CN104234836B - 一种乘波前体与矩形截面高超声速进气道匹配设计的方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种乘波前体与矩形截面高超声速进气道匹配设计的方法，矩形截面进气道的唇口前缘为直线型，乘波前体产生的激波形状与矩形截面进气道的唇口形状吻合。具体实现方法是将现有技术中的乘波前体作为基础，在此基础上调整前缘点的型面，使得最终所有点在矩形截面高超声速进气道唇口的位置处的激波高度都与矩形截面高超声速进气道唇口恰好贴合。实验证明，依靠本发明方法调整后的产生的激波与矩形截面高超声速进气道唇口直线型前缘匹配较佳，并且调整宽度范围稍大些能够得到较好的改善效果。

Description

一种乘波前体与矩形截面高超声速进气道匹配设计的方法

技术领域

本发明涉及进气道气动设计领域，特别是一种乘波前体与矩形截面高超声速进气道匹配设计的方法。

背景技术

对于吸气式高超声速推进系统而言，推进系统与机体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前体与进气道的一体化。从设计角度考虑，飞行器对二者的要求不同：对前体的要求主要为低阻、高升阻比、良好的前缘气动热防护性能及具有一定的有效容积等；而对进气道的要求是工作马赫数范围宽、保证足够捕获流量的同时压缩效率要高。但两者的一体化设计不是各自优化后的简单叠加，因为将性能优良的前体/进气道简单组合后的总体性能将大打折扣。

乘波前体在设计M数下产生的弧形曲线激波沿前缘很好的附着，激波后的高压力区域局限在下表面上，且从下表面到上表面没有流动泄漏，对常规高超音速构型，这种上、下表面之间的流动泄漏导致多达25％的升力损失，因而乘波构形产生的升力或升阻比要比常规构型高得多，且其前体横向压力梯度也较小，因此是当前研究人员都比较认可和接受的一种理想的高超声速飞行器前体构型。

自上世纪60年代始，矩形截面高超声速进气道由于其波系结构简单、易于工程实现等特点引起了国内外众多专家学者的关注。从目前的研究来看，兼顾气动性能及工程设计优势的矩形截面高超声速进气道设计方法相对较为成熟，其逐渐成为高超声速飞行试验的重要选择，如X-43A和X-51均采用此方案。

在乘波前体与矩形截面进气道一体化设计方面，已完成带飞实验的美国X-51飞行器前体/进气道一体化思路引起了众多科技人员的关注，并有大量的科研单位和工作人员对乘波前体与矩形截面进气道一体化设计开展了研究。但是还有很多问题有待解决，尤其是在优化设计方面，因为前体与进气道一体化设计是多门学科知识复杂的耦合，现阶段的研究成果也较少，而通过改变乘波前体形成的弧形曲线激波来匹配矩形截面进气道唇口直线型前缘的设计研究鲜有文献发表。

发明内容

要解决的技术问题：针对现有技术的不足，本发明提出一种乘波前体与矩形截面进气道匹配设计的方法，解决现有技术中乘波前体形成的弧形曲线激波与矩形截面高超声速进气道唇口直线型前缘不匹配、需要完善的技术问题。

技术方案：为解决上述技术问题，本发明采用以下技术方案：

一种乘波前体与矩形截面高超声速进气道匹配设计的方法，矩形截面进气道的唇口前缘为直线型，乘波前体产生的激波形状与矩形截面进气道的唇口形状吻合。

矩形截面进气道对乘波前体设计的基本要求如下：(1)保障矩形截面进气道有足够的流量捕获；(2)保障对气流一定的预压缩；(3)矩形截面进气道内压段进口的气流品质要符合一定的要求。

所谓乘波前体激波与矩形截面高超声速进气道唇口形状匹配，就是通过某种设计调整，使乘波前体产生的激波形状与矩形截面高超声速进气道唇口的下沿形状相吻合，乘波前体产生的激波既不进入内压段，也不溢出矩形截面高超声速进气道唇口外。对此，有两种解决办法：一是调整矩形截面高超声速进气道唇口下沿的形状，使其与乘波前体产生的激波形状匹配；另一种是调整乘波前体产生的激波形状，使其满足矩形截面高超声速进气道唇口下沿形状的要求。相比较而言，调整矩形截面高超声速进气道唇口下沿形状较为简单，可以依据前体激波的形状进行调整，使矩形截面高超声速进气道唇口外形与之相匹配。缺点是对于二元高超声度进气道而言，矩形截面高超声速进气道唇口形状的调整势必会增大其内通道流动的三维效应，使通道内的流动更加复杂，与预期的设计不符，流动损失增大。调整乘波前体激波的形状，需要对乘波前体的设计进行改动，虽然改动动作较大，但保证了内通道的流动性。故综合考虑，本发明选择调整乘波前体激波的形状的方案。

具体的，在本发明中，所述乘波前体按照如下方法设计：

步骤(1)、设计具有两级压缩面的乘波前体基体，所述乘波前体基体的长度为L，气流压缩角为δ，则乘波前体基体的最前点A点处产生的激波在乘波前体最后方处的高度H＝Ltanβ，激波角β由来流马赫数M及气流压缩角δ确定，使得乘波前体基体的最前点A处产生的激波恰好与矩形截面进气道的唇口下沿的位置一致；

步骤(2)、在乘波前体基体的长度方向上，在离乘波前体基体的最前点A点距离为Xi的乘波前体基体上分布有调整点，设定所述调整点处的气流压缩角δ₀，设定在调整点处的激波角β₀，所述激波角β₀满足根据斜激波关系式，由得到的激波角β₀、来流马赫数M确定得到调整点处气流压缩角δ₀；

步骤(3)、用气流压缩角δ₀代替此处原气流压缩角度δ，在调整点处构造新的型面形成乘波前体。

上述设计的原理如下：对于沿展向定楔角的乘波前体而言，其横向之所以产生弧线曲线激波，主要是由于在不同的展向位置，虽然来流马赫数和气流压缩角度基本相同，但其距矩形截面高超声速进气道唇口的距离不同。因此在相同激波角的情况下，不同点产生的激波高度不同。乘波前体基体的最前点A产生的激波的高度在矩形截面高超声速进气道唇口处最高，往左右两边越来越低，从矩形截面高超声速进气道唇口位置所在的横向截面看将产生曲线激波。那么，只要保证在除乘波前体基体的最前点A以外的其余点产生的激波与乘波前体基体的最前点A处产生的激波都在矩形截面高超声速进气道唇口位置处的高度相同即可。那么就需要在乘波前体基体上做出形状调整，有形状调整的点称之为调整点，乘波前体基体上存在多个调整点，调整点处一般设置为向乘波前体基体外凸的一块，满足调整点处的气流压缩角为δ₀即可，具体型面的构造方式可按美国Maryland大学的RyanP.Starkey提出的定楔角乘波体设计方法获得。

作为优选的，在本发明中，所述矩形截面高超声速进气道的宽度为W₀，调整点的覆盖范围在乘波前体基体的宽度方向上的总宽度为1W₀～1.5W₀，且该覆盖范围以乘波前体基体的对称轴为对称分布。

由于乘波前体的宽度大于矩形截面高超声速进气道唇口的进口宽度，而乘波前体产生的激波仅需和矩形截面高超声速进气道的唇口的下沿匹配，因此实际设计时可以只对与矩形截面高超声速进气道进口宽度相同的乘波前体部分进行型面调整，也可以略大于矩形截面高超声速进气道进口的宽度进行调整，其余部分进行光滑过度处理即可，这样产生的激波在矩形截面高超声速进气道的唇口处都与矩形截面高超声速进气道的唇口下沿形状贴合。

有益效果：

本发明的一种乘波前体与矩形截面高超声速进气道匹配设计的方法，将现有技术中的乘波前体作为基础，在此基础上调整前缘点的型面，使得最终所有点在矩形截面高超声速进气道唇口的位置处的激波高度都与矩形截面高超声速进气道唇口恰好贴合。

实验证明，依靠本发明方法调整后的产生的激波与矩形截面高超声速进气道唇口直线型前缘匹配较佳，并且调整宽度范围稍大些能够得到较好的改善效果。

附图说明

图1为一种现有的乘波前体激波进入矩形截面高超声速进气道唇口的示意图；

图2为另一种现有的乘波前体激波进入矩形截面高超声速进气道唇口的示意图；

图3为调整矩形截面高超声速进气道唇口形状的示意图；

图4为调整乘波前体激波形状的示意图；

图5为乘波前体激波形状调整原理示意图；

图6为图5的左视图；

图7为图5的俯视图；

图8为前体基体的结构示意图；

图9为图8的右视图；

图10为前体基体的立体图；

图11为方案2的乘波前体示意图；

图12为方案2的乘波前体的立体图；

图13为方案3的乘波前体示意图；

图14为方案3的乘波前体的立体图；

图15为方案1产生的不同流向位置的横向截面压力等值图；

图16为方案2产生的不同流向位置的横向截面压力等值图；

图17为方案3产生的不同流向位置的横向截面压力等值图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作更进一步的说明。

进行乘波前体/矩形截面高超声速进气道匹配设计时，由于乘波前体3通常形成弧形曲线激波，而矩形截面高超声速进气道唇口2的上沿通常设计成直线型，这将造成乘波前体激波1与矩形截面高超声速进气道唇口2不匹配。不匹配的分为2种情况，如图1所示，当乘波前体激波1的最高点与矩形截面高超声速进气道唇口2位置一致时，靠近两侧，乘波前体激波1将进入矩形截面高超声速进气道内，导致矩形截面高超声速进气道内流动损失增大。如图2所示，当两侧乘波前体激波1与矩形截面高超声速进气道唇口2一致时，乘波前体激波1最高点将溢出矩形截面高超声速进气道唇口2，导致较大的流量损失。因此乘波前体/矩形截面高超声速进气道匹配设计的首要要求就是乘波前体激波1与矩形截面高超声速进气道唇口2形状匹配。

如图3和图4为可采取的2种调整方案，本发明选用图4所示的调整方案，即改变乘波前体激波1的形状以适应矩形截面高超声速进气道唇口2。

如图5所示为乘波前体激波1形状调整原理示意图。图5中的阴影部分为以乘波前体基体的中轴线所在位置的剖视图，乘波前体基体的最前点A，乘波前体基体的长度为L，乘波前体最后端的高度为BC段，气流压缩角为δ，如图6所示，则乘波前体基体的最前点A点处产生的激波在乘波前体最后方处即矩形截面高超声速进气道唇口位置处(图中的CE截面位置)的高度为H＝Ltanβ，激波角β由来流马赫数M及气流压缩角δ确定，点A处产生的激波在CE截面上的位置为E点，该点恰好与矩形截面高超声速进气道唇口的下沿贴合(图5至图7是将实际的乘波前体激波倒置)。

如图6所示，矩形截面高超声速进气道唇口2的宽度为W₀，乘波前体激波的宽度为W，除A点外，乘波前体基体上的其余点在CE截面处产生的激波高度均低于E点的高度，其中在矩形截面高超声速进气道唇口2的侧边处的高度达到D点的位置。

实施本发明时，需要将除A点以外的其余点产生的乘波前体激波在CE截面处的高度都与E点一致即可达到目的。

对于任意一个除A点以外的点，确定需要调整激波的前缘点距CE截面的距离Li，即Li＝L-Xi。其中Xi为调整点距最前缘A点的距离。假定调整后的点产生的激波在CE截面上的激波高度与A点产生的激波高度相同。则可根据几何关系点调整后的激波角β₀。即

$\tan {\mathrm{\β}}_0=\frac{H-\mathrm{Xi}\×\tan \mathrm{\δ}}{L-\mathrm{Xi}}$

$\tan {\mathrm{\β}}_0=\frac{L\tan \mathrm{\β}-\mathrm{Xi}\×\tan \mathrm{\δ}}{L-\mathrm{Xi}}$

则：

${\mathrm{\β}}_0=\arctan \left(\frac{L\tan \mathrm{\β}-\mathrm{Xi}\×\tan \mathrm{\δ}}{L-\mathrm{Xi}}\right)$

根据来流马赫数和激波角β₀，由斜激波关系式可迭代求得调整点处的气流压缩角δ₀。

最后，根据确定的气流压缩角δ₀，在调整点构造新的型面。由于乘波前体基体的宽度大于进气道的进口宽度，而乘波前体激波仅需和矩形截面高超声速进气道的唇口匹配，因此实际设计时可以只对与矩形截面高超声速进气道的唇口宽度相同的乘波前体部分进行型面调整，当然也可以略大于矩形截面高超声速进气道的唇口的宽度进行调整，其余未调整的部分进行光滑过度处理即可。

利用上述原理，将方案具体化。设定矩形截面高超声速进气道的唇口的宽度W₀为0.1m。

采用两级压缩前体设计，乘波前体基体总长度L为0.62m，宽度W为0.30m。第一级气流压缩角度为δ＝4.5°，两级气流总压缩角度为11°，前缘形状因子n＝0.5；第一级设计时，设定前缘角θ与气流压缩角相等，压缩面为平面；第二级压缩是在第一级的基础上设计，其压缩面宽为0.10m(对应于矩形截面高超声速进气道的唇口的宽度)，乘波前体基体的侧边与第一级采用多项式曲线连接。

共设计了三个方案，其中方案1为平面压缩二级乘波前体，方案2和方案3为在方案1的基础上，采用上述乘波前体激波调整方法进行设计的二级乘波前体。其中，方案2的乘波前体调整宽度为0.10m，恰好与矩形截面高超声速进气道的唇口的宽度相同，方案3的前体调整设计宽度为0.14m，略大于矩形截面高超声速进气道的唇口的宽度。上述三个设计方案除调整部分的型面外，其余部分的几何尺寸完全相同。

如图8、图11和图13，分别给出了三种设计方案三维造型视图对比。从图8可以看出，方案1的第一级压缩前体为平面，从图12和图13可以看出，调整设计后的方案2和方案3的第一级压缩面不再是平面，靠近前缘两侧型面逐渐突起，并且横向调整的宽度越大，其突起部分的相对高度越大。如方案3的突起部分更加靠近前体后端，且明显高于方案2。

针对之前的三种前体方案，应用Gridgen网格生成软件，对其进行结构化网格划分。考虑流动的对称性，仅对其1/2流场进行网格划分，网格总计约为220万。应用NAPA软件，在来流马赫数M＝6.0、0°来流攻角条件下对其流动进行三维欧拉方程数值仿真，初步对上述前体激波调整方法进行数值仿真验证。

图15至图17分别给出了三种设计方案下的不同流向位置的横向截面压力等值图。从同一截面位置的压力等值图的对比可以看出，采用上述设计方案后，在靠近横向对称面附近，方案2和方案3的乘波前体的第一道激波明显由方案1时的弯曲曲线激波转为近似直线激波，并且方案3的改善效果明显大于方案2的改善效果。说明随着设计调整宽度的增大，改善效果越明显。初步说明前文给出的乘波前体激波调整方法是有效的。

综上所述，经对数值模拟结果的初步分析表明：本文所采用的方案可以调整乘波前体前缘激波的形状，达到与矩形截面高超声速进气道唇口匹配的目的。另外，采用本文方案进行前缘激波调整时，由于调整后的前体型面鼓起，气流将出现压缩、膨胀等变化过程，将导致前体气流不均匀度增大，流动损失增加。因此应用本文所介绍的设计方法时，需要折中考虑它的利与弊，根据不同的实际情况，选取一个合适的调整度，以达到最优效果。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出：对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (2)

1.一种乘波前体与矩形截面高超声速进气道匹配设计的方法，其特征在于：矩形截面高超声速进气道的唇口前缘为直线型，乘波前体产生的激波形状与矩形截面高超声速进气道的唇口形状吻合；所述乘波前体按照如下方法设计：

步骤(1)、设计具有两级压缩面的乘波前体基体，所述乘波前体基体的长度为L，气流压缩角为δ，则乘波前体基体的最前点A点处产生的激波在乘波前体最后方处的高度H＝Ltanβ，激波角β由来流马赫数M及气流压缩角δ确定，使得乘波前体基体的最前点A处产生的激波恰好与矩形截面进气道的唇口下沿的位置一致；

步骤(2)、在乘波前体基体的长度方向上，将离乘波前体基体的最前点A点距离为Xi的乘波前体基体上的点设置为调整点，所述调整点处的气流压缩角δ₀，设定在调整点处的激波角β₀，所述激波角β₀满足根据斜激波关系式，由得到的激波角β₀、来流马赫数M确定得到调整点处气流压缩角δ₀；

步骤(3)、用气流压缩角δ₀代替此处原气流压缩角度δ，在调整点处构造新的型面形成乘波前体。

2.根据权利要求1所述的乘波前体与矩形截面高超声速进气道匹配设计的方法，其特征在于：所述矩形截面高超声速进气道的宽度为W，调整点的覆盖范围在乘波前体基体的宽度方向上的总宽度为1W～1.5W，且该覆盖范围以乘波前体基体的对称轴为对称分布。