CN104863716A - 基于二元鼓包的进气道内斜激波/边界层干扰控制措施的设计方法 - Google Patents

Abstract

基于二元鼓包的进气道内斜激波/边界层干扰控制措施的设计方法，共分为进气道唇罩激波/边界层干扰特性分析、二元鼓包型面设计与安装位置确定两部分。依据进气道肩部膨胀扇对唇罩激波/边界层干扰的影响机理，提出了膨胀扇对激波/边界层干扰特性影响的修正方法，给出了分离极限压比的具体修正公式，据此可快速明确唇罩激波/边界层干扰的控制需求；依据二元鼓包对激波/边界层干扰的控制机理，给出了鼓包长度和安装位置的选取准则，无需进行复杂的流场仿真分析便可直接生成鼓包的二维型线并确定安装位置。从而，能够快速、可靠地完成二元鼓包控制措施的设计。

Description

基于二元鼓包的进气道内斜激波/边界层干扰控制措施的设计方法

技术领域

本发明涉及超声速、高超声速进气道激波/边界层干扰的流动控制领域，尤其是基于二元鼓包的进气道内斜激波/边界层干扰控制措施的设计方法。

背景技术

斜激波/边界层相互干扰现象广泛地存在于超声速、高超声速飞行器进气道中，其诱导的边界层气流分离是进气道内通道流动组织中的一个突出难题，它不仅导致了显著的总压损失，使进气道的耐反压能力大幅度下降，严重时还可能使进气道陷入不起动状态，使其可用工作包线显著地缩小。为此，必须对斜激波/边界层干扰现象进行有效控制。

目前，针对进气道内的斜激波/边界层相互干扰现象，为了抑制流动分离，主要采用开缝放气、加装涡流发生器等手段进行控制。然而，此类常规控制方法虽然能够取得一定的控制效果，但也存在明显的不足。例如：开缝放气方法通过泄除大量的边界层低能流实现对分离的控制，故带来了放气结构复杂、附加放气阻力增大、热防护负担加重、捕获流量损失等问题；加装涡流发生器方法的控制能力相对较弱，并且薄片式涡流发生器的自身结构较脆弱，在高速气流冲击下容易损坏，在较高马赫数下还存在烧蚀问题。

因此，发展一种控制能力强，且结构简单、热防护负担小、不易损坏的内通道斜激波/边界层相互干扰的控制方法显得十分必要。最近，一种采用二元鼓包的斜激波/边界层干扰控制方法受到了关注，被认为是一种有前景的流动控制措施。如图1所示，在激波入射点附近设置一个二元的光滑鼓包，通过迎风侧压缩面的预增压作用，使得由于激波入射导致的逆压梯度降低，同时鼓包产生的膨胀波束又削弱了反射激波的强度，并对鼓包表面的边界层起到了加速作用，因此能够对激波/边界层干扰现象起到有效的抑制作用。然而，针对该类激波/边界层干扰控制方法的相关设计方法并没有被公布。

发明内容

本发明提供一种针对斜激波/边界层干扰现象二元鼓包控制措施的设计方法，可根据具体的来流参数和进气道波系结构，快速地完成流动控制方案的设计。该设计方法通用、有效且易于操作，适用于单道激波入射、两道激波入射导致激波/边界层干扰现象的控制，并可综合考虑进气道肩部膨胀波的复杂干扰。

为达到上述目的，本发明基于二元鼓包的进气道内斜激波/边界层干扰控制措施的设计方法可采用如下技术方案。

该控制措施的设计方法应包括以下步骤：

(1)、分析进气道内的激波/边界层干扰特性，包括：

(1a)、根据超声速、高超声速进气道的来流参数和几何参数，分析在预定的工作马赫数范围内，进气道内通道的流动特性，并绘制波系结构，该波系结构包括进气道内通道肩部膨胀扇及唇罩激波；

(1b)、依据唇罩入射激波的强度和波前马赫数，采用经验公式对其导致的激波/边界层干扰特性进行初步分析，判断在不同来流马赫数下进气道唇罩激波是否会导致边界层分离；

(1c)、根据激波入射点相对于进气道肩部转折点的位置，分析肩部膨胀扇对所述激波/边界层干扰特性的影响规律，并给出修正公式；

(1d)、依据上述修正公式，在工作马赫数范围内对进气道的唇罩激波/边界层干扰特性重新进行分析，并获得将导致显著边界层分离的工作马赫数范围，据此确定唇罩激波/边界层干扰的控制需求；

(2)、开展二元鼓包的型面设计和安装位置选择：

(2a)、在所需进行控制的马赫数范围内，得到进气道唇罩激波的最前入射点和最后入射点位置，确定出激波/边界层干扰发生的位置区间以及该区间的长度；

(2b)、采用分段多项式进行二元鼓包的型线设计；

(2c)、由于所采用的是二元鼓包型面，为此将上述鼓包型线沿展向拉伸获得二元鼓包三维型面；

(2d)、依据唇罩激波应该始终入射在鼓包外凸段的设计原则，确定鼓包型面的长度和安装位置；鼓包长度的取值应使其外凸段长度大于激波/边界层干扰区长度的1.5倍；

(2e)、最后，确定二元鼓包的高度；二元鼓包的高度取值为当地边界层厚度的30～70％。

本发明基于二元鼓包的进气道内斜激波/边界层干扰控制措施的设计方法，依据膨胀扇对激波/边界层干扰的影响机理，提出了激波/边界层干扰特性的具体修正方法，据此明确了唇罩激波/边界层干扰的控制需求；依据二元鼓包对激波/边界层干扰的控制机理，给出了鼓包长度和安装位置的选取准则；从而，获得了一个快速、可靠的二元鼓包控制措施设计方法。

附图说明

图1是现有采用二元鼓包的斜激波/边界层干扰控制方法的原理图。

图2是现有超声速进气道、高超声速进气道的几何结构和流动结构。

图3是现有超声速进气道、高超声速进气道的流动结构(特别给出了唇罩激波入射的最前点和最后点)。

图4是二维鼓包型线的设计参数示意图。

图5是依据本发明方法设计的二元鼓包在某高超声速进气道上的应用实例图。

具体实施方式

本发明公开了一种基于二元鼓包的进气道内斜激波/边界层干扰控制措施的设计方法。所述进气道涵盖超声速进气道、高超声速进气道，其包括一级压缩面1、二级压缩面2、唇罩3、侧壁4、内通道5、内通道下壁板6、内通道上壁板7、内通道进口8、隔离段9。

下面对采用本发明设计方法设计基于二元鼓包的激波/边界层干扰控制措施的具体步骤进行叙述。

1、分析进气道内的激波/边界层干扰特性

(1)根据超声速、高超声速进气道的来流参数和几何参数，依据斜激波理论分析在预定的工作马赫数范围内进气道内通道5的流动特性，并绘制其波系结构(参见图2)，包括唇罩激波11、肩部膨胀扇10。所述斜激波理论为，当马赫数M₁的超声速气流遇到物面且流动方向偏转δ₁时，会由物面转折的起始点发出一道斜激波，波面与转折前气流方向的夹角为斜激波波角β，所述斜激波波后的马赫数则下降为M₂。并且，所述参数可以采用以下公式进行计算

由 $\frac{1}{\mathrm{tg}{\mathrm{\δ}}_1}=\left(\frac{k+1}{2}\frac{M_1^2}{M_1^2{\sin }^2\mathrm{\β}-1}\right)\mathrm{tg\β},$ 可解得β

以及

$M_2=\sqrt{\frac{{(k+1)}^2{M}_1^4{\sin }^2\mathrm{\β}-4(M_1^2{\sin }^2\mathrm{\β}-1)(k{M}_1^2{\sin }^2\mathrm{\β}+1)}{[2k{M}_1^2{\sin }^2\mathrm{\β}-(k-1)][(k-1)M_1^2{\sin }^2\mathrm{\β}+2]}}$

$\frac{p_2}{p_1}=\frac{2k}{k+1}{M}_1^2{\sin }^2\mathrm{\β}-\frac{k-1}{k+1}$

(2)依据斜激波理论，计算唇罩激波11波后的马赫数M₂和压强p₂，以及其反射激波21波后的马赫数M₃和压强p₃。而后，采用下式计算该状态下边界层分离的极限静压p_sep。并据此对唇罩激波11导致的入射激波/边界层干扰12特性进行分析，判断在不同来流马赫数下是否会导致边界层分离。

若M₁<4.5， $p_{\mathrm{sep}}=p_1\&CenterDot;(1+0.3\&CenterDot;M_1^2)$

若M₁≥4.5， $p_{\mathrm{sep}}=p_1\&CenterDot;(0.17\&CenterDot;M_1^{2.5})$

其中，M₁为唇罩激波11的波前马赫数，p₁为唇罩激波11的波前静压。也就是说，若反射激波21后的静压值p₃超过上式获得的分离极限静压p_sep，将会导致边界层流动分离。

(3)在此基础上，采用以下方法对上式得到的分离极限静压p_sep进行修正，以计入进气道肩部膨胀扇10的影响

${p^{\&prime;}}_{\mathrm{sep}}=p_{\mathrm{sep}}\&CenterDot;\frac{2}{(d/d_s+1)}$

其中

且，p’_sep为修正后的分离极限静压，d为激波入射点13至进气道肩部转折点14的距离，d_s为判别肩部膨胀扇10干扰规律的参考距离，α为唇罩激波11与内通道下壁板6的夹角，为进气道肩部的物面转折角，即二级压缩面2与内通道下壁板6的夹角。

(4)依据修正后的分离极限静压p’_sep，在工作马赫数范围内对进气道的唇罩激波/边界层干扰12的特性重新进行分析，并获得其将导致显著边界层分离的工作马赫数范围，据此确定唇罩激波/边界层干扰12的控制需求。

2、开展二元鼓包的型面设计：

(1)在所需进行控制的马赫数范围内，依据斜激波理论分析得到进气道唇罩激波11的最前入射点15和最后入射点16位置，确定出激波/边界层干扰发生的位置区间以及该区间的长度l_s；

(2)按照下式，进行二元鼓包的型线设计(参见图3)

$\frac{y}{h_b}=\left\{\begin{array}{cc}(A+3){\left(\frac{x}{R\&CenterDot;l_b}\right)}^2-(2+2\&CenterDot;A){\left(\frac{x}{R\&CenterDot;l_b}\right)}^3+A{\left(\frac{x}{R\&CenterDot;l_b}\right)}^4;& 0\&le;x/l_b\&le;R\\ 1-(B+3){\left(\frac{x/l_b-R}{1-R}\right)}^2+(2+2B){\left(\frac{x/l_b-R}{1-R}\right)}^3-B{\left(\frac{x/l_b-R}{1-R}\right)}^4;& R\&le;x/l_b\&le;1\end{array}\right.$

其中x、y分别为鼓包型线的流向和高度方向坐标；h_b为鼓包的高度，l_b为鼓包的长度，分别利用两者对x、y进行无量纲化；R为鼓包最高点17所在的无量纲x坐标，其取值范围为0～1；A、B分别为鼓包前段型线18(最高点前)、后段型线19(最高点后)的形状控制参数，其取值一般在-3～+3之间，并且取值越大，两段型线各自的前端变化越急，后端则越缓。

(3)由于所采用的是二元鼓包型面，为此可以将上述鼓包型线沿展向拉伸获得其三维型面。

(4)依据唇罩激波应该始终入射在鼓包外凸段的设计原则，确定鼓包型面的长度和安装位置。在A、B参数取值确定的情况下，一般鼓包长度l_b的取值应使其外凸段长度大于激波/边界层干扰区长度l_s的1.5倍。

(5)最后，确定二元鼓包的高度h_b。一般，其取值为当地边界层20厚度δ_b的30～70％。所述边界层厚度δ_b的取值可以按照上游边界层发展距离l_d的1％来估计，也可以按照下式进行计算

${\mathrm{\&delta;}}^{*}=0.0504\&CenterDot;\frac{l_d}{{\left({\mathrm{Re}}_{l_d}\right)}^{0.2}}\&CenterDot;[0.129+0.648\&CenterDot;(\frac{k-1}{2}\&CenterDot;M_1^2)+0.871\&CenterDot;(1+\frac{k-1}{2}\&CenterDot;M_1^2)]\&CenterDot;{(1+\frac{k-1}{2}\&CenterDot;M_1^2)}^{-0.6}$

其中，为基于边界层发展距离的流动雷诺数。

本发明基于二元鼓包的进气道内斜激波/边界层干扰控制措施的设计方法，其关键在于：依据膨胀扇对激波/边界层干扰的影响机理，提出了极限分离压比的具体修正方法，明确了唇罩激波/边界层干扰的控制需求；依据二元鼓包对激波/边界层干扰的控制机理，给出了鼓包长度和安装位置的选取准则；从而，给出了一个快速、可靠的二元鼓包控制措施设计方法。

实施例：

如图5所示，某工作马赫数范围为4～6的高超声速进气道，其采用两级外压缩斜面，气流偏转角均为10°，两级唇罩压缩角则分别为11°与9°，进气道的内收缩比为1.8。隔离段的长度l＝176mm、高度h＝16mm。在内通道的进口截面上，边界层厚度为3mm。当该进气道在高马赫数工作时，唇罩激波/边界层干扰在内通道诱导了非常明显的边界层分离，为此引入二元鼓包对其进行控制。

依据上述设计步骤，设计了二元鼓包安装在进气道隔离段的入口进行控制。鼓包的具体几何参数为：h_b＝2mm，l_b＝48mm，R＝0.46，鼓包形状控制参数A＝1，B＝1。并且，鼓包型线的起始点与进气道肩部转折点重合。表1对比了进气道在引入二元鼓包控制前、后的出口截面总压恢复系数对比情况。可以看出，在引入鼓包控制后，进气道的总压恢复系数得到了显著的提升。

表1 控制前、后某高超声速进气道的出口总压恢复系数对比

飞行马赫数	控制前总压恢复系数	控制后总压恢复系数
			4	0.663	0.704
5	0.528	0.608
			6	0.421	0.498

Claims (6)

1.一种基于二元鼓包的进气道内斜激波/边界层干扰控制措施的设计方法，其特征在于，包括如下步骤：

(1)、分析进气道内的激波/边界层干扰特性，包括：

(1a)、根据超声速、高超声速进气道的来流参数和几何参数，分析在预定的工作马赫数范围内，进气道内通道的流动特性，并绘制波系结构，该波系结构包括进气道内通道肩部膨胀扇及唇罩激波；

(1b)、依据唇罩入射激波的强度和波前马赫数，采用经验公式对其导致的激波/边界层干扰特性进行初步分析，判断在不同来流马赫数下进气道唇罩激波是否会导致边界层分离；

(1c)、根据激波入射点相对于进气道肩部转折点的位置，分析肩部膨胀扇对所述激波/边界层干扰特性的影响规律，并给出修正公式；

(1d)、依据上述修正公式，在工作马赫数范围内对进气道的唇罩激波/边界层干扰特性重新进行分析，并获得将导致显著边界层分离的工作马赫数范围，据此确定唇罩激波/边界层干扰的控制需求；

(2)、开展二元鼓包的型面设计和安装位置选择：

(2a)、在所需进行控制的马赫数范围内，得到进气道唇罩激波的最前入射点和最后入射点位置，确定出激波/边界层干扰发生的位置区间以及该区间的长度；

(2b)、采用分段多项式进行二元鼓包的型线设计；

(2c)、由于所采用的是二元鼓包型面，为此将上述鼓包型线沿展向拉伸获得二元鼓包三维型面；

(2d)、依据唇罩激波应该始终入射在鼓包外凸段的设计原则，确定鼓包型面的长度和安装位置；鼓包长度的取值应使其外凸段长度大于激波/边界层干扰区长度的1.5倍；

(2e)、最后，确定二元鼓包的高度；二元鼓包的高度取值为当地边界层厚度的30～70％。

2.根据权利要求1所述的基于二元鼓包的进气道内斜激波/边界层干扰控制措施的设计方法，其特征在于：所述步骤(1b)中判断在不同来流马赫数下进气道唇罩激波是否会导致边界层分离的经验公式为：

若M₁<4.5，p_sep＝p₁·(1+0.3·M₁ ²)

若M₁≥4.5，p_sep＝p₁·(0.17·M₁ ^2.5)

其中，M₁为唇罩激波11的波前马赫数，p₁为唇罩激波11的波前静压；若反射激波后的静压值p₃超过上式获得的分离极限静压p_sep，则会导致边界层流动分离。

3.根据权利要求2所述的基于二元鼓包的进气道内斜激波/边界层干扰控制措施的设计方法，其特征在于：所述步骤(1c)中，所述修正公式为：

${p^{\&prime;}}_{\mathrm{sep}}=p_{\mathrm{sep}}\&CenterDot;\frac{2}{(d/d_s+1)}$

其中

且，p’_sep为修正后的分离极限静压，d为激波入射点(13)至进气道肩部转折点(14)的距离，d_s为判别肩部膨胀扇(10)干扰的参考距离，α为唇罩激波(11)与内通道下壁板(6)的夹角，为进气道肩部的物面转折角。

4.根据权利要求3所述的基于二元鼓包的进气道内斜激波/边界层干扰控制措施的设计方法，其特征在于：所述步骤(2b)中，按照下式，进行二元鼓包的型线设计：

$\frac{y}{h_b}=\left\{\begin{array}{cc}(A+3){\left(\frac{x}{R\&CenterDot;l_b}\right)}^2-(2+2\&CenterDot;A){\left(\frac{x}{R\&CenterDot;l_b}\right)}^3+A{\left(\frac{x}{R\&CenterDot;l_b}\right)}^4;& 0\&le;x/l_b\&le;R\\ 1-(B+3){\left(\frac{x/l_b-R}{1-R}\right)}^2+(2+2B){\left(\frac{x/l_b-R}{1-R}\right)}^3-B{\left(\frac{x/l_b-R}{1-R}\right)}^4;& R\&le;x/l_b\&le;1\end{array}\right.$

其中x、y分别为鼓包型线的流向和高度方向坐标；h_b为鼓包的高度，l_b为鼓包的长度，分别利用两者对x，y进行无量纲化；R为鼓包最高点(17)所在的无量纲x坐标，其取值范围为0～1；A、B分别为鼓包前段型线(18)、后段型线(19)的形状控制参数，其取值在-3～+3之间，并且取值越大，两型线各自的前段变化越急，后段则越缓。

5.根据权利要求4所述的基于二元鼓包的进气道内斜激波/边界层干扰控制措施的设计方法，其特征在于：步骤(2e)中，所述边界层厚度δ_b的取值按照上游边界层发展距离l_d的1％来估计，或者按照下式进行计算：

${\mathrm{\&delta;}}^{*}=0.0504\&CenterDot;\frac{l_d}{{\left({\mathrm{Re}}_{l_d}\right)}^{0.2}}\&CenterDot;[0.129+0.648\&CenterDot;(\frac{k-1}{2}\&CenterDot;{M_1}^2)+0.871\&CenterDot;(1+\frac{k-1}{2}\&CenterDot;{M_1}^2)]\&CenterDot;{(1+\frac{k-1}{2}\&CenterDot;{M_1}^2)}^{-0.6}$

其中，Re_ld为基于边界层发展距离的流动雷诺数。

6.根据权利要求1所述的基于二元鼓包的进气道内斜激波/边界层干扰控制措施的设计方法，其特征在于：步骤(2b)中，使得型线光滑、连续，且其两端与壁面相切，最高点位置可控，同时还可对鼓包型线迎风段、背风段的形状进行调节。