CN105947230A - 一种乘波体和进气道一体化构型的设计方法 - Google Patents

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Abstract

一种乘波体和进气道一体化构型的设计方法，属于吸气式高超声速飞行器空气动力学外形和发动机流道设计领域，解决了长期困扰高超声速飞行器的乘波机体和进气道的耦合设计难题。包括：1、确定轴对称基准流场；2定义唇口激波型线和乘波体前缘型线，3、形成密切面，4、几何匹配，5、确定追踪流线，6、确定乘波机体压缩型线，7、重复步骤3至步骤6，确定乘波机体压缩面，8、确定其余构型。本发明可在显著提升飞行器升阻比的同时，保持良好的进气特性，有利于吸气式高超声速飞行器克服推阻屏障。所得乘波机体和进气道一体化构型乘波压缩面外凸，整个机体型面更加饱满，具有良好的容积特性，增强了飞行器的工程可实现性。

Description

一种乘波体和进气道一体化构型的设计方法
技术领域
本发明属于吸气式高超声速飞行器空气动力学外形和发动机流道设计领域，涉及曲外锥乘波体和进气道一体化构型及其设计方法。
背景技术
针对吸气式高超声速飞行器的研究，多年来一直是高超声速飞行领域的研究热点。但随着飞行马赫数的增加，推阻匹配问题仍然是制约吸气式高超声速技术发展的瓶颈之一。
吸气式高超声速飞行器的升阻比是随飞行马赫数的增加而降低的，对于一定重量的飞行器，其阻力随飞行速度的增加将持续增大，同时其使用的超燃冲压发动机的比冲随飞行马赫数增加而减少。一般情况下，随着飞行速度和高度增加，发动机捕获流量是减小的；这导致综合的结果是发动机的推力急剧减小。增加的阻力和减小的推力将导致吸气式高超声速飞行器推阻不匹配，使得以吸气式推进系统为动力的高超声速飞行器在高马赫数条件下的飞行尤为困难。
从空气动力学的角度看，解决推阻匹配问题，需要提高飞行器的升阻比和增加发动机的气流捕获量。
乘波体是高升阻比飞行器的最佳选择，但乘波体仍然存在现实的缺陷，比如较低的容积率和气流压缩能力等。更重要的是，在没有人工修型的条件下，乘波体弯曲的下表面很难和各类性能优良的进气道进行有效的一体化集成。
另一方面，在高超声速条件下可以设计出具备优良性能的进气道，如高的总压恢复能力、较高的流量捕获能力、较好的流动均匀性等。但进气道本身的设计并未充分考虑与飞行器机体特别是乘波体的一体化，往往采用几何修型的办法与乘波体相匹配。人工修型在破坏乘波体及进气道原始构型的同时，带来的进气道非均匀入流等不利条件，将降低集成系统的整体性能，使之很难达到单独设计的指标。由乘波体和进气道系统的集成引起的性能损失应得到充分重视，特别是在高超声速推阻余量甚微的条件下。
基于提高飞行器升阻比和减小乘波体-进气道集成性能损失的考虑，迫切需要构建一种符合空气动力学原理的，无需人工修型的乘波体和进气道的一体化构型，在采用高容积率、高压缩能力的乘波构型获得高升阻比机体的同时，通过进气道同乘波体的一体化设计技术，获得良好的进气特性，为提升飞行器的升阻比和提高推进流道的进气流量给出工程实用化的可行性技术途径。
发明内容
本发明的目的是提供一种乘波体和进气道一体化构型的设计方法，综合采用曲外锥乘波体和类二元进气道的一体化设计方法，在获得具有较高升阻比的曲外锥乘波体的同时，还克服现有乘波体存在的容积率及压缩量不足问题；同时在一体化设计过程中，乘波体和进气道采用一体化全流线追踪设计，乘波体和进气道同时设计生成，符合气动原理，避免了进气道和乘波体之间因相互匹配而产生的人工几何修型，进气道的压缩性能不会因乘波体和进气道的匹配而产生任何流动损失。基于该型一体化乘波体进气道可构建一体化吸气式高超声速飞行器的气动布局方案，可在显著提升飞行器升阻比的同时，保持良好的进气特性，有利于吸气式高超声速飞行器克服推阻屏障。同时由于采用了曲外锥乘波体和类二元进气道的一体化设计方案，乘波压缩面外凸，整个机体型面更加饱满，具有良好的容积特性，工程可实现性强。
本发明技术方案如下：
一种乘波体和进气道一体化构型的设计方法，包括以下步骤：
步骤一：设计生成内外流压缩匹配的包含曲外锥和内压通道的轴对称基准流场，如图1所示，所述轴对称基准流场包含轴对称曲面母锥2和位于轴对称曲面母锥2尾部外侧的轴对称进气道唇罩3，二者具有公共的对称轴1。所述轴对称基准流场的波系结构包含初始直激波4，等熵压缩波系和进气道唇罩反射激波5，其中初始直激波4和进气道唇罩3相交于进气道唇罩3的前缘点6。
步骤二：定义乘波体和进气道的一体化构型进气道唇口激波型线7和乘波体前缘型线8。如图2所示，所述进气道唇口激波型线7和乘波体前缘型线8首尾相连，形成一个封闭曲面；其中，所述唇口激波型线7为下凸曲线，沿展向光滑连续，且二阶倒数连续；所述乘波前体前缘型线8为上凸曲线，沿展向光滑连续。
步骤三：如图2所示，由通过所述进气道唇口激波型线7上的任一点6’和唇口激波型线7的曲率中心点1’，且垂直于所述进气道唇口激波型线7和乘波体前缘型线8形成的封闭曲面的平面形成一个密切面9。图2中的唇口激波型线7的曲率中心点1’同图1中的对称轴1相对应，图2中的所述进气道唇口激波型线7上的任一点6’与图1中的所述进气道唇罩3的前缘点6相对应。
步骤四：通过几何等比缩放，将步骤一中所述对称轴1与步骤三中所述密切面9内的曲率中心点1’相匹配，同时将步骤一中所述进气道唇罩3的前缘点6与步骤三中所述进气道唇口激波型线7上的任一点6’相匹配。
步骤五；如图3所示，以通过密切面9与乘波体前缘型线8的交点10，且平行于所述对称轴1的直线与所述初始直激波4的交点13为起始点，自起始点开始，在所述基准流场内，沿平行于轴对称曲面母锥2的方向向后追踪一条从头至尾的流线14’，所述流线14’止于轴对称基准流场内通道出口。
步骤六：如图2所示，定义所述进气道唇口激波型线7的中点与所述乘波体前缘型线8的中点的连线12与密切面9之间的夹角为密切面9的偏置角α17；如图4所示，根据所述偏置角α17及所述曲率中心点1’的位置信息，按照步骤四中所述匹配关系，将步骤五中所述流线14’变换到三维坐标系内，获得一条乘波体和进气道的一体化构型的乘波机体压缩型线14。
步骤七：沿着所述唇口激波型线7逐点重复步骤三至步骤六，获得乘波体和进气道的一体化构型的乘波机体压缩面18。
步骤八：将步骤一中所述轴对称进气道唇罩3内平行于所述对称轴1的进气道唇线逐一变换到三维坐标系内，获得乘波体和进气道的一体化构型的进气道唇罩面19。其中进气道唇罩面19平行于对称轴1的两侧采用侧壁版20与所述乘波机体压缩面18相连；所述侧壁版20采用同一密切面内的乘波机体压缩型线14和唇罩型线15生成；另外，所获得的乘波体和进气道一体化构型的乘波体上表面8’由步骤二中所述乘波体前缘型线8沿对称轴1平移所决定，其前端与乘波机体压缩面18相交，后端止于轴对称基准流场内通道出口。整个乘波体和进气道一体化构型的三维视图如图4所示。
进一步的，步骤一中所述轴对称曲面母锥2由顺序连接的直锥段22、等熵压缩段23、过渡段24和内收缩段25构成；所述直锥段22与对称轴1的夹角α130的取值范围为5度至15度；流场波系结构由初始直激波4、等熵压缩波21、唇口反射激波5组成；基准流场设计来流马赫数29为4.0到12.0；基准流场的设计捕获高度26与出口高度28之比为4.0到10.0；内压缩段入口高度27与出口高度28之比为1.5到4.0。如图6所示。
更进一步的，步骤二中所述由进气道唇口激波型线7和乘波体前缘型线8形成的封闭曲面的宽度11和高度12之比在0.5到1.5之间；三维进气道唇口31沿着展向的宽度32和所述封闭曲面的宽度11之比在0.10到0.65之间，如图7所示。
更进一步的，本发明所设计的乘波体和进气道一体化构型，其中由乘波机体压缩面(18)、进气道唇罩面(19)和两侧侧壁版(20)所确定的进气道的内通道(33)的数量为1个、2个或4个。分别如图9至11所示。
本发明的效益是：
本发明提供的乘波体和进气道一体化构型的设计方法，可以有效提高吸气式高超声速飞行器的升阻比及流量捕获特性。所获得乘波体和进气道一体化构型，乘波体的容积率大、外表面光滑、无异型结构，具有很好的工程实用性。进气道和乘波体通过一体化流线追踪设计，乘波体和进气道原有的高性能未受到几何修型破坏；进气道的隔离段可以经过简单的几何设计就可与圆形或矩形截面燃烧室匹配。本发明有助于提升吸气式高超声速飞行器的高升阻比特性和高流量捕获特性，将有力推动吸气式高超声速飞行器克服推阻屏障，可作为吸气式高超声速飞行器的一体化气动布局方案，具有很强的工程实用性。
说明书附图
图1为包含曲面外锥和内压通道的轴对称基准流场示意图；
图2为在进气道唇口截面上的一体化密切曲外锥乘波前体进气道设计方法示意图；
图3为在密切面内的一体化密切曲外锥乘波前体进气道设计方法示意图。
图4为设计的一体化曲外锥乘波前体进气道三维视图；
图5为本发明设计的乘波体和进气道一体化构型的立体结构示意图；
图6为轴对称基准流场的流场结构详细示意图；
图7前体进气道唇口截面上的几何尺寸及约束示意图；
图8单通道一体化前体进气道三维视图；
图9单通道一体化前体进气道前视图；
图10双通道一体化前体进气道前视图；
图11四通道一体化前体进气道前视图。
所有附图中附图标记为：1—对称轴，1’—唇口激波型线7的曲率中心点，2—轴对称曲面母锥，3—轴对称进气道唇罩，4—初始直激波，5—进气道唇罩反射激波，6—进气道唇罩3的前缘点，6’—唇口激波型线7上的任一点，7—唇口激波型线，8—乘波体前缘型线，8’—乘波体上表面，9—密切面，10—密切面9与乘波体前缘型线8的交点，11—激波型线7和乘波体前缘型线8形成的封闭曲面的宽度，12—激波型线7和乘波体前缘型线8形成的封闭曲面的高度，13—通过密切面9与乘波体前缘型线8的交点10、且平行于所述对称轴1的直线与所述初始直激波4的交点，14—乘波机体压缩型线，14’—追踪流线，15—唇罩型线，17—偏置角α，18—乘波机体压缩面，19—进气道唇罩面，20—侧壁版，21—等熵压缩波，22—轴对称曲面母锥直锥段，23—轴对称曲面母锥等熵压缩段，24—轴对称曲面母锥过渡段，25—轴对称曲面母锥内收缩段，26—设计捕获高度，27—内压缩段入口高度，28—内压缩段出口高度，29—基准流场设计来流马赫数，30—夹角α1，31—三维进气道唇口，32—展向宽度，33—进气道的内通道。
具体实施方式
发明内容部分已对本发明技术方案作出了清楚完整的描述，再比不再赘述。

Claims (4)

1.一种乘波体和进气道一体化构型的设计方法，包括以下步骤：
步骤一：设计生成内外流压缩匹配的包含曲外锥和内压通道的轴对称基准流场；所述轴对称基准流场包含轴对称曲面母锥(2)和位于轴对称曲面母锥(2)尾部外侧的轴对称进气道唇罩(3)，二者具有公共的对称轴(1)；
步骤二：定义乘波体和进气道一体化构型的进气道唇口激波型线(7)和乘波体前缘型线(8)；所述进气道唇口激波型线(7)和乘波体前缘型线(8)首尾相连，形成一个封闭曲面；其中，所述唇口激波型线(7)为下凸曲线，沿展向光滑连续，且二阶倒数连续；所述乘波前体前缘型线(8)为上凸曲线，沿展向光滑连续；
步骤三：由通过所述进气道唇口激波型线(7)上的任一点(6’)和唇口激波型线(7)的曲率中心点(1’)，且垂直于所述进气道唇口激波型线(7)和乘波体前缘型线(8)形成的封闭曲面的平面形成一个密切面(9)；所述唇口激波型线(7)的曲率中心点(1’)同所述对称轴(1)相对应，所述进气道唇口激波型线(7)上的任一点(6’)与所述进气道唇罩(3)的前缘点(6)相对应；
步骤四：通过几何等比缩放，将步骤一中所述对称轴(1)与步骤三中所述密切面(9)内的曲率中心点(1’)相匹配，同时将步骤一中所述进气道唇罩(3)的前缘点(6)与步骤三中所述进气道唇口激波型线(7)上的任一点(6’)相匹配；
步骤五；以通过密切面(9)与乘波体前缘型线(8)的交点(10)，且平行于所述对称轴(1)的直线与所述初始直激波(4)的交点(13)为起始点，自起始点开始，在所述基准流场内，沿平行于轴对称曲面母锥(2)的方向向后追踪一条从头至尾的流线(14’)，所述流线(14’)止于轴对称基准流场内通道出口；
步骤六：定义所述进气道唇口激波型线(7)的中点与所述乘波体前缘型线(8)的中点的连线(12)与密切面(9)之间的夹角为密切面(9)的偏置角α(17)；根据所述偏置角α(17)及所述曲率中心点(1’)的位置信息，按照步骤四中所述匹配关系，将步骤五中所述流线(14’)变换到三维坐标系内，获得一条乘波体和进气道的一体化构型的乘波机体压缩型线(14)；
步骤七：沿着所述唇口激波型线(7)逐点重复步骤三至步骤六，获得乘波体和进气道一体化构型的乘波机体压缩面(18)；
步骤八：将步骤一中所述轴对称进气道唇罩(3)内平行于所述对称轴(1)的进气道唇线逐一变换到三维坐标系内，获得乘波体和进气道一体化构型的进气道唇罩面(19)；其中进气道唇罩面(19)平行于对称轴(1)的两侧采用侧壁版(20)与所述乘波机体压缩面(18)相连；所述侧壁版(20)采用同一密切面内的乘波机体压缩型线(14)和唇罩型线(15)生成；另外，所获得的乘波体和进气道一体化构型的乘波体上表面(8’)由步骤二中所述乘波体前缘型线(8)沿对称轴(1)平移所决定，其前端与乘波机体压缩面(18)相交，后端决定于止于轴对称基准流场内通道出口。
2.根据权利要求1所述的乘波体和进气道一体化构型的设计方法，其特征在于，步骤一中所述轴对称曲面母锥(2)由顺序连接的直锥段(22)、等熵压缩段(23)、过渡段(24)和内收缩段(25)构成；所述直锥段(22)与对称轴(1)的夹角α1(30)的取值范围为5度至15度；流场波系结构由初始直激波(4)、等熵压缩波(21)、唇口反射激波(5)组成；基准流场设计来流马赫数(29)为4.0到12.0；基准流场的设计捕获高度(26)与出口高度(28)之比为4.0到10.0；内压缩段入口高度(27)与出口高度(28)之比为1.5到4.0。
3.根据权利要求1所述的乘波体和进气道一体化构型的设计方法，其特征在于，步骤二中所述由进气道唇口激波型线7和乘波体前缘型线8形成的封闭曲面的宽度(11)和高度(12)之比在0.5到1.5之间；三维进气道唇口(31)沿着展向的宽度(32)和所述封闭曲面的宽度(11)之比在0.10到0.65之间。
4.根据权利要求1所述的乘波体和进气道一体化构型的设计方法，其特征在于，由乘波机体压缩面(18)、进气道唇罩面(19)和两侧侧壁版(20)所确定的进气道的内通道(33)的数量为1个、2个或4个。
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