距离即为激波点至前缘点在x方向上的实际投影距离。

本发明的技术方案是一种横向压力梯度可控的乘波前体与进气道一体化设计，其结构包括乘波前体与二元进气道。考虑装置的横侧向压力梯度，指定由中间向两侧压力逐渐升高的梯度，从而获得高的流量捕获特性。

本发明的优点是：同时兼顾了乘波前体与二元进气道的性能，可以保证乘波前体与二元进气道一体化装置具有较高的升阻力特性。而考虑其横侧向压力梯度后可以保证二元进气道实现全流量捕获来流，增大发动机推力的同时减小外流阻力。

附图说明

图1是二元进气道基本流场示意图；

图2是本发明实施例的设计截面示意图；

图3是本发明实施例的原理图1；

图4是本发明实施例的原理图2；

图5是本发明实施例的原理图3；

图6是本发明的具体实施方案轴侧图；

图7是本发明的具体实施方案俯视图；

图8是本发明的具体实施方案正视图；

图9是本发明的具体实施方案左视图。

图中各标记为：1表示高超声速来流、2表示尖劈(用于生成指定入射激波)、3表示二元进气道压缩型线、4表示入射激波、5表示二元进气道唇口、6表示设计截面所在位置、7表示设计截面所在位置内的激波点、8表示设计截面内的激波离散点、9表示设计截面内前缘捕获型线的投影、10表示各离散激波点所对应的楔切面位置、11表示各楔切面内前缘点至激波点在z方向上的投影距离、12表示基本流场内前缘点所在位置、13表示需要提出压力分布曲线的压缩型线段、14表示新生成的二元进气道压缩型线、15表示新生成的入射激波曲线、16表示设计截面至前缘点在x方向上的实际投影距离、17表示位于设计截面之后的进气道压缩段、18表示前缘捕获型线、19表示二元进气道部分、20表示乘波前体压缩部分、21表示进气道内压缩部分、22表示二元进气道进口、23表示二元进气道压缩型线、24表示二元进气道横向溢流口。

具体实施方式

以下实施例将结合附图对本发明作进一步说明。

横向压力梯度可控的乘波前体与进气道一体化设计方法为了有效提高乘波前体与二元进气道一体化装置捕获流量而提出的设计方法。

横向压力梯度可控的乘波前体与进气道一体化设计方法主要实施步骤包括：

1、设计二元进气道所需的基本流场。基本流场包括用于生成指定入射激波的尖劈2、二元进气道压缩型面3，入射激波4、二元进气道唇口5。其中入射激波4由高超声速来流1撞击用于生成指定入射激波的尖劈2生成，入射激波4的形状由二元进气道压缩型面3的形状决定，入射激波4于二元进气道唇口5处反射；

2、确定设计截面所在位置6。选取设计截面所在位置6所在位置为二元进气道压缩型面3总长的一半。设计截面所在位置6之前压缩型面完全按照楔导乘波理论生成，设计截面之后的压缩型面依靠型线的发展趋势生成；

3、按工况要求设计在设计截面内前缘捕获型线的投影9，并求出各楔切面内前缘点至激波点在z方向上的投影距离11；

4、获取各离散激波点所对应的楔切面位置10内压缩型线应具有的压力分布。获取方法为根据各楔切面内前缘点至激波点在z方向上的投影距离11，由设计截面所在位置内的激波点7沿激波曲线向前取点，当得到激波点至设计截面所在位置内的激波点7于Z方向上的投影距离与各楔切面内前缘点至激波点在z方向上的投影距离11相等时该激波点即为基本流场内前缘点所在位置12，提取出基本流场内前缘点所在位置12之后沿二元进气道压缩型线3的压力分布曲线，基本流场内前缘点所在位置12与设计截面所在位置内的激波点7位于X方向上的投影距离即为激波点至前缘点在x方向上的实际投影距离16；

5、按照步骤4中求出的压力分布运用二维特征线法得到新生成的二元进气道压缩型线14；

6、将得到型线排列于相应的前缘捕获型线18处构成完整的进气道压缩型面，三维造型得到乘波前体与二元进气道一体化装置。

实施例：考虑横侧向压力变化的乘波前体与进气道一体化设计方法，本实施例给定来流马赫数Ma＝5.5,设计出基本流场如图1所示，按照本发明所述设计方法，可设计如图6所示一体化装置。所述装置由二元进气道外压缩部分19、二元进气道内压缩部分21与乘波前体外压缩部分20组成。该装置在设计条件下激波完全贴口两侧压力梯度略大于中间二元进气道部分，实现理论捕获流量大于100％。该装置存在二元进气道横向溢流口24，横向溢流口按反射激波角设计。

运用本发明生成装置在保持乘波前体与二元进气道一体化装置整体形状的同时，实现了横侧向压力梯度由中间向两侧的参数化设计，能够提高进气道流量捕获系数，从而提高推进系统的总体性能。

Claims (4)

1.横向压力梯度可控的乘波前体与进气道一体化设计方法，其特征在于包括以下步骤：

1)设计二元进气道所需的基本流场；

2)确定设计截面所在位置；

3)按工况要求设计在设计截面内前缘捕获型线的投影，并求出各楔切面内前缘点至激波点在z方向上的投影距离；

4)获取各离散激波点所对应的楔切面位置内压缩型线应具有的压力分布；

5)按照步骤4)中求出的压力分布运用二维特征线法得到新生成的二元进气道压缩型线；

6)将步骤5)得到的二元进气道压缩型线排列于相应的前缘捕获型线处构成完整的进气道压缩型面，三维造型后，得到乘波前体与二元进气道一体化装置，完成横向压力梯度可控的乘波前体与进气道一体化设计。

2.如权利要求1所述横向压力梯度可控的乘波前体与进气道一体化设计方法，其特征在于在步骤1)中，所述基本流场包括用于生成指定入射激波的尖劈、二元进气道压缩型面、入射激波、二元进气道唇口；所述入射激波由高超声速来流撞击用于生成指定入射激波的尖劈生成，入射激波的形状由二元进气道压缩型面的形状决定，入射激波于二元进气道唇口处反射。

3.如权利要求1所述横向压力梯度可控的乘波前体与进气道一体化设计方法，其特征在于在步骤2)中，所述确定设计截面所在位置的所在位置为二元进气道压缩型面总长的一半，设计截面所在位置之前压缩型面完全按照楔导乘波理论生成，设计截面所在位置之后的压缩型面依靠型线的发展趋势生成。

4.如权利要求1所述横向压力梯度可控的乘波前体与进气道一体化设计方法，其特征在于在步骤4)中，所述获取各离散激波点所对应的楔切面位置内压缩型线应具有的压力分布的方法为：根据各楔切面内前缘点至激波点在z方向上的投影距离，由设计截面所在位置内的激波点沿激波曲线向前取点，当得到激波点至设计截面所在位置内的激波点于z方向上的投影距离与各楔切面内前缘点至激波点在z方向上的投影距离相等时该激波点即为基本流场内前缘点所在位置，提取出基本流场内前缘点所在位置之后沿二元进气道压缩型线的压力分布曲线，基本流场内前缘点所在位置与设计截面所在位置内的激波点位于x方向上的投影距离即为激波点至前缘点在x方向上的实际投影距离。