CN105134383B - 基于流线偏折的高超声速内转式进气道唇罩设计方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提出了一种新型的高超声速内转式进气道唇罩设计方法。本方法基于内收缩锥基准流场，通过将流线按照一定规律逆时针偏转，将唇罩前方原本不参与压缩的型面充分利用，提升进气道的压缩效率。其最大的优势在于：将原本一道很强的唇罩激波退化成两道甚至多道弱激波，从而削弱唇罩激波的强度，改善唇罩激波/进气道边界层干扰现象，达到提升进气道性能的目的。相比其他设计方法，本发明的设计方法易于控制两道唇罩激波的强度以及唇罩激波在肩部入射点的相对位置，设计更为灵活，更易实现，避免了流线旋转至指定方位之后再进行偏折处理的型线干扰问题。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器设计领域，尤其是一种高超声速内转式进气道的唇罩设计方法。
背景技术
高超声速进气道作为超燃冲压发动机唯一的增压部件，其内流性能直接影响发动机性能的发挥，研究表明：进气道的总压恢复系数每提高1％，发动机的比冲将增加1.0％～1.5％。同时，高超声速进气道利用部分机身表面对气流进行压缩，因此进气道和机身一体化的问题更加突出。内转式进气道由于其突出的流量捕获能力，高的压缩效率以及便于与机身进行一体化设计成为当前最受关注的高超声速进气道构型。美国洛克希德马丁公司近期公布的其下一代高超声速飞行器SR-72方案以及高超声速导弹HSSW方案均采用了内转式进气道。
内转式进气道是通过在基准流场中追踪流线出来的，其基准流场形式很灵活，但均为内收缩锥构型。由于发动机是水平安装，因此内转式进气道需要将气流重新转至水平，从而在唇罩处形成反射激波。由于反射激波只有一道，因此反射激波很强，反射激波和从前体发展起来的厚边界层相干，在反射激波的入射点附近形成大尺度的分离包，另一方面，反射激波和侧壁边界层干扰形成典型的扫掠激波边界层干扰现象，促使侧壁边界层向对称面汇聚，在对称面位置形成对涡结构，肩部大尺度分离以及对涡的存在不仅使得进气道的内流性能急剧恶化，加剧了出口气流畸变，对下游燃烧室的燃烧组织是十分不利的，特别的，如果唇罩设计的不合理，形成的分离过大，甚至在设计点下出现“软不起动”状态，这对进气道来说是必须要避免的。分离和对涡的存在还使得进气道的阻力随之增加，因此如何削弱进气道内通道的分离和涡流流动将直接改善进气道的气动特性和内流性能。而出现分离和涡流最根本的原因在于基准流场的流动结构中有且仅有一道强反射激波，故合理设计唇罩构型，削弱反射激波是提升进气道性能的关键。近年来，南京航空航天大学提出了一种变中心体的基准流场设计，通过将入射激波之后的中心体内折，使得原本一道激波蜕变成两道，结果表明这种改进设计，无需采用放气即可使得进气道的总压恢复提升8％左右。但是，为了抑制反射激波/边界层干扰，需要对这两道反射激波的入射位置和强度进行合理控制，由于这种方式需要修改基准流场，为了达到最佳控制效果，中心体最小半径有可能出现0甚至负值。
为此，需要发展一种更加灵活，更易控制反射激波的唇罩设计方法，以改善内转式进气道的反射激波/边界层干扰现象，提升进气道的内流性能。
发明内容
为解决上述问题，本发明提供了一种无需修改基准流场，通过将唇罩的流线偏折进行高超声速内转式进气道的唇罩构型设计方法。
为了达到上述目的，本发明采用的技术方案如下：
(1).设计内收缩锥基准流场，通过有旋流特征线确定入射激波和反射激波的位置以及两道激波波后流动参数；
(2).确定内转式进气道的捕获型线，将捕获型线用点集表达，确定其中属于唇罩部分的点；
(3).选择合适的唇罩偏转角的变化规律，为了使得设计更具通用性，横轴使用当地弧长/唇罩总弧长无量纲，纵轴使用偏转角/最大偏转角无量纲处理；
(4).根据两道唇罩激波等强度理论或根据进气道性能需求自行分配两道激波的强度，确定最大偏转角，计算捕获形状上每一点对应的偏转角；
(5).根据捕获形状点的位置，在基准流场中追踪流线，根据其偏转角，对流线进行偏转；
(6).根据斜激波理论，预估两道反射激波的入射位置，确定唇罩型线的长度；
(7).将所有追踪到的流线旋转到对应捕获型线的方位，形成内转式进气道的前体压缩面和内收缩段。
相对于现有技术，本发明基于流线偏折的高超声速内转式进气道唇罩设计方法将原本一道很强的唇罩激波退化成两道甚至多道弱激波，从而削弱唇罩激波的强度，改善唇罩激波/进气道边界层干扰现象，达到提升进气道性能的目的。相比其他设计方法，本发明的设计方法易于控制两道唇罩激波的强度以及唇罩激波在肩部入射的相对位置，设计更为灵活，更易实现，避免了流线旋转至指定方位之后再进行偏折处理的型线干扰问题。
附图说明
图1是一个典型的内收缩锥基准流场。
图2是唇罩偏转角随弧长的变化规律。
图3是唇罩部分在捕获型线的定义。
图4是一个应用本发明设计的高超声速内转式进气道的前体压缩面和内收缩段。
具体实施方式
第一步：如图1所示，设计内收缩锥基准流场，确定内收缩锥(1)的半锥角δ，中心体(2)的半径R2和内收缩锥(1)的进口半径R1比值。通过有旋流特征线法计算该构型流场，获得入射激波(4)和反射激波(5)的位置及其形状，以及两道激波之间的所有流动参数。
第二步：确定内转式进气道的捕获形状(11)，将其用点集来表达。由于捕获形状的对称性，仅考虑如图2中点(12)-点(13)-点(14)所形成的曲线，其中点(12)为最小半径点，点(14)为最大半径点，点(12)-点(13)之间的曲线对应于内转式进气道的唇罩在流向投影型线。
第三步：确定唇罩偏转角的偏变化规律。为了便于设计，偏转角θ/θmax的变化规律(范围为0-1)是当地弧长/总弧长这一比值(范围为0-1)的单调递减函数，其中弧长计算的起点为最小半径点(12)，终点为唇罩和前体的分界点(13)。为了使得唇罩部分型面和前体压缩面光滑过渡，唇罩偏转角的变化规律需要满足在唇罩和前体分界点(13)处满足偏转角为0，并且当地偏转角斜率为0，为了保证整个唇罩表面也是光滑的，在整个定义域内，偏转角的变化规律需要满足零阶和一阶连续。推荐的一种变化规律是平直段(如图3中点15-点16)+四次曲线(如图3中点16-17之间的曲线)，其中平直段的偏转角为恒值，平直段的长度最好不要超过0.2，否则由于四次曲线的区间减小，导致偏转角变化率太快，型面内折太剧烈。四次曲线的各个系数则根据点16的位置以及斜率为0，以及点17的位置及斜率为0四个条件，另外需要额外指定四次项的系数a4即可完全确定，推荐a4值为0,1,-1，分别对应于三种不同的偏转角变化率。
第四步：确定最大偏转角θmax。为了不至于使得第一道反射激波过强，最大偏转角不能超过半锥角δ。同时为了获得最佳的总压恢复系数，根据两道反射激波强度相同的原则即M1sinβmax＝M2sinβ2，M1是入射激波之后的平均马赫数，M2是根据M1，θmax利用平面斜激波关系式计算获得，β2是根据M2，δ-θmax根据平面斜激波关系式计算获得。设计者也可以根据进气道对内流性能的要求自行指定两道唇罩激波的强度分配原则。
第五步：追踪流线，旋转唇罩流线。采用流线追踪方法，根据进口捕获形状在基准流场中追踪流线。对于唇罩部分的流线，计算其当地弧长/总弧长，根据偏转角变化规律确定其偏转角θ，旋转中心设置为流线起点(图1中点6)，在基准流场平面上进行旋转，采用这种方式就可以保证唇罩流线的偏转不影响前体激波形态，不影响进气道的流量捕获特性，而且避免了流线旋转至指定方位之后再进行偏折处理的型线干扰问题。
第六步：确定唇罩型线的长度。在设计过程中需要根据反射激波的入射位置对唇罩型线的终点(如图1中点10)进行调整(可能需要延长)，避免流线旋转之后生成的两道反射激波在管道内汇聚形成一道更强的激波。
第七步：将前体流线和偏折之后的型线组成内转式进气道型面。这一步和常规的内转式进气道设计方法类似，将上述所有型线旋转到对应捕获点的方位，组成内转式进气道的前体压缩面和内收缩段。
另外，本发明的具体实现方法和途径很多，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。
上述方法为本发明基于流线偏折的高超声速内转式进气道唇罩设计方法的可通用技术方案的说明，下面采用上述设计方法，下面详细阐述了本发明一个较佳实施方式的设计步骤：
(1).以飞行马赫数M0＝6.0为设计点，选取内收缩锥的母线为直线，半锥角δ＝10度，中心体半径比R2/R1＝0.1的基准流场，通过有旋流特征线计算该基准流场；
(2).选定内转式进气道的捕获形状为圆形，并将其在ZOY平面用离散点(zi,yi),i＝1…n表示，计算每一点的径向位置及方位角φi＝atan(yi/zi)，其中i＝1表示小半径的点，如图2中点12，唇罩部分的点为i＝1…k,(k<n)；
(3).偏转角变化规律为平直段+四次曲线，平直段范围s/L为0～0.1；四次曲线的数学表达式为：θi/θmax＝[(si-s0)/L]4-4[(si-s0)/L]3+4*[(si-s0)/L]2+0*[(si-s0)/L],s0＝0.1,其中si为捕获型线上第i个离散点到起点的弧长，L为唇罩部分的总弧长；
(4).根据斜激波理论，入射激波波后平均马赫数为4.1，为了使得经过两道反射激波之后的总压恢复系数最大，根据两道激波等强度原则，确定合适的最大偏转角θmax＝5°，据此计算捕获形状上每一点(zi,yi)对应的偏转角θi；
(5).根据捕获形状点(zi,yi)的径向位置Ri，在基准流场中追踪流线，根据其偏转角θi，在基准流场平面内对流线进行偏转；
(6).根据斜激波理论，预估两道反射激波的入射位置，确定唇罩型线的长度；
(7).将所有追踪到的流线旋转到对应捕获型线的方位φi，形成内转式进气道的前体压缩面和内收缩段。
参阅图4，采用上述方法设计了唇罩未偏转的内转式进气道前体压缩面和内收缩段18和偏转之后的前体压缩面和内收缩段19。采用三维仿真方法对这两个进气道的内流性能进行分析。仿真结果表明本发明方法能有效抑制反射激波和边界层干扰现象，改善进气道的总压恢复性能，相关性能参数如表1所示。可以看到在设计点下采用本发明方案的进气道的总压恢复性能较常规方案提升了6％左右，在低马赫数(M0＝5.0)状态总压恢复系数提升了3.45％。
表1应用本发明方案设计的进气道和常规设计性能对比
Claims (6)
1.基于流线偏折的高超声速内转式进气道唇罩设计方法，其特征在于包括以下步骤：
（1）.设计内收缩锥基准流场，通过有旋流特征线确定入射激波和反射激波的位置以及两道激波波后流动参数；
（2）.确定内转式进气道的捕获型线，将捕获型线用点集表达，确定其中属于唇罩部分的点；
（3）.选择合适的唇罩偏转角的变化规律，横轴使用当地弧长/ 唇罩总弧长无量纲，纵轴使用偏转角/ 最大偏转角无量纲处理；
（4）.根据两道唇罩激波等强度理论或根据进气道性能需求自行分配两道激波的强度，确定最大偏转角，计算捕获形状上每一点对应的偏转角；
（5）.根据捕获形状点的位置，在基准流场中追踪流线，根据其偏转角，对流线进行偏转；
（6）.根据斜激波理论，预估两道反射激波的入射位置，确定唇罩型线的长度；
（7）.将所有追踪到的流线旋转到对应捕获型线的方位，形成内转式进气道的前体压缩面和内收缩段。
2.根据权利要求1 所述的高超声速内转式进气道唇罩设计方法，其特征在于：基准流场包括内收缩锥(1)，中心体(2)，对称轴(3)，入射激波(4)，反射激波(5)，流线起点(6)，根据基准流场追踪得到的流线(7)，在流线(7) 的基础上绕流线起点(6) 旋转之后得到的型线(8)，型线(8) 产生的第一道唇罩反射激波(9)，型线(8) 的后端点(10)。
3.根据权利要求1 所述的高超声速内转式进气道唇罩设计方法，其特征在于：唇罩反射激波由两道弱激波(9、5) 组成。
4.根据权利要求1 所述的高超声速内转式进气道唇罩设计方法，其特征在于：唇罩是基于基准流场的流线(7) 通过逆时针旋转得到的。
5.根据权利要求1 所述的高超声速内转式进气道唇罩设计方法，其特征在于：唇罩部分的流线是在基准流场平面上旋转，旋转的中心是流线的起点(6)。
6.根据权利要求1 或5 所述的高超声速内转式进气道唇罩设计方法，其特征在于：在唇罩和前体的分界处满足偏转角为0，偏转角变化率为0，偏转角零阶和一阶连续。
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