CN107628266B - 一种带边界层排移的轴对称预压缩前体的设计方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提出一种带边界层排移的轴对称预压缩前体的设计方法，首先设计压力可控流场，其中所设计的压力可控流场为外转轴对称压力可控流场，该压力可控流场由直激波依赖流场和主压缩流场两部分组合而成。然后进行基于压力可控流场的飞行器预压缩前体设计，由于基于压力可控流场的飞行器预压缩前体是对称的，先设计关于对称面一半的前体壁面，然后通过对称变换得到完整的预压缩前体型面。本发明对预压缩前体进行整体设计，能在设计中兼顾前体的压缩性、对边界层的排移性和对气流的全捕获，同时也提高了设计效率。
Description
技术领域
本发明涉及超/高超声速飞行器，尤其是涉及高超声速飞行器进气道/前体一体化设计中基于压力可控的带边界层排移能力的轴对称预压缩前体设计方法。
背景技术
实现更高速度的飞行一直是人类追求的目标，同时也是满足国家空天战略，提升国防实力的现实需求。冲压发动机作为超/高超声速飞行器主要动力系统，因其简单的结构和高比冲，在飞行中表现出优越性能。目前，对其研究已成为各国争夺的技术前沿阵地。冲压发动机利用大气中的氧组织燃烧，无需自身携带氧化剂，因此具有良好的经济型。而作为冲压发动机的进气装置，进气道及前体的作用是捕获气流并对其进行减速增压。进气道性能的优劣对冲压发动机的以及整个飞行器的正常工作都是至关重要的。
对于高超声速流动，飞行器需要对气流产生更大的压缩以满足燃烧室对气流的要求。目前大多采用的方案是高超声速飞行器利用前体机身对气流进行预压缩，而后气流进入进气道进行进一步压缩，最终在燃烧室组织燃烧。这种方案中的一个关键技术是飞行器前缘产生的激波打在进气道唇口上实现所谓“激波封口”，该设计可以实现对气流的流量全捕获，另外也有益于减阻。另外，气流在流经飞行器前体时，因粘性作用会在机体表面产生一定厚度的边界层。如果边界层低能量气流进入进气道内会造成激波/边界层干扰加剧，进气道启动问题恶化甚至会造成进气道不启动，同时也会降低燃烧室燃烧效率，最终影响发动机的工作效率。
目前对于“激波封口”设计多采用锥导乘波法或吻切锥法。具体来说，是将进气道唇口形状当作吻切锥出口激波型线(ICC)，根据飞行器设计要求给定前缘捕获线(FCT)，最后根据锥导乘波或吻切锥理论实现激波打在进气道唇口的设计，实现对气流的全捕获。
而为消除或减小进气道入口边界层的影响，目前多采用鼓包式进气道，即在进气道入口处安装一个鼓包装置，通过鼓包上产生的横向压力梯度将边界层向两侧排开。该方案由洛克希德·马丁公司于1990年提出以来，经过大量数值仿真和试验验证，证明其在结构、可靠性、操作性和经济上具有优势。目前鼓包式进气道已应用于F-35、歼20、枭龙04等多种机型。目前对轴对称前体上的鼓包构型的设计大致分为两种：一种是基于锥导乘波原理的设计方法(杨应凯，Bump进气道设计与试验研究[J]，空气动力学学报，2007)。这种做法是在一个锥形流场中，在激波型面上给定一条前缘型线，通过流线追踪，得到鼓包型面。这种方法的一种改进方法是采用吻切锥法设计鼓包，吻切锥法为鼓包设计引入了新的变量，能设计更多种尺寸的鼓包。另一种方法是根据给定鼓包上的压力分布，通过逆向特征线法求解壁面。这种方法将进气道设计中的逆向特征线法求解进气道型面的方法应用到鼓包设计中。文献“实用新型横向压力梯度可控的鼓包进气道设计[P]，郑晓刚，李怡庆，尤延铖，201620095001.3，2016.06.15”实现这种方法。
目前对实现激波封口的轴对称进气道/前体的一体化设计的文献中还没有考虑边界层排移的相关研究；现有鼓包进气道设计多集中在对鼓包排移边界层能力的研究，目前设计的鼓包构型相较于飞行器前体长度较短，会产生激波从而造成额外的总压损失。
发明内容
针对现有技术存在的缺陷，本发明提出一种带边界层排移的轴对称预压缩前体的设计方法，该方法设计的飞行器前体起到对气流减速增压的作用，通过对压力的控制，使前体产生横向压力梯度，从而实现对低能量边界层的排移作用。
本发明的技术方案是：
一种带边界层排移的轴对称飞行器预压缩前体的设计方法，包括以下步骤：
S1.设计压力可控流场，其中所设计的压力可控流场为外转轴对称压力可控流场，该压力可控流场由直激波依赖流场和主压缩流场两部分组合而成；
S1.1求解飞行器前体产生的初始激波线后的锥形流场
已知飞行器前缘点、飞行器中心轴、远场来流条件以及唇口中心点，远场来流条件括压力P，密度ρ，静温T以及马赫数Ma；进气道唇口上的中点，即唇口中心点；将经过飞行器前体产生的初始激波线的竖直平面称为竖直对称面；
定义飞行器中心轴所在直线为x轴，垂直于x轴方向为y轴，给定飞行器前缘点至唇口中心点间的水平距离L2，给定飞行器处于0攻角飞行时竖直对称面内唇口中心点距飞行器中心轴的距离H，飞行器前体产生的初始激波线经过唇口中心点以实现对气流的全流量捕获；飞行器前体产生的初始激波线与x轴夹角为初始激波角β，其大小为
β＝arctan(H/L2) (1)
以初始激波角β和远场来流条件为输入条件，基于Taylor-Maccoll方法求解初始激波角β所对应的壁面线以及飞行器前体产生的初始激波线后的锥形流场，其中所述锥形流场结构为从圆锥顶点发出的每一条斜率为tan(ψ)的射线上流动参数不变，求解每条射线上的流动参数即完成直激波后锥形流场的求解；
S1.2确定直激波依赖流场
飞行器前体产生的初始激波线与进气道唇口相交于唇口中心点，唇口中心点上的流动参数与飞行器前体产生的初始激波线上的流动参数相等，由此得到唇口中心点的流动参数；
激波角为β的初始激波线对应的壁面线，其斜率由S1.1求解得到；过唇口中心点作与x轴夹角为180°-α的直线，交激波角为β的初始激波线对应的壁面线于第一点；由此确定出第一点的位置，其中
α＝θ4+arcsin(1/Ma4) (16)式中θ4、Ma4分别表示唇口中心点处的流动角和马赫数；
称飞行器前缘点和第一点的连线为直激波依赖流场壁面线；由飞行器前体产生的初始激波线、直激波依赖流场壁面线以及唇口中心点与第一点间的连线所形成的流场区域绕飞行器中心轴旋转一周即为直激波依赖流场；
S1.3求解主压缩流场
求解主压缩流场即求解经过飞行器前缘点且与竖直对称面成θ的平面上的主压缩流场，θ的取值范围为0≤θ≤θc，其中θc为给定值；
S1.3.1给定主压缩流场压力分布：
式中，自变量x代表横坐标，取值范围为x5＜x＜L1，其中L1为给定值，是飞行器前体长度；x5代表第一点的横坐标；θ表示欲求解的主压缩流场所处平面与竖直对称面所在流场平面的夹角；kθ为只与θ相关的量，满足0≤kθ≤1，通过改变kθ，实现对压力分布在θ方向上的控制；式(17)中P5为第一点处的压力值，由直激波依赖流场求解过程得到，P(x,θ)与直激波依赖流场壁面线上的压力值在第一点处相切；由此实现了通过压力函数P(x,θ)控制x方向和θ方向上的压力分布；
S1.3.2在θ的取值范围内均匀选取多个离散点(如均匀选取10个至50个离散点)，然后求解每个离散点对应的经过飞行器前缘点且与竖直对称面成θ的平面上的主压缩流场；θ＝0时，θ＝0所在平面上的主压缩流场即竖直对称面上主压缩流场，竖直对称面上主压缩流场的求解方法如下：
以唇口中心点与第一点间的连线上点的流动参数和压力曲线P(x,θ)作为求解竖直对称面上主压缩流场的输入条件，求解竖直对称面上主压缩区流场壁面线，求解由竖直对称面上主压缩区流场壁面线、唇口中心点与第一点间的连线以及由唇口中心点与竖直对称面上主压缩区流场壁面线的末端点之间连线所形成的竖直对称面上主压缩流场的内部点的位置参数和流动参数，即完成竖直对称面上由唇口中心点与第一点间的连线、由唇口中心点与竖直对称面上主压缩区流场壁面线的末端点之间连线和竖直对称面上主压缩区流场壁面线所形成的竖直对称面上主压缩流场的求解。其中：竖直对称面上主压缩区流场壁面线上的点位置坐标通过壁面点的顺处理方法求解得到。壁面点的顺处理求解过程为本领域的公知技术，具体可参见《气体动力学》，童秉纲，孔祥言，邓国华，高等教育出版社，2012年，p242。由竖直对称面上主压缩区流场壁面线、唇口中心点与第一点间的连线以及由唇口中心点与竖直对称面上主压缩区流场壁面线的末端点之间连线所形成的竖直对称面上主压缩流场的内部点的位置参数和流动参数采用特征线法中预估-校正的方法求解得到。内部点的求解过程为本领域的公知技术，具体可参见《气体动力学》，童秉纲，孔祥言，邓国华，高等教育出版社，2012年，p240-241。
由直激波依赖流场壁面线和竖直对称面上主压缩区流场壁面线所组成的曲线为竖直对称面上压力可控流场壁面线；由竖直对称面上主压缩流场壁面线、初始激波线和由唇口中心点与竖直对称面上主压缩区流场壁面线的末端点之间连线所形成的区域绕X轴旋转一周形成的流场区域即为竖直对称面上主压缩流场；
对于其他离散点，均采用竖直对称面上主压缩流场相同的方法求解各离散点对应的经过飞行器前缘点且与竖直对称面成θ夹角平面上的主压缩流场；同样在求解过程中能够得到各离散点对应的与竖直对称面呈θ夹角平面内的主压缩区流场壁面线；
S2基于压力可控流场的飞行器预压缩前体设计
基于压力可控流场的飞行器预压缩前体是对称的，先设计关于竖直对称面一半的前体壁面，然后通过对称变换得到完整的预压缩前体型面，方法如下：
使用商业软件SolidWorks中的曲面放样功能得到第一曲线以及由竖直对称面上主压缩流场壁面线、第一曲线和与竖直对称面呈θc夹角平面内的主压缩区流场壁面线所构成的曲面，再通过对称变换，即可得到完整的带边界层排移能力的预压缩前体型面；其中第一曲线的起点是竖直对称面上主压缩区流场壁面线的末端点，第一曲线的末端点是与竖直对称面呈θc夹角平面内的主压缩区流场壁面线的末端点。
本发明S1.1中，直激波后锥形流场求解过程中，输入参数为初始激波角β和斜激波前马赫数Ma1，输出参数为斜率为tan(ψ)的射线上的流动方向角θψ、压比pψ/p1、密度比ρψ/ρ1和速度比Vψ/V1；其中：pψ、ρψ、Vψ分别表示斜率为tan(ψ)的射线上的压力、密度以及速度，p1、ρ1、V1分别表示斜激波前压力、密度以及速度；
S1.1.1给定斜激波前马赫数Ma1，给定初始激波角β，联列式(2)、(3)、(4)、(5)求解求解过程中字母上标短横线代表该参数为球坐标下的数值，字母右上角标星号代表该参数为经过自由来流临界速度的无量纲形式，求解过程中字母右下角标1代表该参数为激波前参数，字母右下角标2代表该参数为激波后参数，右下角标s代表该参数为求解方程(6)所用到的边界条件；
其中：γ＝1.4，ρ2表示斜激后密度，表示无量纲形式的斜激波前马赫数，表示无量纲形式的斜激波后马赫数，V2表示斜激波后速度，为求解过程中的一个中间量。
采用四阶龙格-库塔求解常微分方程组(6)，由此可求解出每一个斜率为tan(ψ)的射线对应的的数值，其初值条件为其中： 由式(5)求解得到；
其中：为计算过程中的中间量；
利用式(7)的坐标变换公式将球坐标变为二维直角坐标
S1.1.2求解斜率为tan(ψ)的射线上的流动方向角θψ、压比pψ/p1、密度比ρψ/ρ1和速度比Vψ/V1；
首先由式(8)求解得到Ma*，再将Ma*带入式(9)、(10)分别求解得到和 最后将这些参数及式(2)求解得到的带入式(11)、(12)得到由于p1、ρ1为已知的来流条件，所以也就求出每条斜率为tan(ψ)的射线上的压力pψ和密度ρψ。其中式(9)和(10)中表示满足v*＝0的射线上的所对应的u*；
S1.1.3求解斜率为tan(ψ)的射线上的速度vψ和流动角θψ
由式(13)求解得到气流真实马赫数Ma，式中Ma*由式(8)计算得到；再将Ma带入式(14)即可得到由于v1为已知的来流条件，由此也就求出了流场中每条斜率为tan(ψ)的射线上的速度vψ；
气流的流动方向角由式(15)可直接求出，其中v*、u*由式(7)求解得到；
由此完成了对直激波后锥形流场的求解。
本发明的有益技术效果：
本发明到达的技术效果主要为：所设计得到的带边界层排移的预压缩前体实现了前体对气流压缩的同时又具有前体/进气道一体化设计中“激波封口”以实现对气流的全捕获，还实现了预压缩前体对边界层的排移。相较于已有具有边界层排移能力的前体设计方法，本发明对进气道和预压缩前体进行整体设计，能在设计中兼顾前体的压缩性、对边界层的排移性和对气流的全捕获，同时也提高了设计效率。
附图说明
图1是竖直对称面直激波依赖流场求解示意图
图2是竖直对称面主压缩区流场求解示意图
图3是带边界层排移的轴对称预压缩前体前视图
图4是带边界层排移的轴对称预压缩前体侧视图
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明实施方式作进一步地详细描述。
一种带边界层排移的轴对称飞行器预压缩前体的设计方法，包括以下步骤：
S1.设计压力可控流场
本发明设计的压力可控流场为外转轴对称压力可控流，该压力可控流场由直激波依赖流场和主压缩流场两部分组合而成。
S1.1求解直激波后锥形流场
已知飞行器前缘点1、飞行器中心轴2、远场来流条件3以及唇口中心点4，远场来流条件3包括压力P，密度ρ，静温T，马赫数Ma。进气道唇口上的中点，即唇口中心点4。将经过飞行器前体产生的初始激波线1-4的竖直平面称为竖直对称面。
定义飞行器中心轴2所在直线为x轴，垂直于x轴方向为y轴，给定飞行器前缘点1至唇口中心点4间的水平距离即点1和点4沿x轴距离L2，给定飞行器处于0攻角飞行时竖直对称面内唇口中心点4距飞行器中心轴的距离即点4到线2沿y轴的距离H，飞行器前体产生的初始激波线1-4经过唇口中心点4以实现对气流的全流量捕获。飞行器前体产生的初始激波线1-4与x轴夹角为初始激波角β，其大小为
β＝arctan(H/L2) (1)
以初始激波角β和远场来流条件3为输入条件，基于Taylor-Maccoll方法求解初始激波角β所对应的壁面线，即线1-5所在直线，以及飞行器前体产生的初始直激波线1-4后的锥形流场即直激波后锥形流场。Taylor-maccoll理论认为对于圆锥绕流，其流场结构为从圆锥顶点发出的每一条斜率为tan(ψ)的射线上流动参数不变。因此只需求解每条射线上的流动参数即可得到流场。
对该锥形流场求解过程，参数右上角标*代表该参数为无量纲参数；右下角标ψ表示该参数为斜率为tan(ψ)的射线上的流动参数；
输入参数为初始激波角β和斜激波前马赫数Ma1，输出参数为斜率为tan(ψ)的射线上的流动方向角θψ、压比pψ/p1、密度比ρψ/ρ1和速度比Vψ/V1。其中：pψ、ρψ、Vψ分别表示斜率为tan(ψ)的射线上的压力、密度以及速度，p1、ρ1、V1分别表示斜激波前压力、密度以及速度，该过程具体方法如下：
给定斜激波前马赫数Ma1，给定初始激波角β，联列式(2)、(3)、(4)、(5)求解其中，式中γ＝1.4，该过程求解中字母上标短横线代表该参数为球坐标下的数值，字母右上星号角标代表该参数为经过自由来流临界速度的无量纲形式。右下角标1代表激波前参数，右下角标2代表激波后参数，右下角标s代表该参数为求解方程(6)所用到的边界条件。
其中：ρ2表示斜激后密度，表示无量纲形式的斜激波前马赫数，表示无量纲形式的斜激波后马赫数，V2表示斜激波后速度，为求解过程中的一个中间量。
采用四阶龙格-库塔求解常微分方程组(6)，其初值条件为其中 由式(5)求解得到。四阶龙格-库塔为本领域公知技术，其具体求解过程可借助计算机编程，本发明基于商业软件MATLAB通过调用ode45函数进行求解。在求解中需要对ψ进行离散，得到一系列如图1中虚线所示的从点1出发的射线。离散精度视流场求解大小定，一般认为使得相邻射线与线4-5的交点的间距为厘米量级即可满足要求。由此可求解出每一个斜率为tan(ψ)的射线对应的的数值。
其中：为计算过程中的中间量。
利用式(7)的坐标变换公式将球坐标变为二维直角坐标
接下来求解斜率为tan(ψ)的射线上的流动方向角θψ、压比pψ/p1、密度比ρψ/ρ1和速度比Vψ/V1。
首先由式(8)求解得到Ma*，再将Ma*带入式(9)、(10)分别求解得到和 最后将这些参数及式(2)求解得到的带入式(11)、(12)得到由于p1、ρ1为已知的来流条件，所以也就求出每条斜率为tan(ψ)的射线上的的压力pψ和密度ρψ。其中式(9)和(10)中表示满足v*＝0的射线上的所对应的u*。
下面求解斜率为tan(ψ)的射线上的速度vψ和流动角θψ。
由式(13)求解得到气流真实马赫数Ma，式中Ma*由式(8)计算得到。再将Ma带入式(14)即可得到由于v1为已知的来流条件，由此也就求出了流场中每条斜率为tan(ψ)的射线上的速度。
气流的流动方向角由式(15)可直接求出，其中v*、u*由式(7)求解得到。
由此完成了对直激波后锥形流场的求解。
S1.2确定直激波依赖流场
飞行器前体产生的初始激波线1-4与进气道唇口相交于唇口中心点4，而唇口中心点4上的流动参数与飞行器前体产生的初始激波线1-4上的流动参数相等，由此得到唇口中心点4的流动参数。
线1-5所在的直线为激波角为β的初始激波对应的壁面线，其斜率由S1.1过程求解得到。过唇口中心点4作与x轴夹角为180°-α的直线，交激波角为β的初始激波对应的壁面线即线1-5所在的直线于第一点5。由此确定出第一点5的位置。其中
α＝θ4+arcsin(1/Ma4) (16)
式中θ4、Ma4分别表示唇口中心点4处的流动角和马赫数。
称飞行器前缘点1和第一点5的连线为直激波依赖流场壁面线1-5。由此完全确定出由飞行器前体产生的初始激波线1-4、直激波依赖流场壁面线1-5和唇口中心点4与第一点5间的连线4-5形成的流场区域绕飞行器中心轴2旋转一周形成的直激波依赖流场。
S1.2求解主压缩流场
本步骤欲求解经过飞行器前缘点1且与竖直对称面成θ夹角的平面上的主压缩流场，θ的取值范围为0≤θ≤θc，其中θc为给定值，其物理意义为压力可控前体的边界。对θ进行离散，在实际操作中一般进行10至50等分即可满足要求，即在θ的取值范围内均匀选取10个至50个离散点。然后求解每个离散点对应的经过飞行器前缘点且与竖直对称面成θ的平面上的主压缩流场。
给定主压缩流场压力分布：
式中，自变量x代表横坐标，取值范围为x5＜x＜L1，其中L1为给定值，是飞行器前体长度；x5代表第一点5的横坐标，θ表示欲求解的主压缩流场所处平面与竖直对称面所在流场平面的夹角，其范围为0≤θ≤θc，其中θc为给定值，其物理意义为压力可控前体的边界，kθ为只与θ相关的量，满足0≤kθ≤1，本发明通过改变kθ，实现对压力分布在θ方向上的控制。式(17)中P5为第一点5处的压力值，由直激波依赖流场求解过程得到，P(x,θ)与直激波依赖流场壁面线1-5上的压力值在第一点5处相切。由此实现了通过压力函数P(x,θ)控制x方向和θ方向上的压力分布的目的。
此处以竖直对称面上主压缩流场的求解为例进行具体说明，即θ＝0所在平面上的主压缩流场。而其他离散后的平面所在的主压缩流场具有与竖直对称面上主压缩流场相同的求解过程。
以唇口中心点4与第一点5间的连线4-5上点的参数和压力曲线P(x,θ)作为竖直对称面上主压缩流场的输入条件，其中唇口中心点4与第一点5间的连线4-5上点的参数由直激波依赖流场求解过程得到，求解竖直对称面上主压缩区流场壁面线6及由竖直对称面上主压缩区流场壁面线6、唇口中心点4与第一点5间的连线4-5和由唇口中心点4与竖直对称面上主压缩区流场壁面线6的末端点7之间连线4-7所形成的竖直对称面上主压缩流场的内部点的位置参数和流动参数。
竖直对称面上主压缩区流场中的点按其求解过程不同可分为两种：竖直对称面上主压缩区流场壁面线6上的点和竖直对称面上主压缩区流场的内部点，此处称竖直对称面上主压缩区流场壁面线6上的点为壁面点，竖直对称面上主压缩区流场内非壁面点均为内部点。本发明竖直对称面上主压缩区流场壁面线上的点位置坐标通过特征线法中壁面点的顺处理方法求解得到。竖直对称面上主压缩流场的内部点的位置参数和流动参数采用特征线法的方法求解得到。
相应的对竖直对称面上主压缩区流场的求解涉及两种单元过程：右行特征线与壁面相交求解下游壁面和左右行特征线相交求解下游内部点。
图2中虚线代表特征线，空心节点代表特征线网格节点实。利用唇口中心点4与第一点5间的连线4-5上点的位置坐标和流动参数以及给定的压力曲线P(x,θ)，采用特征线法中预估-校正的方法，求解特征线网格节点的位置坐标及流动参数。
进一步的，内部点的求解包括根据上游两相邻内部点求解下游内部点的位置坐标和流动参数，根据上游壁面点和上游临近壁面的内部点求解下游内部点位置坐标和流动参数这两种情况。内部点的求解过程为本领域的公知技术，具体可参见《气体动力学》，童秉纲，孔祥言，邓国华，高等教育出版社，2012年，p240-241。
在此以任意两个相邻的上游特征点8和点10求解其下游点11为例对求解过程进行说明。称虚线10-11为点10的右行特征线，虚线8-11为点8的右行特征线。
先进行预估步：先由式(18)求解点11的坐标位置
yb-ya＝tan(θa±μa)(xb-xa) (18)
其中，参数右上角标代表迭代次数，参数右下脚标代表空间位置，b为下游所求特征线上的节点11，a代表相邻的上游特征点8和点10，对于左行特征线10-11取式(18)中“+”，对于右行特征线8-11取式(18)中“-”，分别将点10、点8的流动参数和位置参数带入式(19)联列求解，得到点11的流动参数再由式(20)求解得到
然后求解点11所在流线与线8-10交点，记为其中ζ代表位置参数和流动参数。由式(21)、(22)求解得到该点位置坐标，该点的流动参数通过在线8-10上线性插值得到。
其中kaa为线8-10的斜率。
再由公式(23)、(24)得到点11的流动参数
由此，完成对点11位置参数和流动参数的预估。
再进行校正步：用代替式(18)中tan(θa±μa)(xb-xa)项，解出然后在式(19)中，将差分因子以外的量用平均值代替得到式(25)，通过求解式(25)得到并由式(20)和式(23)、(24)求解得到
最后迭代校正步，直至
此处εb为给定的一个值，取值范围一般设置为10-4～10-3。
由此得到了点11的位置坐标和流动参数，而竖直对称面上主压缩区流场中其他内部点的位置坐标和流动参数也可通过这种方法得到。
进一步的，对于竖直对称面上主压缩区流场壁面线6上特征线网格节点的位置坐标求解可以通过壁面点的顺处理方法得到。壁面点的顺处理求解过程为本领域的公知技术，具体可参见《气体动力学》，童秉纲，孔祥言，邓国华，高等教育出版社，2012年，p242。本发明通过已知的上游特征点8和与上游特征点8临近的内部点11求解下游壁面点9为例进行具体说明。
壁面点的顺处理过程为由点11顺流而下发出一条右行特征线11-9，交于壁面点9。点9的位置坐标由式(18)和压力分布曲线(17)联列求解得到。点9的流动参数由式(19)、(20)、(23)、(24)联列解出。同样采用预估-校正的方法进行迭代求解，当迭代至满足式(26)时认为计算收敛，停止计算。此处εb同为给定值，取值范围一般设置为10-4～10-3。
竖直对称面上主压缩区流场壁面线6上的其余各点都可按照这种方法计算得到，最终形成完整的竖直对称面上主压缩区流场壁面线6。其中竖直对称面上主压缩区流场壁面线6的起点为直激波依赖域出口处的壁面线上的点5，竖直对称面上主压缩区流场壁面线的末端点7为在竖直对称面上主压缩区流场壁面线6上横坐标等于机身前体长度L2的点。
由此完成竖直对称面上由唇口中心点4与第一点5间的连线4-5、由唇口中心点4与竖直对称面上主压缩区流场壁面线的末端点7之间连线4-7和竖直对称面上主压缩区流场壁面线6所形成的竖直对称面上主压缩流场的求解。
称由直激波依赖流场壁面线1-5和竖直对称面上主压缩区流场壁面线6所组成的曲线为竖直对称面上主压缩流场壁面线1-7。由竖直对称面上主压缩流场壁面线1-7、初始激波线1-4和由唇口中心点4与竖直对称面上主压缩区流场壁面线的末端点7之间连线4-7所形成的区域绕X轴旋转一周形成的流场区域即为竖直对称面上主压缩流场。
对于θ的其他离散点，均采用竖直对称面上主压缩流场相同的方法求解各离散点对应的经过飞行器前缘点且与竖直对称面成θ夹角平面上的主压缩流场；同样在求解过程中能够得到各离散点对应的与竖直对称面呈θ夹角平面内的主压缩区流场壁面线。
至此完成了压力可控流场的设计。
S2基于压力可控流场的飞行器预压缩前体设计
由于本发明带排移能力的预压缩前体是对称的，因此可先设计关于对称面一半的前体壁面，然后通过对称变换得到完整预压缩前体型面。
通过S1的求解可得到每个离散点对应的经过飞行器前缘点且与竖直对称面成θ夹角平面上的主压缩流场。同样在求解过程中能够得到各离散点对应的与竖直对称面呈θ夹角平面内的主压缩区流场壁面线。图3和图4中，线1-7、线1-14及线15、16、17、18、19、20、21为离散后各压力可控流场的壁面线，其中曲线1-14为θ＝θc时求解得到的与竖直对称面呈θc夹角平面内的主压缩区流场壁面线1-14。与竖直对称面呈θc夹角平面内的主压缩区流场壁面线1-14的末端点14是与竖直对称面呈θc夹角平面内的主压缩区流场壁面线1-14上横坐标等于机身前体长度L2的点。
使用商业软件SolidWorks中的曲面放样功能得到第一曲线7-14以及由竖直对称面上主压缩流场壁面线1-7、第一曲线7-14和与竖直对称面呈θc夹角平面内的主压缩区流场壁面线1-14所构成的曲面，再通过对称变换，即可得到完整的带边界层排移能力的预压缩前体型面。其中第一曲线7-14的起点是竖直对称面上主压缩区流场壁面线的末端点7，其末端点是与竖直对称面呈θc夹角平面内的主压缩区流场壁面线的末端点14。曲线12为一段圆心在飞行器中心轴上的圆弧，称为进气道唇口型线12，为给定值。其中曲线12的中心对称点即为唇口中心点4。
以上包含了本发明优选实施例的说明，这是为了详细说明本发明的技术特征，并不是想要将发明内容限制在实施例所描述的具体形式中，依据本发明内容主旨进行的其他修改和变型也受本专利保护。本发明内容的主旨是由权利要求书所界定，而非由实施例的具体描述所界定。
Claims (5)
1.一种带边界层排移的轴对称飞行器预压缩前体的设计方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1.设计压力可控流场，其中所设计的压力可控流场为外转轴对称压力可控流场，该压力可控流场由直激波依赖流场和主压缩流场两部分组合而成；
S1.1求解飞行器前体产生的初始激波线后的锥形流场
已知飞行器前缘点、飞行器中心轴、远场来流条件以及唇口中心点，远场来流条件括压力P，密度ρ，静温T以及马赫数Ma；进气道唇口上的中点，即唇口中心点；将经过飞行器前体产生的初始激波线的竖直平面称为竖直对称面；
定义飞行器中心轴所在直线为x轴，垂直于x轴方向为y轴，给定飞行器前缘点至唇口中心点间的水平距离L2，给定飞行器处于0攻角飞行时竖直对称面内唇口中心点距飞行器中心轴的距离H，飞行器前体产生的初始激波线经过唇口中心点以实现对气流的全流量捕获；飞行器前体产生的初始激波线与x轴夹角为初始激波角β，其大小为
β＝arctan(H/L2) (1)
以初始激波角β和远场来流条件为输入条件，基于Taylor-Maccoll方法求解初始激波角β所对应的壁面线以及飞行器前体产生的初始激波线后的锥形流场，其中所述锥形流场结构为从圆锥顶点发出的每一条斜率为tan(ψ)的射线上流动参数不变，求解每条射线上的流动参数即完成飞行器前体产生的初始激波线后的锥形流场的求解；
S1.2确定直激波依赖流场
飞行器前体产生的初始激波线与进气道唇口相交于唇口中心点，唇口中心点上的流动参数与飞行器前体产生的初始激波线上的流动参数相等，由此得到唇口中心点的流动参数；
激波角为β的初始激波线对应的壁面线，其斜率由S1.1求解得到；过唇口中心点作与x轴夹角为180°-α的直线，交激波角为β的初始激波线对应的壁面线于第一点；由此确定出第一点的位置，其中
α＝θ4+arcsin(1/Ma4) (16)
式中θ4、Ma4分别表示唇口中心点处的流动角和马赫数；
称飞行器前缘点和第一点的连线为直激波依赖流场壁面线；由飞行器前体产生的初始激波线、直激波依赖流场壁面线以及唇口中心点与第一点间的连线所形成的流场区域绕飞行器中心轴旋转一周即为直激波依赖流场；
S1.3求解主压缩流场
求解主压缩流场即求解经过飞行器前缘点且与竖直对称面成θ的平面上的主压缩流场，θ的取值范围为0≤θ≤θc，其中θc为给定值；
S1.3.1给定主压缩流场压力分布：
式中，自变量x代表横坐标，取值范围为x5＜x＜L1，其中L1为给定值，是飞行器前体长度；x5代表第一点的横坐标；θ表示欲求解的主压缩流场所处平面与对称面所在流场平面的夹角；kθ为只与θ相关的量，满足0≤kθ≤1，通过改变kθ，实现对压力分布在θ方向上的控制；式(17)中P5为第一点处的压力值，由直激波依赖流场求解过程得到，P(x,θ)与直激波依赖流场壁面线上的压力值在第一点处相切；由此实现了通过压力函数P(x,θ)控制x方向和θ方向上的压力分布；
S1.3.2在θ的取值范围内均匀选取多个离散点，然后求解每个离散点对应的经过飞行器前缘点且与竖直对称面成θ的平面上的主压缩流场；θ＝0时，θ＝0所在平面上的主压缩流场即竖直对称面上主压缩流场，竖直对称面上主压缩流场的求解方法如下：
以唇口中心点与第一点间的连线上点的流动参数和压力曲线P(x,θ)作为求解竖直对称面上主压缩流场的输入条件，求解竖直对称面上主压缩区流场壁面线，求解由竖直对称面上主压缩区流场壁面线、唇口中心点与第一点间的连线以及由唇口中心点与竖直对称面上主压缩区流场壁面线的末端点之间连线所形成的竖直对称面上主压缩流场的内部点的位置参数和流动参数，即完成竖直对称面上由唇口中心点与第一点间的连线、由唇口中心点与竖直对称面上主压缩区流场壁面线的末端点之间连线和竖直对称面上主压缩区流场壁面线所形成的竖直对称面上主压缩流场的求解；
由直激波依赖流场壁面线和竖直对称面上主压缩区流场壁面线所组成的曲线为竖直对称面上压力可控流场壁面线；由竖直对称面上主压缩流场壁面线、初始激波线和由唇口中心点与竖直对称面上主压缩区流场壁面线的末端点之间连线所形成的区域绕X轴旋转一周形成的流场区域即为竖直对称面上主压缩流场；
对于其他离散点，均采用竖直对称面上主压缩流场相同的方法求解各离散点对应的经过飞行器前缘点且与竖直对称面成θ夹角平面上的主压缩流场；同样在求解过程中能够得到各离散点对应的与竖直对称面呈θ夹角平面内的主压缩区流场壁面线；
S2基于压力可控流场的飞行器预压缩前体设计
基于压力可控流场的飞行器预压缩前体是对称的，先设计关于对称面一半的前体壁面，然后通过对称变换得到完整的预压缩前体型面，方法如下：
使用商业软件SolidWorks中的曲面放样功能得到第一曲线以及由竖直对称面上主压缩流场壁面线、第一曲线和与竖直对称面呈θc夹角平面内的主压缩区流场壁面线所构成的曲面，再通过对称变换，即可得到完整的带边界层排移能力的预压缩前体型面；其中第一曲线的起点是竖直对称面上主压缩区流场壁面线的末端点，第一曲线的末端点是与竖直对称面呈θc夹角平面内的主压缩区流场壁面线的末端点。
2.根据权利要求1所述的带边界层排移的轴对称飞行器预压缩前体的设计方法，其特征在于，S1.1，飞行器前体产生的初始激波线后的锥形流场求解过程中，输入参数为初始激波角β和斜激波前马赫数Ma1，输出参数为斜率为tan(ψ)的射线上的流动方向角θψ、压比pψ/p1、密度比ρψ/ρ1和速度比Vψ/V1；其中：pψ、ρψ、Vψ分别表示斜率为tan(ψ)的射线上的压力、密度以及速度，p1、ρ1、V1分别表示斜激波前压力、密度以及速度；
S1.1.1给定斜激波前马赫数Ma1，给定初始激波角β，联列式(2)、(3)、(4)、(5)求解求解过程中字母上标短横线代表该参数为球坐标下的数值，字母右上角标星号代表该参数为经过自由来流临界速度的无量纲形式，求解过程中字母右下角标1代表该参数为激波前参数，字母右下角标2代表该参数为激波后参数，右下角标s代表该参数为求解方程(6)所用到的边界条件；
其中：γ＝1.4，ρ2表示斜激后密度，表示无量纲形式的斜激波前马赫数，表示无量纲形式的斜激波后马赫数，V2表示斜激波后速度，为求解过程中的一个中间量；
采用四阶龙格-库塔求解常微分方程组(6)，由此可求解出每一个斜率为tan(ψ)的射线对应的的数值，其初值条件为其中：由式(5)求解得到；
其中：为计算过程中的中间量；
利用式(7)的坐标变换公式将球坐标变为二维直角坐标
S1.1.2求解斜率为tan(ψ)的射线上的流动方向角θψ、压比pψ/p1、密度比ρψ/ρ1和速度比Vψ/V1；
首先由式(8)求解得到Ma*，再将Ma*带入式(9)、(10)分别求解得到和 最后将这些参数及式(2)求解得到的带入式(11)、(12)得到由于p1、ρ1为已知的来流条件，所以也就求出每条斜率为tan(ψ)的射线上的压力pψ和密度ρψ；其中式(9)和(10)中表示满足v*＝0的射线上的所对应的u*；
S1.1.3求解斜率为tan(ψ)的射线上的速度vψ和流动角θψ
由式(13)求解得到气流真实马赫数Ma，式中Ma*由式(8)计算得到；再将Ma带入式(14)即可得到由于v1为已知的来流条件，由此也就求出了流场中每条斜率为tan(ψ)的射线上的速度vψ；
气流的流动方向角由式(15)可直接求出，其中v*、u*由式(7)求解得到；
由此完成了对直激波后锥形流场的求解。
3.根据权利要求1所述的带边界层排移的轴对称飞行器预压缩前体的设计方法，其特征在于，S1.3.2中，在θ的取值范围内均匀选取10个至50个离散点。
4.根据权利要求1所述的带边界层排移的轴对称飞行器预压缩前体的设计方法，其特征在于，S1.3.2中，竖直对称面上主压缩区流场壁面线上的点位置坐标通过特征线法壁面点的顺处理方法求解得到。
5.根据权利要求1所述的带边界层排移的轴对称飞行器预压缩前体的设计方法，其特征在于，S1.3.2中，由竖直对称面上主压缩区流场壁面线、唇口中心点与第一点间的连线以及由唇口中心点与竖直对称面上主压缩区流场壁面线的末端点之间连线所形成的竖直对称面上主压缩流场的内部点的位置参数和流动参数采用特征线法求解得到。
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Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7866599B2 (en) * | 2006-02-14 | 2011-01-11 | Lockheed-Martin Corporation | Integrated inward turning inlets and nozzles for hypersonic air vehicles |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
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