CN104975950B - 指定壁面压力分布的二元高超声速进气道确定方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种指定壁面压力分布的二元高超声速进气道确定方法，属于超燃冲压发动机进气道技术领域。以进气道流道静压分布作为设计条件，根据差分后的超声速特征线方程组与激波关系式，通过内点、壁面点和激波点等单元过程从来流开始向下游逐步扩展，计算得到进气道壁面型线坐标，最终生成整个进气道流道气动型面。本发明能够通过具有显著物理意义的参数控制整个进气道的压缩过程，可以有效地避免附面层分离，可以在兼顾压缩效率的同时减小压缩面长度，并且能够缓解来流条件改变带来的不利影响。
Description
技术领域
本发明涉及一种用于高超声速飞行器超燃冲压发动机的二元进气道流道设计方法，属于超燃冲压发动机进气道技术领域。
背景技术
进气道是高超声速飞行器超燃冲压发动机的重要部件，主要功用是高效地捕获、压缩来流使之适合燃烧。其中二元进气道是一种获得广泛应用的形式，传统的设计主要采用斜激波压缩气流，根据等激波强度配波理论或等熵压缩理论配置其外压缩楔面或曲面，然后在内压部分通过楔面或圆弧面过渡至燃烧室进口。“Scramjet Propulsion”(Curran ET)，“Hypersonic Airbreathing Propulsion”(Heiser W H)，“高超声速进气道的设计，计算与实验研究”(范晓樯)，“典型二元高超声速进气道设计方法研究”(张晓嘉)，“提高固定几何二元进气道低马赫数性能的仿真研究”(骆晓臣)，“二元高超声速进气道的内压段设计”(李航)等文中对现有的设计方法进行了总结或改进。但这种传统方法的设计结果往往存在一些缺点，例如，压缩面长度较长，拐角处与内压段附面层容易分离，受来流马赫数变化及前体附面层影响严重等，这些问题在以上文献中也均有提及。近年来，“弯曲激波压缩面设计及试验研究”(居燕)，“超声/高超声速非均匀来流下曲面压缩系统研究”(潘瑾)等文献中提出并研究了采用弯曲压缩型面及其产生的弯曲激波来压缩高超声速气流的概念，有利于解决以上问题，但是目前的研究仅限于替代外压缩型面，而未考虑其在进气道通道设计中的融合。
发明内容
发明目的：为了克服现有技术中存在的不足，本发明提供一种指定壁面压力分布的二元高超声速进气道确定方法，该方法能够避免传统二元进气道设计方法的不足，采用弯曲激波压缩的概念，提出根据指定的压力分布规律设计整个进气道流道的方法，实现气动参数可控的进气道内外压缩一体化设计。
为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：一种指定壁面压力分布的二元高超声速进气道确定方法，根据进气道流道静压分布，利用差分后的超声速特征线方程组与激波关系式，通过内点、壁面点和激波点单元过程从来流开始向下游逐步扩展，计算得到进气道壁面型线坐标，最终生成整个进气道流道气动型面。
优选的，包括以下步骤：
步骤A：将进气道顶板压缩壁面按气流流通方向依次分为一个以上的顶板压缩壁面，分别记为第N顶板压缩壁面，其中N大于等于1；将进气道唇罩压缩壁面按气流流通方向依次分为一个以上的唇罩压缩壁面，分别记为第M唇罩压缩壁面，其中M大于等于1；以进气道前缘激波、第一道反射激波及第一顶板压缩壁面围成第一流场区域，而第L流场区域由第(L-1)道反射激波、第L道反射激波，第(L-1)唇罩压缩壁面围成，其中L为偶数；而第P流场区域由第(P-1)道反射激波、第P道反射激波，第(P-1)顶板压缩壁面围成，其中P为大于等于3的奇数；
步骤B：根据进气道的超声速或高超声速来流，和第一顶板压缩壁面上的压力分布作为边界条件，利用差分后的超声速流特征线方程组与激波关系式，从第一顶板压缩壁面前端开始构建初值线并通过内点、壁面点和激波点单元过程逐步向下游扩展，计算出第一顶板压缩壁面、进气道前缘激波的坐标以及第一流场区域内的流场参数；
步骤C：对于区域为偶数L的流场区域，以第(L-1)流场区域内的流场参数、第(L-1)唇罩压缩壁面上的压力作为边界条件，利用差分后的超声速流特征线方程组与激波关系式，从第(L-1)唇罩压缩壁面的前端开始构建初值线并通过内点、壁面点和激波点单元过程逐步向下游扩展，计算出第(L-1)唇罩压缩壁面、进气道内第(L-1)道反射激波的坐标以及第L流场区域的流场参数；
步骤D：对于区域为大于等于3的奇数P的流场区域，以第(P-1)流场区域的流场参数及第(P-1)顶板压缩壁面上的压力分布作为边界条件，利用差分后的超声速流特征线方程组与激波关系式，从第(P-1)顶板压缩壁面的前端开始构建初值线并通过内点、壁面点和激波点单元过程逐步向下游扩展，可以计算出第(P-1)顶板压缩壁面、第(P-1)道反射激波的坐标以及第P流场区域内的流场参数；
步骤E：向下游根据不同的顶板压缩壁面和唇罩压缩壁面依次重复步骤C和D，当出口壁面转至水平方向或气流参数满足进气道喉道截面的要求时停止计算，得出各区域相对应的顶板压缩壁面或者唇罩压缩壁面；然后将各区域顶板压缩壁面拼接后延长至喉道截面得到进气道顶板压缩壁面，各区域唇罩压缩壁面拼接并延长至喉道截面得到进气道唇罩压缩壁面，最终生成整个进气道流道气动型面；
所述步骤C中进气道内第(L-1)道反射激波的波前参数是在第(L-1)流场区域中根据位置坐标插值得到。
所述步骤D中第(P-1)道反射激波的波前参数是在第(P-1)流场区域中根据位置坐标插值得到。
优选的：第一顶板压缩壁面的压力分布如下：
pt(xt1)＝prt；
其中，i代表分段函数的节点编号，为从1至7的整数，以i作下标表示参数在此节点的值，xt代表以前缘为原点的水平坐标以捕获高度无量纲化后的值，Gt代表压力梯度以来流压力和捕获高度无量纲化后的值，prt为前缘压比，pt(x)代表以来流静压无量纲化后的分布函数。
优选的：第一唇罩压缩壁面压力分布如下：
pc(xc1)＝prc；
其中，i代表分段函数的节点位置编号，为从1至4的整数，以i作下标表示参数在此节点的值，xc代表以唇口起点为原点的水平坐标以捕获高度无量纲化后的值，Gc代表压力梯度以来流压力和捕获高度无量纲化后的值，pr为唇口前缘压比，pc(x)代表以唇口起点处上游静压无量纲化后的分布函数。
本发明提供的指定壁面压力分布的二元高超声速进气道确定方法，相比现有技术，具有以下有益效果：能够通过具有显著物理意义的参数控制整个进气道的压缩过程，因而可以有效地避免附面层分离，可以用较短的压缩面长度获得较高的压缩效率，并且能够缓解来流马赫数改变或前体附面层带来的不利影响；设计灵活性高，更容易适应发动机及飞行器对进气道尺寸的要求；设计过程被参数化，便于结合设计经验与优化算法实现快速设计。
附图说明
图1是根据指定壁面压力分布设计的采用弯曲激波压缩的二元高超声速进气道压缩型面及流场激波系示意图。
图2是根据壁面压力分布求解得到的第一部分流场区域及求解过程中的特征线网格示意图。
图3是在第一部分流场区域后根据壁面压力分布求解得到的第二部分流场区域及求解过程中的特征线网格示意图。
图4是在第一部分、第二部分流场区域后根据壁面压力分布求解得到的第三部分流场区域及求解过程中的特征线网格示意图。
图中1表示超声速或高超声速来流，2表示进气道顶板压缩壁面，3表示进气道唇罩压缩壁面，4表示进气道前缘激波，5表示进气道内第一道反射激波，6表示进气道内第二道反射激波，7表示进气道内第三道反射激波，8表示进气道前缘激波、第一道反射激波及一部分顶板压缩壁面围成的流场区域，9表示第一道反射激波、第二道反射激波及一部分唇罩压缩壁面围成的流场区域，10表示第二道反射激波、第三道反射激波及一部分顶板压缩壁面围成的流场区域，11表示进气道喉道截面，12表示设计过程的第一部分流场区域，13表示第一部分流场区域的压缩壁面，14表示第一部分区域壁面产生的弯曲激波，15表示第一部分区域出口处的马赫线，16表示在第部分一区域后设计的第二部分流场区域，17表示第二部分流场区域的压缩壁面，18表示第二部分流场区域出口处的马赫线，19表示在第二部分流场区域后设计的第三部分流场区域，20表示第三部分流场区域的压缩壁面，21表示第三部分流场区域出口处的马赫线。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作更进一步的说明。
一种指定壁面压力分布的二元高超声速进气道确定方法，如图1-4所示，根据进气道流道静压分布，利用差分后的超声速特征线方程组与激波关系式，通过内点、壁面点和激波点单元过程从来流开始向下游逐步扩展，计算得到进气道壁面型线坐标，最终生成整个进气道流道气动型面。
具体包括以下步骤：
步骤A：将进气道顶板压缩壁面按气流流通方向依次分为一个以上的顶板压缩壁面，分别记为第N顶板压缩壁面，其中N大于等于1；将进气道唇罩压缩壁面按气流流通方向依次分为一个以上的唇罩压缩壁面，分别记为第M唇罩压缩壁面，其中M大于等于1；以进气道前缘激波、第一道反射激波及第一顶板压缩壁面围成第一流场区域，而第L流场区域由第(L-1)道反射激波、第L道反射激波，第(L-1)唇罩压缩壁面围成，其中L为偶数；而第P流场区域由第(P-1)道反射激波、第P道反射激波，第(P-1)顶板压缩壁面围成，其中P为大于等于3的奇数；
步骤B：根据进气道的超声速或高超声速来流，和第一顶板压缩壁面上的压力分布作为边界条件，利用差分后的超声速流特征线方程组与激波关系式，从第一顶板压缩壁面前端开始构建初值线并通过内点、壁面点和激波点单元过程逐步向下游扩展，计算出第一顶板压缩壁面、进气道前缘激波的坐标以及第一流场区域内的流场参数；
步骤C：对于区域为偶数L的流场区域，以第(L-1)流场区域内的流场参数、第(L-1)唇罩压缩壁面上的压力作为边界条件，利用差分后的超声速流特征线方程组与激波关系式，从第(L-1)唇罩压缩壁面的前端开始构建初值线并通过内点、壁面点和激波点单元过程逐步向下游扩展，计算出第(L-1)唇罩压缩壁面、进气道内第(L-1)道反射激波的坐标以及第L流场区域的流场参数；
步骤D：对于区域为大于等于3的奇数P的流场区域，以第(P-1)流场区域的流场参数及第(P-1)顶板压缩壁面上的压力分布作为边界条件，利用差分后的超声速流特征线方程组与激波关系式，从第(P-1)顶板压缩壁面的前端开始构建初值线并通过内点、壁面点和激波点单元过程逐步向下游扩展，可以计算出第(P-1)顶板压缩壁面、第(P-1)道反射激波的坐标以及第P流场区域内的流场参数；
步骤E：向下游根据不同的顶板压缩壁面和唇罩压缩壁面依次重复步骤C和D，当出口壁面转至水平方向或气流参数满足进气道喉道截面的要求时停止计算，得出各区域相对应的顶板压缩壁面或者唇罩压缩壁面；然后将各区域顶板压缩壁面拼接后延长至喉道截面得到进气道顶板压缩壁面，各区域唇罩压缩壁面拼接并延长至喉道截面得到进气道唇罩压缩壁面，最终生成整个进气道流道气动型面；
所述步骤C中进气道内第(L-1)道反射激波的波前参数是在第(L-1)流场区域中根据位置坐标插值得到。
所述步骤D中第(P-1)道反射激波的波前参数是在第(P-1)流场区域中根据位置坐标插值得到。
为了便于理解本发明，现对本发明的原理进行如下说明。
图1为根据壁面压力分布设计完成的采用弯曲激波压缩的二元高超声速进气道压缩型面及流场激波系示意图，以弯曲激波(进气道前缘激波4，进气道内第一道反射激波5，进气道内第二道反射激波6和进气道内第三道反射激波7)为分界线，进气道顶板压缩壁面2和进气道唇罩压缩壁面3之间的流场被划分为第一、第二、第三流场区域，分别为进气道前缘激波、第一道反射激波及一部分顶板压缩壁面围成的流场区域8，第一道反射激波、第二道反射激波及一部分唇罩压缩壁面围成的流场区域9，第二道反射激波、第三道反射激波及一部分顶板压缩壁面围成的流场区域10等区域。本发明的设计方法是以给定的压缩壁面上的压力分布作为设计条件，根据超声速流动的特征线方程组与激波关系式依次求解第一、第二、第三流场区域等区域的壁面、激波坐标及流场参数，最终组合得到进气道压缩型面(进气道顶板压缩壁面2和进气道唇罩压缩壁面3)。
下面结合附图对本发明实施过程的具体步骤做详细说明。
设计之初，设计工况的来流条件超声速或高超声速来流1已知，进气道顶板压缩壁面2和进气道唇罩压缩壁面3上各部分壁面的压力分布规律作为设计条件给定，而壁面坐标、激波分布及流场参数均待求解。
首先如图2所示，以来流条件超声速或高超声速来流1及第一部分流场区域的压缩壁面13上的压力分布作为边界条件，根据差分后的超声速流特征线方程组与激波关系式，从第一部分流场区域的压缩壁面13前端开始构建初值线并通过内点、壁面点和激波点等单元过程逐步向下游扩展，就可以计算出第一部分流场区域的压缩壁面13、第一部分区域壁面产生的弯曲激波14的坐标以及第一部分流场区域12内的流场参数。为了使图1中的第一流场区域8能够完全包含在图2的第一部分流场区域12之中，在指定第一部分流场区域的压缩壁面13的压力分布时应预留足够的长度。
然后如图3所示，以第一部分流场区域12的流场参数及第二部分流场区域的压缩壁面17上的压力分布作为边界条件，根据差分后的超声速流特征线方程组与激波关系式，从第二部分流场区域的压缩壁面17前端开始构建初值线并通过内点、壁面点和激波点等单元过程逐步向下游扩展，可以计算出第二部分流场区域的压缩壁面17、进气道内第一道反射激波5的坐标以及第二部分流场区域16内的流场参数。计算过程中，进气道内第一道反射激波5的波前参数是在第一部分流场区域12中根据位置坐标插值得到的。在指定第二部分流场区域的压缩壁面17的压力分布时应预留足够的长度以使图1中的第二流场区域9能够完全包含在图3的第二部分流场区域的压缩壁面16之中。对比图1和图3，第一部分流场区域12中从来流到进气道内第一道反射激波5截止的一部分就是第一流场区域8，这就确定了图1中进气道顶板压缩壁面2上在第一流场区域8中的一部分壁面。
与此过程类似，如图4所示，以第二部分流场区域16的流场参数及第三部分流场区域的压缩壁面20上的压力分布作为边界条件，根据差分后的超声速流特征线方程组与激波关系式，从第三部分流场区域的压缩壁面20前端开始构建初值线并通过内点、壁面点和激波点等单元过程逐步向下游扩展，可以计算出第三部分流场区域的压缩壁面20、进气道内第二道反射激波6的坐标以及第三部分流场区域19内的流场参数。计算过程中，进气道内第二道反射激波6的波前参数是在第二部分流场区域16中根据位置坐标插值得到的。在指定第三部分流场区域的压缩壁面20的压力分布时应预留足够的长度以使图1中的第三流场区域10能够完全包含在图4的第三部分流场区域19之中。对比图1和图4，第二部分流场区域的压缩壁面17中截止到进气道内第二道反射激波6的一部分就是第二流场区域9，这就确定了图1中进气道唇罩压缩壁面3上在第二流场区域9中的一部分壁面。
向下游重复此设计过程，当出口壁面转至水平方向或气流参数满足进气道喉道截面的要求时停止计算，将各区域顶板压缩壁面拼接(例如，图4中第一部分流场区域的压缩壁面13与第三部分流场区域的压缩壁面20在相交处拼接)后延长至进气道喉道截面11得到图1所示的进气道顶板压缩壁面2，各区域唇罩压缩壁面拼接并延长至喉道截面得到进气道唇罩压缩壁面3。
实施例1：
本实施例设计点飞行马赫数为6，飞行高度25km，进气道捕获高度H＝150mm。
顶板压缩壁面上(第一区域压缩壁面)压力分布以分段函数(1)，(2)给出：
pt(xt1)＝prt 1)
其中，i代表分段函数的节点编号，为从1至7的整数，以i作下标表示参数在此节点的值，xt代表以前缘为原点的水平坐标以捕获高度无量纲化后的值，Gt代表压力梯度以来流压力和捕获高度无量纲化后的值，prt为前缘压比，pt(x)代表以来流静压无量纲化后的分布函数。本实例xt1至xt7取值分别为：0，0.9，1.8，2.7，3.6，4.1和4.6。prt及Gt1至Gt7作为设计参数，取值分别为：2.60，0.10，1.27，0.11，4.64，-3.63，-2.77和-5.86。
以此函数及来流参数作为边界条件求解超声速流特征线方程组与激波关系式就得到第一部分区域。
然后，唇口压缩壁面上(第二区域压缩壁面)压力分布以公式(3)，(4)给出：
pc(xc1)＝prc 3)
其中，i代表分段函数的节点位置编号，为从1至4的整数，以i作下标表示参数在此节点的值，xc代表以唇口起点为原点的水平坐标以捕获高度无量纲化后的值，Gc代表压力梯度以来流压力和捕获高度无量纲化后的值，prc为唇口前缘压比，pc(x)代表以唇口起点处上游静压无量纲化后的分布函数。本实例xc1至xc4取值分别为：0，0.4，0.9和1.5。prc及Gc1至Gc4作为设计参数，取值分别为：1.95，1.80，4.41，3.34和-1.12。
以此函数及第一部分区域流场作为边界条件求解超声速流特征线方程组与激波关系式就得到第二部分区域。该实例中第二个区域设计完成后两个区域压缩壁面均已转至水平方向，因此计算结束。从顶板压缩壁面方向转至水平的位置向后延伸至喉道截面就完成了顶板及唇罩压缩壁面设计。
本实例经粘性修正后外压缩段长度为捕获高度的3.37倍，比常规的三楔压缩进气道有显著缩短。设计点喉道截面马赫数为3.18，总压恢复系数为0.679，在来流马赫数4时流量系数为0.77，而相同外收缩比下按照等强度配波原则设计的三楔压缩进气道在马赫数4下流量系数仅为0.70。并且该实例唇罩压缩面上前部压缩较强，之后略有膨胀，然后压力缓慢上升，有效地避免了唇口前缘反射激波被唇罩压缩波加强，对维持顶板压缩面上附面层的稳定性很有利。
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 (5)
1.一种指定壁面压力分布的二元高超声速进气道确定方法，其特征在于：根据进气道流道静压分布，利用差分后的超声速特征线方程组与激波关系式，通过内点、壁面点和激波点单元过程从来流开始向下游逐步扩展，计算得到进气道壁面型线坐标，最终生成整个进气道流道气动型面；包括以下步骤：
步骤A：将进气道顶板压缩壁面按气流流通方向依次分为一个以上的顶板压缩壁面，分别记为第N顶板压缩壁面，其中N大于等于1；将进气道唇罩压缩壁面按气流流通方向依次分为一个以上的唇罩压缩壁面，分别记为第M唇罩压缩壁面，其中M大于等于1；以进气道前缘激波、第一道反射激波及第一顶板压缩壁面围成第一流场区域，而第L流场区域由第(L-1)道反射激波、第L道反射激波，第(L-1)唇罩压缩壁面围成，其中L为偶数；而第P流场区域由第(P-1)道反射激波、第P道反射激波，第(P-1)顶板压缩壁面围成，其中P为大于等于3的奇数；
步骤B：根据进气道的超声速或高超声速来流，和第一顶板压缩壁面上的压力分布作为边界条件，利用差分后的超声速流特征线方程组与激波关系式，从第一顶板压缩壁面前端开始构建初值线并通过内点、壁面点和激波点单元过程逐步向下游扩展，计算出第一顶板压缩壁面、进气道前缘激波的坐标以及第一流场区域内的流场参数；
步骤C：对于区域为偶数L的流场区域，以第(L-1)流场区域内的流场参数、第(L-1)唇罩压缩壁面上的压力作为边界条件，利用差分后的超声速流特征线方程组与激波关系式，从第(L-1)唇罩压缩壁面的前端开始构建初值线并通过内点、壁面点和激波点单元过程逐步向下游扩展，计算出第(L-1)唇罩压缩壁面、进气道内第(L-1)道反射激波的坐标以及第L流场区域的流场参数；
步骤D：对于区域为大于等于3的奇数P的流场区域，以第(P-1)流场区域的流场参数及第(P-1)顶板压缩壁面上的压力分布作为边界条件，利用差分后的超声速流特征线方程组与激波关系式，从第(P-1)顶板压缩壁面的前端开始构建初值线并通过内点、壁面点和激波点单元过程逐步向下游扩展，可以计算出第(P-1)顶板压缩壁面、第(P-1)道反射激波的坐标以及第P流场区域内的流场参数；
步骤E：向下游根据不同的顶板压缩壁面和唇罩压缩壁面依次重复步骤C和D，当出口壁面转至水平方向或气流参数满足进气道喉道截面的要求时停止计算，得出各区域相对应的顶板压缩壁面或者唇罩压缩壁面；然后将各区域顶板压缩壁面拼接后延长至喉道截面得到进气道顶板压缩壁面，各区域唇罩压缩壁面拼接并延长至喉道截面得到进气道唇罩压缩壁面，最终生成整个进气道流道气动型面。
2.根据权利要求1所述的指定壁面压力分布的二元高超声速进气道确定方法，其特征在于：所述步骤C中进气道内第(L-1)道反射激波的波前参数是在第(L-1)流场区域中根据位置坐标插值得到。
3.根据权利要求2所述的指定壁面压力分布的二元高超声速进气道确定方法，其特征在于：所述步骤D中第(P-1)道反射激波的波前参数是在第(P-1)流场区域中根据位置坐标插值得到。
4.根据权利要求3所述的指定壁面压力分布的二元高超声速进气道确定方法，其特征在于：第一顶板压缩壁面的压力分布如下：
pt(xt1)＝prt；
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其中，i代表分段函数的节点编号，为从1至7的整数，以i作下标表示参数在此节点的值，xt代表以前缘为原点的水平坐标以捕获高度无量纲化后的值，Gt代表压力梯度以来流压力和捕获高度无量纲化后的值，prt为前缘压比，pt(x)代表以来流静压无量纲化后的分布函数。
5.根据权利要求4所述的指定壁面压力分布的二元高超声速进气道确定方法，其特征在于：第一唇罩压缩壁面压力分布如下：
pc(xc1)＝prc；
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</mrow>
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</mrow>
其中，i代表分段函数的节点位置编号，为从1至4的整数，以i作下标表示参数在此节点的值，xc代表以唇口起点为原点的水平坐标以捕获高度无量纲化后的值，Gc代表压力梯度以来流压力和捕获高度无量纲化后的值，prc为唇口前缘压比，pc(x)代表以唇口起点处上游静压无量纲化后的分布函数。
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