CN110329520A - 一种背部进气乘波前体三维内转进气道一体化设计方法 - Google Patents

一种背部进气乘波前体三维内转进气道一体化设计方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种背部进气乘波前体三维内转进气道一体化设计方法，步骤包括：根据设计要求指定外压缩激波曲线与内收缩激波曲线；以外压缩激波曲线、内收缩激波曲线反求基本流场，基本流场包括外压缩基本流场、内收缩基本流场；设计乘波前体前缘型线，将前缘型线延流向等直拉伸获得乘波前体上表面，将前缘型线离散并在外压缩基本流场中进行流线追踪获得乘波前体下表面；以乘波前体上表面为基础，求解三维内转进气道前缘型线激波生成段，设计三维内转进气道前缘型线激波接收段，将三维内转进气道前缘型线离散并在内收缩基本流场中进行流向流线追踪获得三维内转进气道压缩型面；对背部进气乘波前体三维内转进气道一体化方案其他部件进行构造。

Description

一种背部进气乘波前体三维内转进气道一体化设计方法
技术领域
本发明涉及临近空间飞行器的技术领域，特别是涉及一种背部进气乘波前体三维内转进气道一体化设计方法。
背景技术
临近空间飞行器是目前国际争夺空间技术热点。以美俄为代表的各航空强国均在大力开展高超声速飞行器研制计划。大量研究充分说明，实现高超声速飞行的关键是解决飞机器机体与推进系统的一体化设计，而其核心则是飞行器和进气道的一体化。
从目前的研究热点和趋势看，乘波体飞行器和三维内收缩进气道已经成为两个领域内公认的先进设计方法。虽然在高超声速飞行器和高超声速进气道研究领域，各项研究已经取得了显著的进展，部件性能也在不断提升。然而，迄今为止，科研人员尚未得到高性能且适用于高超声速飞行器与三维内转进气道的一体化装置，使二者的结合实现飞行器总体性能的最大化。
由于二者工作要求不同，很长一段时间里，人们一直认为一体化就是分别设计两个高性能部件，对它们进行相干叠加和相互折衷。但一体化问题绝非如此简单。美国空军高超声速计划首席科学家MarkLewis在文献中指出，虽然完善的乘波理论可以帮助我们很容易地设计出升阻比7～8的飞行器，但现有的匹配上发动机的高超声速飞行器升阻比最大也只有3.8。由此可见，目前制约高超声速系统总体性能的关键问题是缺乏一种适用于乘波前体与三维内转进气道的高超声速内外流一体化设计方法。
发明内容
为了解决上述技术问题，本发明提供了一种背部进气乘波前体三维内转进气道一体化设计方法，利用本设计方法生成的一体化装置同时发挥了乘波飞行器机体与三维内转进气道的性能优势。
本发明采用如下技术方案：一种背部进气乘波前体三维内转进气道一体化设计方法，包括乘波前体与三维内转进气道两部分，其中乘波前体包括乘波前体下表面、乘波前体上表面、乘波前体前缘型线、乘波前体上表面型线、乘波前体下表面型线，三维内转进气道位于乘波前体背部，且与乘波前体上表面相接，三维内转进气道包括三维内转进气道压缩型面、三维内转进气道隔离段、三维内转进气道前缘型线激波生成段、三维内转进气道激波接收段、三维内转进气道肩部型线、三维内转进气道出口，三维内转进气道压缩型面于三维内转进气道肩部型线处转平进入三维内转进气道隔离段，方法步骤如下：
1)、根据设计要求指定外压缩激波曲线与内收缩激波曲线；
2)、以外压缩激波曲线、内收缩激波曲线反求基本流场，基本流场包括外压缩基本流场、内收缩基本流场；
3)、设计乘波前体前缘型线，将乘波前体前缘型线延流向等直拉伸获得乘波前体上表面，乘波前体上表面型线，将乘波前体前缘型线离散并在步骤2所述外压缩基本流场中进行流线追踪获得用于生成乘波前体下表面的流线以及乘波前体下表面型线离散点；
4)、以步骤3所述乘波前体上表面为基础，求解三维内转进气道前缘型线激波生成段，并设计三维内转进气道前缘型线激波接收段，将三维内转进气道前缘型线离散并在步骤2所述内收缩基本流场中进行流向流线追踪获得三维内转进气道压缩型面；
5)、对背部进气乘波前体三维内转进气道一体化方案其他部件进行构造完成设计。
优选地，所述步骤1中得到的外压缩激波曲线、内收缩激波曲线的截面形状均为圆形，其中，内收缩激波曲线回转半径小于外压缩激波曲线回转半径，且内收缩基本流场回转轴位于外压缩基本流场回转轴正下方。
优选地，所述步骤2中内收缩基本流场是三维回转的轴对称内收缩流场，内收缩基本流场包括内收缩激波生成体、入射内收缩激波和反射激波，所述外收缩基本流场是三维回转的轴对称圆锥流场，外压缩基本流场包括外压缩激波生成体、入射外压缩激波。
优选地，所述步骤3中乘波前体前缘型线为流线型，采用三次样条曲线拟合设计，拟合条件包括三维内转进气道前缘捕获型线端点处坐标与斜率，乘波前体前缘型线离散获得乘波前体前缘型线离散点，将该所得用于生成乘波下表面的流线在横向位置上构成流面得到乘波前体下表面，乘波前体下表面由乘波前体前缘型线与外压缩激波曲线共同确定。
优选地，所述步骤4中三维内转进气道前缘型线激波生成段由步骤2所述入射内收缩激波与步骤3所述乘波前体上表面的交线生成，三维内转进气道前缘型线激波接收段可根据几何约束要求设计后投影与入射内收缩激波之上获得，将三维内转进气道前缘型线离散获得三维内转进气道前缘型线离散点，之后在步骤2所述的内收缩基本流场中进行流线追踪获得用于生成三维内转进气道压缩型面的流线、三维内转进气道肩部型线离散点，将该所得流线在横向位置上构成流面得到三维内转进气道压缩型面，该部分与步骤3所得的乘波前体上表面相连接即构成背部进气乘波前体三维内转进气道一体化装置。
优选地，所述步骤5中根据已获得三维内转进气道肩部型线等直向下游拉伸能够得到三维内转进气道隔离段,，最终完成背部进气乘波前体三维内转进气道一体化设计。
与现有技术相比，本发明具有的优点：利用本设计方法生成的背部进气乘波前体进气道一体化装置同时发挥了乘波前体与三维内转进气道的性能优势，采用背部进气道的形式最大程度上避免了乘波前体与三维内转进进气道之间的相互干扰，两部分相互独立又相互统一在保持较高升阻力特性的同时，保证了进气道的高流量捕获能力，从而达到增大发动机推力并减小外流阻力的目的。
附图说明
图1是本发明的侧视图。
图2是本发明的三维视图。
图3是本发明的原理示意图。
图4是本发明的乘波前体部分设计原理图。
图5是本发明的三维内转进气道部分设计原理图。
附图标记说明:1表示乘波前体下表面、2表示乘波前体上表面、3表示乘波前体前缘型线、4表示乘波前体上表面型线、5表示乘波前体下表面型线、6表示三维内转进气道压缩型面、7表示三维内转进气道隔离段、8表示三维内转进气道前缘型线激波生成段、9表示三维内转进气道前缘型线激波接收段、10表示三维内转进气道肩部型线、11表示三维内转进气道出口、12表示外压缩激波曲线、13表示外压缩基本流场回转轴、14表示入射外压缩激波、15表示外压缩激波生成体、16表示外压缩基本流场曲率梳、17表示乘波前体前缘型线离散点、18表示用于生成乘波体下表面的流线、19表示乘波前体下表面型线离散点、20表示内收缩激波曲线、21表示内收缩基本流场回转轴、22表示内收缩激波生成体、23表示入射内收缩激波、24表示反射激波、25表示内收缩基本流场曲率梳、26表示三维内转进气道前缘型线离散点、27表示用于生成三维内转进气道压缩型面的流线、28表示三维内转进气道肩部型线离散点、29表示超声速来流。
具体实施方式
下面结合附图对本发明的优选实施例进行详细阐述，以使本发明的优点和特征能更易于被本领域技术人员理解，从而对本发明的保护范围做出更为清楚明确的界定。
在本实施例中，需要理解的是，术语“中间”、“上”、“下”、“顶部”、“右侧”、“左端”、“上方”、“背面”、“中部”、等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
请参阅图1、图2、图3、图4、图5，一种背部进气乘波前体三维内转进气道一体化设计方法，包括乘波前体与三维内转进气道两部分，其中乘波前体包括乘波前体下表面(1)、乘波前体上表面(2)、乘波前体前缘型线(3)、乘波前体上表面型线(4)、乘波前体下表面型线(5)，三维内转进气道位于乘波前体背部，且与乘波前体上表面(2)相接，三维内转进气道包括三维内转进气道压缩型面(6)、三维内转进气道隔离段(7)、三维内转进气道前缘型线激波生成段(8)、三维内转进气道激波接收段(9)、三维内转进气道肩部型线(10)、三维内转进气道出口(11)，三维内转进气道压缩型面(6)于三维内转进气道肩部型线(10)处转平进入三维内转进气道隔离段(7)，方法步骤如下：
1)、根据设计要求指定外压缩激波曲线(12)与内收缩激波曲线(20)；
2)、以外压缩激波曲线(12)、内收缩激波曲线(20)反求基本流场，基本流场包括外压缩基本流场、内收缩基本流场；
3)、设计乘波前体前缘型线(3)，将乘波前体前缘型线(3)延流向等直拉伸获得乘波前体上表面(2)，乘波前体上表面型线(4)，将乘波前体前缘型线(2)离散并在步骤2所述外压缩基本流场中进行流线追踪获得用于生成乘波前体下表面的流线(18)以及乘波前体下表面型线离散点(19)；
4)、以步骤3所述乘波前体上表面(2)为基础，求解三维内转进气道前缘型线激波生成段(8)，并设计三维内转进气道前缘型线激波接收段(9)，将三维内转进气道前缘型线离散并在步骤2所述内收缩基本流场中进行流向流线追踪获得三维内转进气道压缩型面(6)；
5)、对背部进气乘波前体三维内转进气道一体化方案其他部件进行构造完成设计。
优选地，所述步骤1中得到的外压缩激波曲线(12)、内收缩激波曲线(20)的截面形状均为圆形，其中，内收缩激波曲线(20)回转半径小于外压缩激波曲线(12)回转半径，且内收缩基本流场回转轴(21)位于外压缩基本流场回转轴(13)正下方。
优选地，所述步骤2中内收缩基本流场是三维回转的轴对称内收缩流场，内收缩基本流场包括内收缩激波生成体(22)、入射内收缩激波(23)和反射激波(24)，所述外收缩基本流场是三维回转的轴对称圆锥流场，外压缩基本流场包括外压缩激波生成体(15)、入射外压缩激波(14)。
优选地，所述步骤3中乘波前体前缘型线(3)为流线型，采用三次样条曲线拟合设计，拟合条件包括三维内转进气道前缘捕获型线端点处坐标与斜率，乘波前体前缘型线(3)离散获得乘波前体前缘型线离散点(17)，将该所得用于生成乘波下表面的流线(18)在横向位置上构成流面得到乘波前体下表面(1)，乘波前体下表面(1)由乘波前体前缘型线(3)与外压缩激波曲线(12)共同确定。
优选地，所述步骤4中三维内转进气道前缘型线激波生成段(8)由步骤2所述入射内收缩激波(23)与步骤3所述乘波前体上表面(2)的交线生成，三维内转进气道前缘型线激波接收段(9)可根据几何约束要求设计后投影与入射内收缩激波(23)之上获得，将三维内转进气道前缘型线离散获得三维内转进气道前缘型线离散点(26)，之后在步骤2所述的内收缩基本流场中进行流线追踪获得用于生成三维内转进气道压缩型面的流线(27)、三维内转进气道肩部型线离散点(28)，将该所得流线在横向位置上构成流面得到三维内转进气道压缩型面(6)，该部分与步骤3所得的乘波前体上表面(2)相连接即构成背部进气乘波前体三维内转进气道一体化装置。
优选地，所述步骤5中根据已获得三维内转进气道肩部型线(10)等直向下游拉伸能够得到三维内转进气道隔离段(7)，最终完成背部进气乘波前体三维内转进气道一体化设计。
不局限于此，任何不经过创造性劳动想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应该以权利要求书所限定的保护范围为准。

Claims (6)

1.一种背部进气乘波前体三维内转进气道一体化设计方法，其特征在于，包括乘波前体与三维内转进气道两部分，其中乘波前体包括乘波前体下表面(1)、乘波前体上表面(2)、乘波前体前缘型线(3)、乘波前体上表面型线(4)、乘波前体下表面型线(5)，三维内转进气道位于乘波前体背部，且与乘波前体上表面(2)相接，三维内转进气道包括三维内转进气道压缩型面(6)、三维内转进气道隔离段(7)、三维内转进气道前缘型线激波生成段(8)、三维内转进气道激波接收段(9)、三维内转进气道肩部型线(10)、三维内转进气道出口(11)，三维内转进气道压缩型面(6)于三维内转进气道肩部型线(10)处转平进入三维内转进气道隔离段(7)，方法步骤如下：
1)、根据设计要求指定外压缩激波曲线(12)与内收缩激波曲线(20)；
2)、以外压缩激波曲线(12)、内收缩激波曲线(20)反求基本流场，基本流场包括外压缩基本流场、内收缩基本流场；
3)、设计乘波前体前缘型线(3)，将乘波前体前缘型线(3)延流向等直拉伸获得乘波前体上表面(2)，乘波前体上表面型线(4)，将乘波前体前缘型线(2)离散并在步骤2所述外压缩基本流场中进行流线追踪获得用于生成乘波前体下表面的流线(18)以及乘波前体下表面型线离散点(19)；
4)、以步骤3所述乘波前体上表面(2)为基础，求解三维内转进气道前缘型线激波生成段(8)，并设计三维内转进气道前缘型线激波接收段(9)，将三维内转进气道前缘型线离散并在步骤2所述内收缩基本流场中进行流向流线追踪获得三维内转进气道压缩型面(6)；
5)、对背部进气乘波前体三维内转进气道一体化方案其他部件进行构造完成设计。
2.根据权利要求1所述的背部进气乘波前体三维内转进气道一体化设计方法，其特征在于，所述步骤1中得到的外压缩激波曲线(12)、内收缩激波曲线(20)的截面形状均为圆形，其中，内收缩激波曲线(20)回转半径小于外压缩激波曲线(12)回转半径，且内收缩基本流场回转轴(21)位于外压缩基本流场回转轴(13)正下方。
3.根据权利要求1所述的背部进气乘波前体三维内转进气道一体化设计方法，其特征在于，所述步骤2中内收缩基本流场是三维回转的轴对称内收缩流场，内收缩基本流场包括内收缩激波生成体(22)、入射内收缩激波(23)和反射激波(24)，所述外收缩基本流场是三维回转的轴对称圆锥流场，外压缩基本流场包括外压缩激波生成体(15)、入射外压缩激波(14)。
4.根据权利要求1所述的背部进气乘波前体三维内转进气道一体化设计方法，其特征在于，所述步骤3中乘波前体前缘型线(3)为流线型，采用三次样条曲线拟合设计，拟合条件包括三维内转进气道前缘捕获型线端点处坐标与斜率，乘波前体前缘型线(3)离散获得乘波前体前缘型线离散点(17)，将该所得用于生成乘波下表面的流线(18)在横向位置上构成流面得到乘波前体下表面(1)，乘波前体下表面(1)由乘波前体前缘型线(3)与外压缩激波曲线(12)共同确定。
5.根据权利要求1所述的背部进气乘波前体三维内转进气道一体化设计方法，其特征在于，所述步骤4中三维内转进气道前缘型线激波生成段(8)由步骤2所述入射内收缩激波(23)与步骤3所述乘波前体上表面(2)的交线生成，三维内转进气道前缘型线激波接收段(9)可根据几何约束要求设计后投影与入射内收缩激波(23)之上获得，将三维内转进气道前缘型线离散获得三维内转进气道前缘型线离散点(26)，之后在步骤2所述的内收缩基本流场中进行流线追踪获得用于生成三维内转进气道压缩型面的流线(27)、三维内转进气道肩部型线离散点(28)，将该所得流线在横向位置上构成流面得到三维内转进气道压缩型面(6)，该部分与步骤3所得的乘波前体上表面(2)相连接即构成背部进气乘波前体三维内转进气道一体化装置。
6.根据权利要求1所述的背部进气乘波前体三维内转进气道一体化设计方法，其特征在于，所述步骤5中根据已获得三维内转进气道肩部型线(10)等直向下游拉伸能够得到三维内转进气道隔离段(7)，最终完成背部进气乘波前体三维内转进气道一体化设计。
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