CN111553976A - 一种激波与压力分布同时可控的三维内转进气道设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种激波与压力分布同时可控的三维内转进气道设计方法，包括以下步骤：(1)设计来流条件与入射激波曲线并根据特征线法反求壁面型线；(2)提取步骤(1)获得的壁面型线所具有的压力分布设计下游压力分布；(3)根据步骤(2)中得到的压力分布利用特征线法反求壁面型线；(4)以步骤(3)所获得的壁面型线三维回转作为基本流场的母线，并求解整个流场；(5)在极坐标中设计三维内转进气道进口，并在步骤(4)获得的基本流场中进行流线追踪获得三维内转进气道压缩型面；(6)以步骤(5)中得到的三维内转进气道压缩型面,等直向后拉伸得到隔离段。本发明在保持三维内转进气道优点的同时，同时设计入射激波与波后等熵压缩过程，从而为三维内转进气道的设计引入新的自由度。

Description

一种激波与压力分布同时可控的三维内转进气道设计方法

技术领域

本发明涉及三维内转进气道设计技术领域，具体涉及一种激波与压力分布同时可控的三维内转进气道设计方法。

背景技术

高超声速飞行器的研发与试制是空间技术研究的焦点之一，是各航空强国争相占领的技术制高点。欲实现高超声速飞行，首要解决的技术难题是超燃冲压发动机技术。其中进气道作为压气部件位于超燃冲压发动机的最前端，该部件将为下游提供尽可能多的高能气流。因此，国内外学者针对进气道的压缩形式提出了一系列设计方法，主要包括：二元进气道、轴对称进气道、侧压进气道，并对它们的工作特性开展了大量研究。

除以上布局外，一种具有三维向内收缩的压缩形式的进气道由于具有较高的流量捕获系数与优良的气动性能受到国内外学者的密切关注与研究，该进气道被命名为三维内转进气道。国际上，美国约翰霍普金斯大学Billig等提出了流线追踪Busemann进气道[1],美国Astrox公司的Ajay等提出了Funnel进气道[2],美国航天宇航研究中心的Smart等提出了将矩形进口转为椭圆形出口[3]的三维内转进气道。在国内，尤延铖等提出了一种被称为内乘波式的三维内转进气道设计方法。

对于三维内转进气道，其对气流的压缩主要来源于两个因素，第一个是前缘入射激波，第二个是入射激波后的等熵压缩。但在现有的三维内转进气道设计过程中，通常是将两因素分开考虑的，并无法实现入射激波与等熵压缩过程的同时可控。因此，研究激波与压力分布同时可控的三维内转进气道设计方法，使得三维内转进气道的整个设计过程完全可控，对此类进气道的发展具有极其重要的意义。

发明内容

本发明所要解决的问题是：提供一种激波与压力分布同时可控的三维内转进气道设计方法，在保持三维内转进气道优点的同时，同时设计入射激波与波后等熵压缩过程，从而为三维内转进气道的设计引入新的自由度。

本发明为解决上述问题所提供的技术方案为：一种激波与压力分布同时可控的三维内转进气道设计方法，所述方法包括以下步骤，

(1)设计来流条件与入射激波曲线并根据特征线法反求壁面型线；

(2)提取步骤(1)获得的壁面型线所具有的压力分布设计下游压力分布；

(3)根据步骤(2)中得到的压力分布利用特征线法反求壁面型线；

(4)以步骤(3)所获得的壁面型线三维回转作为基本流场的母线，并求解整个流场；

(5)在极坐标中设计三维内转进气道进口，并在步骤(4)获得的基本流场中进行流线追踪获得三维内转进气道压缩型面；

(6)以步骤(5)中得到的三维内转进气道压缩型面,等直向后拉伸得到隔离段，最终获得完整的激波与压力分布同时可控的三维内转进气道。

优选的，所述步骤(1)中的来流条件为飞行器设计工况，入射激波曲线可设计为直入射激波或弯曲入射激波，采用特征线法以来流条件与入射激波曲线为输入条件进行轴对称流场的求解，最后获得在指定来流条件下能够生成预设计入射激波的壁面型线。

优选的，所述步骤(2)中壁面型线所具有的压力分布在步骤(1)中已经获得，以该压力分布的终止点作为下游压力分布的起始点并根据工作需求设计下游压力分布规律，该压力分布可采用3次曲线指定起始点与终止点的位置和斜率确定。

优选的，所述步骤(3)中利用步骤(2)中所获得的压力分布以及步骤(1)中获得的右行特征线为输入条件，采用特征线法对该流场进行轴对称的逆向求解，与步骤(1)获得的壁面型线共同构成基本流场壁面型线；其中，步骤(1)中获得的右行特征线是通过步骤(1)来流条件为飞行器设计工况，入射激波曲线可设计为弯曲入射激波，采用特征线法以来流条件与入射激波曲线为输入条件分别在轴对称条件下求解得到右行特征线和左行特征线。

优选的，步骤(4)的壁面型线根据前3个步骤获得，在本步骤中，对其进行三维回转得到具有三维内收缩特征的基本流场，并对整个流场进行求解，得到基本流场的流动特征，为后续步骤做准备。

优选的，步骤(5)中的三维内转进气道进口为腰型，将三维内转进气道进口离散获得一系列离散点，并根据几何关系，在步骤(4)获得的基本流场中进行流线追踪，将所得一系列流线在三维内进行周向排布，得到三维内转进气道压缩型面。

优选的，步骤(6)中的隔离段根据步骤(5)中的三维内转进气道压缩型面的出口形状向后等直拉伸获得，所得激波与压力分布同时可控的三维内转进气道包括三维内转进气道压缩型面与隔离段两部分，其中隔离段位于三维内转进气道压缩型面下游。

与现有技术相比，本发明的优点是：本发明利用本设计方法生成的激波与压力分布同时可控的三维内转进气道可以显著拓宽三维内转进气道设计的自由度。利用入射激波与压力分布的预设计计算得到的三维内转进气道压缩型面可以对入射激波形状与压力分布进行控制，有助于在保证三维内转进气道气动性能的同时实现推进系统与飞行器的一体化设计。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本发明的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。

图1是根据入射激波利用特征线法反求壁面型线的原理图。

图2是压力分布设计示意图。

图3是根据压力分布利用特征线法反求壁面型线的原理图。

图4是三维内收缩基本流场示意图。

图5是三维内转进气道进口形状示意图。

图6是流线追踪示意图。

图7是激波与压力分布同时可控的三维内转进气道。

图中的标记为：1表示入射激波曲线、2表示右行特征线、3表示左行特征线、4表示第一段壁面型线、5表示第一段壁面型线终止点、6表示第一段壁面型线终止点X坐标、7表示第一段壁面型线压力分布终止点、8表示第一段壁面型线压力分布、9表示下游压力分布、10表示下游壁面点的X坐标、11表示下游壁面点的压力分布、12表示下游壁面点一、13表示下游壁面点二、14表示第二段壁面型线、15表示反射激波曲线、16表示三维内转进气道进口型线、17表示三维内转进气道进口型线激波生成点、18表示三维内转进气道进口型线激波接收点、19表示矢径、20表示流线、21表示三维内转进气道压缩型面、22表示隔离段、23表示三维内转进气道进口、24表示三维内转进气道肩部、25表示隔离段出口。

具体实施方式

以下将配合附图及实施例来详细说明本发明的实施方式，藉此对本发明如何应用技术手段来解决技术问题并达成技术功效的实现过程能充分理解并据以实施。

激波与压力分布同时可控的三维内转进气道设计方法的主要实施步骤包括：

(1)设计来流条件与入射激波曲线1并根据特征线法反求壁面型线。来流条件为飞行器设计工况，入射激波曲线1可设计为弯曲入射激波，采用特征线法以来流条件与入射激波曲线1为输入条件分别在轴对称条件下求解右行特征线2和左行特征线3，最后获得在指定来流条件下能够生成预设计入射激波曲线1的第一段壁面型线4。

(2)提取步骤(1)获得的第一段壁面型线4所具有的第一段壁面型线压力分布8并设计下游压力分布9。以第一段壁面型线压力分布终止点7作为下游压力分布9的起始点并根据工作需求设计下游压力分布9，该压力分布9可采用3次曲线并通过指定起始点与终止点的位置和斜率确定。

(3)根据步骤(2)中得到的下游压力分布9利用特征线法反求第二段壁面型线14。沿着下游压力分布9在第一段壁面型线压力分布终止点7下游取一段距离得到下游壁面点的X坐标10并根据该坐标得到下游壁面点的压力分布11，随后根据步骤(1)中得到的右行特征线2上的节点求解左行特征线3最终得到下游壁面点一12、下游壁面点二13。采用相同的方法得到一系列下游壁面点最后得到第二段壁面型线14。

(4)以步骤(1)和(3)所获得的第一段壁面型线4和第二段壁面型线14三维回转作为基本流场的母线，并求解整个流场。用于生成三维内转进气道的基本流场为三维轴对称内收缩流场，其回转轴线为图4中所示的x轴。将步骤(1)和(3)所获得的第一段壁面型线4和第二段壁面型线14以x轴进行回转，并对整个流场进行求解，该基本流场包括第一段壁面型线4、第二段壁面型线14、入射激波曲线1和反射激波曲线15。

(5)在极坐标中设计三维内转进气道进口型线16，并在步骤(4)获得的基本流场中进行流线追踪获得三维内转进气道压缩型面21。三维内转进气道进口型线16为腰型，将三维内转进气道进口离散获得一系列离散点，离散点可分为三维内转进气道进口型线激波生成点17与三维内转进气道进口型线激波接收点18，并根据矢径19，在步骤(4)获得的基本流场中进行流线追踪，得到流线20，随后将所得一系列流线20在三维内进行周向排布，得到三维内转进气道压缩型面21。

(6)以步骤(5)中得到的三维内转进气道压缩型面21,等直向后拉伸得到隔离段22，最终获得完整的激波与压力分布同时可控的三维内转进气道。三维内转进气道包括三维内转进气道压缩型面21、隔离段22、三维内转进气道进口23、三维内转进气道肩部24和隔离段出口25。

本激波与压力分布同时可控的三维内转进气道设计方法在保持三维内转进气道优点的同时，引入了激波与压力分布的控制，从而为三维内转进气道的设计工作提供了新的自由度。

本发明的有益效果是：本发明利用本设计方法生成的激波与压力分布同时可控的三维内转进气道可以显著拓宽三维内转进气道设计的自由度。利用入射激波与压力分布的预设计计算得到的三维内转进气道压缩型面可以对入射激波形状与压力分布进行控制，有助于在保证三维内转进气道气动性能的同时实现推进系统与飞行器的一体化设计。

以上仅就本发明的最佳实施例作了说明，但不能理解为是对权利要求的限制。本发明不仅局限于以上实施例，其具体结构允许有变化。凡在本发明独立权利要求的保护范围内所作的各种变化均在本发明保护范围内。

Claims (1)

1.一种激波与压力分布同时可控的三维内转进气道设计方法，其特征在于，包括以下步骤：

(1)设计来流条件与入射激波曲线并根据特征线法反求壁面型线；步骤(1)中的来流条件为飞行器设计工况，入射激波曲线可设计为直入射激波或弯曲入射激波，采用特征线法以来流条件与入射激波曲线为输入条件进行轴对称流场的求解，最后获得在指定来流条件下能够生成预设计入射激波的壁面型线；

(2)提取步骤(1)获得的壁面型线所具有的压力分布设计下游压力分布；步骤(2)中壁面型线所具有的压力分布在步骤(1)中已经获得，以该压力分布的终止点作为下游压力分布的起始点并根据工作需求设计下游压力分布规律，该压力分布可采用3次曲线指定起始点与终止点的位置和斜率确定；

(3)根据步骤(2)中得到的压力分布利用特征线法反求壁面型线；步骤(3)中利用步骤(2)中所获得的压力分布以及步骤(1)中获得的右行特征线为输入条件，采用特征线法对该流场进行轴对称的逆向求解，与步骤(1)获得的壁面型线共同构成基本流场壁面型线；其中，步骤(1)中获得的右行特征线是通过步骤(1)来流条件为飞行器设计工况，入射激波曲线可设计为弯曲入射激波，采用特征线法以来流条件与入射激波曲线为输入条件分别在轴对称条件下求解得到右行特征线和左行特征线；

(4)以步骤(3)所获得的壁面型线三维回转作为基本流场的母线，并求解整个流场；步骤(4)的壁面型线根据前3个步骤获得，在本步骤中，对其进行三维回转得到具有三维内收缩特征的基本流场，并对整个流场进行求解，得到基本流场的流动特征，为后续步骤做准备；

(5)在极坐标中设计三维内转进气道进口，并在步骤(4)获得的基本流场中进行流线追踪获得三维内转进气道压缩型面；步骤(5)中的三维内转进气道进口为腰型，将三维内转进气道进口离散获得一系列离散点，并根据几何关系，在步骤(4)获得的基本流场中进行流线追踪，将所得一系列流线在三维内进行周向排布，得到三维内转进气道压缩型面

(6)以步骤(5)中得到的三维内转进气道压缩型面,等直向后拉伸得到隔离段，最终获得完整的激波与压力分布同时可控的三维内转进气道；步骤(6)中的隔离段根据步骤(5)中的三维内转进气道压缩型面的出口形状向后等直拉伸获得，所得激波与压力分布同时可控的三维内转进气道包括三维内转进气道压缩型面与隔离段两部分，其中隔离段位于三维内转进气道压缩型面下游。

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