CN108019279A - 一种高超声速进气道设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种高超声速进气道设计方法。首先利用函数关系生成进气道基准流场型面，然后优化设计进气道轴对称基准流场，最后采用流线追踪法获得进气道三维型面。与现有技术相比，该方法能够解决传统进气道设计需要预先设定内流场情况以及难以在满足激波封口的同时使进气道总压恢复系数最大的问题。

Description

一种高超声速进气道设计方法

技术领域

本发明属于高超声速推进技术领域，涉及超燃冲压发动机进气道的设计方法，特指一种高超声速内转向进气道设计方法。

背景技术

超燃冲压发动机主要由进气道、隔离段、燃烧室和尾喷管四部分组成。高超声速进气道是超燃冲压发动机的供气部件，为发动机燃烧室提供足量且较高品质的来流，保证发动机正常高效工作，其性能直接影响发动机推力甚至整个飞行器有效工作。

高超声速内转向进气道是基于轴对称的内转基准流场，利用流线追踪技术得到的进气道，其特点为进气道内流动被激波和马赫波压缩。高超声速内转向进气道是采用三维压缩型面的一种新型进气道，具有总压损失小、流量捕获能力强、外阻小以及便于一体化设计等诸多优势，目前其设计方法及气动性能得到了广泛研究。本发明主要提供一种高超声速内转向进气道的设计方法。

高超声速内转向进气道实质上是基于内收缩基准流场的流线追踪结果，其性能好坏直接决定于基准流场的性能。对现有设计方法而言，对内转向进气道的设计很大程度上就是对基准流场的设计。目前基准流场的设计主要是采用特征线方法。《基于特征线理论的流线追踪内转向进气道设计方法研究》(国防科技大学硕士论文2012年卫锋)中详细描述了利用特征线方法设计轴对称基准流场的全过程。

图1为一种内收缩基准流场示意图。内收缩基准流场由A-D四个子流场构成，A区为前缘激波依赖区，B区为主压缩区，C区为末端激波依赖区，D区为稳定区。有两种途径可以确定A区流场，一是给定型线ab或ab上的流动参数，二是给定A区前缘激波的形状；B区流场的确定，可以直接给定bc型线或限定bc上流动参数的分布规律；C区流场的确定，需要构造末端激波形状和影响该激波的中心体形状；根据C区出口特征线ce的形状及其流动参数，进而确定D区流场。从上述设计流程中看到，确定整个基准流场需要预先“设定”部分壁面(或壁面上流动参数)，或者“设定”激波形状(前缘激波、末端激波等)。发明专利ZL2012105920966《超声速进气道及其壁面确定方法》和发明专利ZL2012105905951《超声速进气道及其壁面确定方法》中也详细阐述了利用特征线方法确定进气道壁面曲线及其内流场的方法。

对高超声速进气道而言，流量捕获能力是评价进气道能否提供足量空气的重要指标，在设计飞行工况下，要求进气道做到全流量捕获(即无溢流)；总压恢复系数是评价进气道供气品质的重要指标，来流总压恢复直接关系到燃气做功能力甚至发动机比冲。

上述特征线设计方法，关键之处就在于预先“设定”好内流场，预先“设定”好压缩激波的形状，预先“设定”好等熵压缩和激波压缩的分配比例，然后利用特征线理论逆向设计进气道壁面曲线。通过人为预先“设定”前缘激波形状，能较容易地实现设计工况下的激波封口(全流量捕获)。采用特征线方法设计需要提高进气道总压恢复系数时，一般是通过人为调整激波形状，来改善激波压缩和等熵压缩的分配比例，进而改变进气道总压恢复系数。由于是激波型线是人为设定和调整的，因此很难保证设计出来的基准流场在该条件下达到总压恢复系数最大。另一方面，利用特征线方法，在根据激波形状反求壁面和求解波后流场过程中，特征线方法有时会失效，比如当激波形状为“上凸”构型，或者出现激波/激波相交等情形时，此时就无法求得壁面型线和波后流场。因此，现有的特征线设计方法很受限制。

发明内容

针对传统进气道设计需要预先设定内流场情况以及难以在满足激波封口的同时使进气道总压恢复系数最大的问题，本发明提出了一种高超声速进气道设计方法。

本发明的技术方案是：

根据内转向进气道结构设计的几何约束，利用函数关系生成壁面，进而构成进气道外压缩段、内压缩段的上下壁面，本方法流程如图6所示。

具体地，本发明是一种高超声速进气道设计方法，包括以下步骤：

S1，利用函数关系生成进气道基准流场型面；

在现有技术中，一般是预先设定好内流场，压缩激波的形状，等熵压缩和激波压缩的分配比例等，再利用特征线理论逆向设计进气道壁面曲线；本发明提出的利用函数关系生成进气道基准流场型面的方法则能够省去人为预先设定的环节，在设计飞行工况下激波封口(全捕获流量)的同时使进气道总压恢复系数最大；

进一步的，利用函数关系生成进气道基准流场型面具体方法为：

S101，根据进气道结构设计的几何约束，确定基准流场型面的顶点，如图2所示；(图中过O点水平线为旋转轴x；点C为进气道入口上顶点，B为进气道入口下顶点，Oi为入口中心，OC长度为单位1)，

进一步的，具体方法又可分为：

(1)根据中心体半径rc，确定进气道入口下顶点B；

(2)根据唇口顶点距离入口长度Lo，确定进气道唇口顶点D；

(3)根据进气道总长度Lt，以及进、出口偏心距，确定出口中心点Oo；

S102，根据进气道结构设计的几何约束，确定外压缩段CE终点E，确定进气道出口上顶点H、下顶点I，如图3所示；

进一步的，具体方法又可分为：

(1)根据进气道设计外收缩比(入口面积/喉部面积)，确定截面DE长度L_DE，点E就在以D为圆心，以L_DE为半径的圆弧上，因此点E是一个自由顶点，可在满足下洗角范围内自由移动；

(2)根据进气道设计总收缩比(入口面积/出口面积)，确定进气道出口截面长度L_HI；

(3)根据进气道设计出口气流偏转角度θ₃，确定进气道出口上顶点H和下顶点I的位置；

S103，添加自由控制点，利用函数关系生成满足进气道设计几何约束条件的外压缩段型面CE，内压缩段上型面EH和内压缩段下型面DI，如图4，图5所示；

进一步的，具体方法又可分为：

(1)添加自由控制点F1、F2，利用函数关系(B样条曲线)生成外压缩段型面CE；这里F1，F2的x坐标为CE在x方向的三等分点，F1的y坐标需要满足进气道设计初始锥角θ₁范围限制(θ_1,min＜θ₁＜θ_1,max，其中θ_1,min为初始锥角最小值，θ_1,max为初始锥角最大值，这两者均由设计者根据进气道设计几何约束确定)；F2的y坐标需要满足F2E连线与DE连线垂直，保证E点为外压缩段终点；

(2)添加自由控制点F3、F4，利用函数关系(B样条曲线)生成内压缩段上型面EH；这里F3，F4的x坐标为EH在x方向的三等分点，F3的y坐标需要满足EF3连线与DE连线垂直，保证内外压缩段在E点处连续，F4的y坐标需要满足出口气流偏转角θ₃的要求；

(3)添加自由控制点F5、F6，利用函数关系(B样条曲线)生成内压缩段下型面DI；这里F5，F6的x坐标为DI在x方向的三等分点，F5的y坐标需要满足进气道设计唇口角θ₂范围限制(θ_2,min＜θ₂＜θ_2,max，其中θ_2,min为唇口角最小值，θ_2,max为唇口最大值，这两者均由设计者根据进气道设计几何约束确定)；F6的y坐标需要满足出口气流偏转角θ₃的要求；

需要说明的是，这里自由控制点F1至F6的生成方式不局限于利用x方向三等分点生成，可以是多等分点，也可以是y方向的多等分点，或者其他满足要求的生成方式；利用函数关系生成型面，函数关系不限制于B样条曲线，也可以是高次多项式曲线、贝齐尔曲线，或者其他满足要求的函数关系；

S2，优化设计进气道轴对称基准流场；

进一步的，优化设计进气道轴对称基准流场具体方法为：

根据进气道结构设计的几何约束，给出一组满足约束条件的自由控制点F1-Fn，利用步骤S1即可生成一个基准流场型面，再通过优化算法调整自由控制点F1-Fn的位置；

对高超声速进气道设计而言，就是要实现在设计飞行工况下激波封口(全捕获流量)，同时进气道总压恢复系数最大；因此，设计工况下激波封口，以及总压恢复系数最大就是基准流场优化设计的两个目标；图6给出了基准流场优化设计的流程图；

需要说明的是：CFD(计算流体力学)计算过程，是指数值计算生成的型面所对应的基准流场，这里CFD计算方法不做限制，可以采用商业软件(fluent、CFX等)，也可以是自编程序(特征线法、空间推进方法)，或者其他的CFD方法；这里优化算法不做限制，凡是能进行多目标优化的算法(如遗传算法、神经网络等)都包括在内；

本发明在满足进气道结构设计的几何约束条件下，通过添加一组自由控制点，采用函数关系生成基准流场型面并结合优化算法进行优化设计的方法，解决了在满足设计工况下激波封口的同时使进气道总压恢复系数最大的技术问题；

S3，采用流线追踪法获得进气道三维型面；

进一步的，采用流线追踪法获得进气道三维型面的具体方法为：

通过步骤S2的优化设计流程，获得设计工况下激波封口且总压恢复系数最大的基准流场；在此基准流场基础上，给定进气道入口捕获型线进行流线追踪，或者给定进气道出口型线进行逆流线追踪，获得内转进气道三维型面；

由此实现了对高超声速进气道的设计。

本发明的有益效果是：

1)在满足设计几何约束的条件下，利用函数关系可以生成丰富的进气道基准流场型面以及变化范围更宽广的基准流场，而无需预先人为设定内流场中波系配置情况，也无需考虑特征线法求解流场的限制；

2)通过“函数关系生成型面”和“优化算法”的方法，可以实现在同等约束条件和设计飞行工况下，在满足激波封口(全流量捕获)的同时，使进气道总压恢复系数最大。

附图说明

图1为一种进气道基准流场示意图

图2为根据进气道结构设计的几何约束确定基准流场型面顶点示意图

图3为根据进气道结构设计的几何约束确定外压缩段终点E，出口上、下顶点H、I示意图

图4为添加自由控制点利用函数关系生成基准流场外压缩段和内压缩段型面示意图

图5为根据本发明的设计方法得到的一个基准流场型面示意图

图6为轴对称基准流场优化设计流程图

图7为实施例中利用本发明提出的优化设计方法得到的最优基准流场示意图

图8为基于最优基准流场流线追踪得到的矩形入口内转向进气道示意图

图例说明：

图1中，A表示为前缘激波依赖区，B表示为主压缩区，C表示为末端激波依赖区，D表示为稳定区，a，b，c，d，e和f表示为流场中的端点，Axis表示为对称轴，Rs表示为进气道入口半径，ad线表示前缘激波，dc线表示结尾激波；

图2中，O点表示为原点，x表示为旋转轴，点C表示为进气道入口上顶点，点B表示为进气道入口下顶点，点D表示为进气道唇口顶点，O_i表示为入口中心，O_o表示为出口中心点，r_c表示为中心体半径，L_o表示为唇口顶点距离入口长度，L_t表示为进气道总长度，Δy表示为进、出口偏心距；

图3中，点E表示为外压缩段CE的终点，点H表示为进气道出口上顶点，点I表示为进气道出口下顶点，L_DE表示为截面DE长度，L_HI表示为进气道出口截面长度，θ₃表示为进气道设计出口气流偏转角度，其他符号同图2；

图4中，F1，F2，F3，F4，F5和F6表示为自由控制点，θ₁表示为进气道设计初始锥角，θ₂表示为进气道设计唇口角，其他符号同图2和图3；

图5中，1为入口，2为外压缩段，3为唇口点，4为内压缩段上、下壁面，5为出口，6为旋转轴，其他符号同图2和图3；

图7中，1为入口，2为外压缩段，3为唇口点，4为内压缩段上、下壁面，5为出口，6为旋转轴。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明进行详细说明。本实施例以本发明技术方案为前提进行实施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程，但本发明的保护范围不限于下述的实施例。

实施例

本发明实施例包括以下步骤：

S1，利用函数关系生成进气道基准流场型面，主要包括：

S101，根据进气道结构设计的几何约束，确定基准流场型面的顶点，具体方法为：

(1)根据中心体半径rc＝0.1，确定进气道入口下顶点B坐标(0,0.1)，OC长度设为单位1，确定C点坐标(0,1)；

(2)根据唇口距离入口长度Lo＝3.6，确定进气道唇口顶点D(3.6,0.1)；

(3)根据进气道总长度Lt＝5，以及进、出口偏心距0.3，确定出口中心点Oo(5,0.25)。

S102，根据进气道结构设计的几何约束，确定外压缩段CE终点E，确定进气道出口上顶点H、下顶点I，具体方法为：

(1)根据进气道设计外收缩比2.78，确定截面DE长度L_DE＝0.505。给定在外压缩段结束点E处的气流下洗角度范围70～90，由于D点坐标固定(x_D＝3.6,y_D＝0.1)，由此得出点E横坐标范围3.6<x_E<3.773,进而得出与x_E相对应纵坐标

(2)根据进气道设计总收缩比5.0，确定进气道出口截面长度L_HI＝0.396；

(3)根据进气道设计出口气流偏转角度θ₃＝5，确定进气道出口上顶点H坐标(x_H＝4.987,y_H＝0.447)下顶点I坐标(x_I＝5.017,y_I＝0.053)。

S103，添加自由控制点，利用函数生成满足进气道设计几何约束条件的外压缩段型面CE，内压缩段上型面EH和内压缩段下型面DI，具体方法为：

(1)添加自由控制点F1(x_F1,y_F1)、F2(x_F2,y_F2)，这里F1，F2的x坐标为CE在x方向的三等分点,由此确定x_F1＝0.983，x_F2＝2.446。根据进气道设计初始锥角θ₁范围限制-15＜θ₁＜0，确定自由控制点F1的纵坐标范围0.6723＜y_F1＜1。根据点F2的纵坐标需要满足F2E连线与DE连线垂直，确定与x_E相对应F2的纵坐标利用B样条曲线在点C、点F1、点F2、点E间生成外压缩段壁面；

(2)添加自由控制点F3(x_F3,y_F3)、F4(x_F4,y_F4)，这里F3，F4的横坐标为EH在x方向的三等分点，由此确定与x_E相对应根据F3E与ED垂直，确定F3纵坐标根据出口气流偏转角θ₃＝5，确定F4纵坐标y_F4＝(x_F5-x_H)tanθ₃+y_H。利用B样条曲线在点E、点F3、点F4、点H间生成内压缩段上壁面；

(3)添加自由控制点F5、F6，这里F5，F6的x坐标为DI在x方向的三等分点，由此确定x_F5＝4.072，x_F6＝4.545。根据进气道唇口角θ₂范围限制-10＜θ₁＜-2，确定自由控制点F5的纵坐标范围0.017＜y_F5＜0.084。根据出口气流偏转角θ₃＝5，确定F6纵坐标y_F6＝(x_F6-x_I)tanθ₃+y_I。利用B样条曲线在点D、点F5、点F6、点I间生成内压缩段下壁面。

根据上述步骤，可以确定三个优化变量，即y_F1,y_F5,x_E，其他变量可以由上述步骤中给出的关系唯一确定。

S2，优化设计进气道轴对称基准流场，主要包括：

在S1步骤中获得的几何约束条件下，设置来流马赫数为6,根据以下优化指标对进气道轴对称基准流场进行优化设计；

优化变量及范围：0.017＜y_F5＜0.084，0.673＜y_F1＜1，3.6＜x_E＜3.773；

优化目标：激波封口，出口总压恢复系数最大；

优化方法：遗传算法；

优化结果：在同等约束条件和设计飞行工况下，该设计方法能够在满足激波封口的同时，使进气道总压恢复系数最大，达到0.947。现有的特征线设计方法计算流场能力不强，在计算过程中如果出现特征线相交等情形，就无法得到正确结果，因此计算流场范围不宽，无法在满足前缘激波封口的同时，达到总压恢复系数最大。

因此本发明提出的设计方法，相比现有的特征线方法有显著的进步。图7为利用上述方法设计得到的最优轴对称基准流场。

S3，采用流线追踪法获得进气道三维型面；

在S2步骤中获得的轴对称基准流场基础上，采用流线追踪法获得进气道三维型面，图8为根据流线追踪法得到的三维内转进气道结果。

Claims (10)

1.一种高超声速进气道设计方法，包括以下步骤：

S1，生成进气道基准流场型面；

S2，优化设计进气道轴对称基准流场；

S3，采用流线追踪法获得进气道三维型面；其特征在于：所述步骤S1，是利用函数关系生成进气道基准流场型面。

2.根据权利要求1所述的一种高超声速进气道设计方法，其特征在于，所述步骤S1，利用函数关系生成基准流场型面的具体方法为：

S101，根据进气道结构设计的几何约束，确定基准流场型面的顶点；

S102，根据进气道结构设计的几何约束，确定外压缩段(CE)终点(E)和进气道出口上顶点(H)和下顶点(I)；

S103，添加自由控制点，利用函数关系生成满足进气道设计几何约束条件的外压缩段型面(CE)，内压缩段上型面(EH)和内压缩段下型面(DI)。

3.根据权利要求2所述的一种高超声速进气道设计方法，其特征在于，所述步骤S101具体为：

(1)根据中心体半径rc，确定进气道入口下顶点B；

(2)根据唇口顶点距离入口长度Lo，确定进气道唇口顶点D；

(3)根据进气道总长度Lt，以及进、出口偏心距，确定出口中心点Oo。

4.根据权利要求2所述的一种高超声速进气道设计方法，其特征在于，所述步骤S102具体为：

(1)根据进气道设计外收缩比＝入口面积/喉部面积，确定截面DE长度L_DE，点E就在以D为圆心，以L_DE为半径的圆弧上，因此点E是一个自由顶点，可在满足下洗角范围内自由移动；

(2)根据进气道设计总收缩比＝入口面积/出口面积，确定进气道出口截面长度L_HI；

(3)根据进气道设计出口气流偏转角度θ₃，确定进气道出口上顶点H和下顶点I的位置。

5.根据权利要求2所述的一种高超声速进气道设计方法，其特征在于，所述步骤S103具体为：

(1)添加自由控制点(F1)和自由控制点(F2)，利用函数关系生成外压缩段型面(CE)；这里自由控制点(F1)和自由控制点(F2)的横坐标为外压缩段(CE)在横坐标方向的三等分点，自由控制点(F1)的纵坐标需要满足进气道设计初始锥角(θ₁)范围限制；自由控制点(F2)的纵坐标需要满足自由控制点(F2)与外压缩段终点(E)的连线与入口截面端点连线(DE)相垂直；

(2)添加自由控制点(F3)和自由控制点(F4)，利用函数关系生成内压缩段上型面(EH)；这里自由控制点(F3)和(F4)的横坐标为内压缩段上型面(EH)在横坐标方向的三等分点，自由控制点(F3)的纵坐标需要满足外压缩段终点(E)与自由控制点(F3)的连线入口截面(DE)连线垂直，保证内外压缩段在外压缩段终点(E)处连续，自由控制点(F4)的纵坐标需要满足出口气流偏转角(θ₃)的要求；

(3)添加自由控制点(F5)和自由控制点(F6)，利用函数关系生成内压缩段下型面(DI)；这里自由控制点(F5)和(F6)的横坐标为内压缩段下型面(DI)在横坐标方向的三等分点，自由控制点(F5)的纵坐标需要满足进气道设计唇口角(θ₂)的范围限制；自由控制点(F6)的纵坐标需要满足出口气流偏转角(θ₃)的要求。

6.根据权利要求1～5所述任意一种高超声速进气道设计方法，其特征在于，所述步骤S1中，利用函数关系生成型面时，函数关系为B样条曲线、高次多项式曲线、贝齐尔曲线。

7.根据权利要求1～5所述任意一种高超声速进气道设计方法，其特征在于，所述步骤S2具体方法为：根据进气道结构设计的几何约束，给出一组满足约束条件的多个自由控制点，利用步骤S1即可生成一个基准流场型面，再通过优化算法调整自由控制点的位置。

8.根据权利要求6所述的一种高超声速进气道设计方法，其特征在于，所述步骤S2具体方法为：根据进气道结构设计的几何约束，给出一组满足约束条件的多个自由控制点，利用步骤S1即可生成一个基准流场型面，再通过优化算法调整自由控制点的位置。

9.根据权利要求1～5任一项所述的任意一种高超声速进气道设计方法，其特征在于，所述步骤S3具体方法为：

通过步骤S2，获得设计工况下激波封口且总压恢复系数最大的基准流场；在此基准流场基础上，给定进气道入口捕获型线进行流线追踪，或者给定进气道出口型线进行逆流线追踪，获得内转进气道三维型面。

10.根据权利要求6所述的一种高超声速进气道设计方法，其特征在于，所述步骤S3具体方法为：

通过步骤S2，获得设计工况下激波封口且总压恢复系数最大的基准流场；在此基准流场基础上，给定进气道入口捕获型线进行流线追踪，或者给定进气道出口型线进行逆流线追踪，获得内转进气道三维型面。