CN111767613B - 压缩面偏置的定几何高速进气道进口段设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种压缩面偏置的定几何高速进气道进口段设计方法，包括乘波前体的设计和进气道的设计两部分；乘波前体的设计结合飞行器造型和内部载荷情况，设定乘波前体轮廓以及乘波前体的激波形状，由飞行器前体发出的一道类锥式的三维曲面激波；进气道的设计基于乘波前体轮廓及其发出的激波，以及沿程各截面的附面层排移效果确定进气道为双进气道结构，进气道唇口对前体激波后的来流进行捕获，并在双进气道结构的两侧设置溢流窗，提升溢流能力。本发明通过双外侧溢流的流场组织方案，来辅助高超声速进气道和前体的一体化设计，能够随马赫数的变化，对应改变溢流量大小。

Description

压缩面偏置的定几何高速进气道进口段设计方法

技术领域

本发明属于高超声速飞行器前体/一体化气动设计领域，具体是涉及一种高速进气道进口段的结构设计。

背景技术

高超声速前体是高速吸气式空天巡航器的机体与进气道之间的气动过渡段，其作用是对高速来流进行压缩、排移高速下较厚的附面层、平整机体非均匀流以用于进气道气流捕获等。同时，前体基于各类复杂构型机体而设计，为进气道的布置提供一体化匹配可行性较高的气动型面。

目前国内外对于为实现高效能、大航程的空天飞行，其进气系统需具备以下几项特性：1)高效的低能流排移能力。低能流是高超声速进气系统设计中不可回避的一个问题，尽量将低能流排移在进气道的进口外，可显著提高推进系统的推力。2)高压缩效率。进气道需具备较高的压缩效率，可以有效提升进气道的抗反压能力和飞行器的净推力。3)大容积率。从推进系统其它组件的安装、系统配重及质心设计等方面来考虑，进气系统的安装尽量不影响整个的容积率，以增大各组件预置的空间。基于以上考虑，多数研究集中于将乘波前体和三维内收缩式进气道一体化设计的思路，产生一系列的一体化设计技术，均能在设计状态下有较好的气动性能。

为最终实现吸气式组合动力系统在空天巡航器上的应用，其中最关键的一点是实现高低速之间的动力衔接。目前绝大部分三维内收缩式进气道虽已初步实现了设计状态下的高内流性能，但是其低马赫数气动性能往往不佳。因此如何解决低马赫数时喉道前流量过大而导致流量壅塞、甚至进气道不起动的问题，成为当前急需解决问题。

发明内容

发明目的：本发明目的在于针对现有技术的不足，提供一种压缩面偏置的定几何高速进气道进口段设计方法，使溢流量能随飞行状态的改变而自适应变化，解决低马赫数时喉道前流量过大而导致流量壅塞、甚至进气道不起动的问题。

技术方案：本发明所述压缩面偏置的定几何高速进气道进口段设计方法，该进气道进口段的结构为进气道和前体一体化气动构型，设计方法包括乘波前体的设计和进气道的设计两部分；其中：

Ⅰ、乘波前体的设计，结合飞行器造型和内部载荷情况，设定乘波前体轮廓以及乘波前体的激波形状，由飞行器前体发出的一道类锥式的三维曲面激波；

Ⅱ、进气道的设计，基于乘波前体轮廓及其发出的激波，以及沿程各截面的附面层排移效果确定进气道为双进气道结构，进气道唇口对前体激波后的来流进行捕获，并在双进气道结构的两侧设置溢流窗，提升溢流能力。

本发明进一步优选地技术方案为，进气道唇口在三维空间内的气动构型设计为两进气道相接处的唇口侧边位于激波流动方向的上游，相对的另一侧唇口侧边位于下游，且唇口侧向轮廓与飞行器前体边缘角度在2°以内；

在飞行器处于巡航状态时，进气道唇口激波附于进气道唇口轮廓上，入口激波压缩中心位于下游的唇口侧边上部；

在飞行器低马赫数飞行状态下，唇口激波强度降低，激波逐步向上游变形，入口激波压缩中心所在位置脱离下游的唇口侧边上部，进气道唇口轮廓上原附着进气道唇口激波的区域形成溢流窗。

作为优选地，所述进气道唇口的位置满足如下要求：

1)唇口位置在竖直方向上，处于前体型面和前体激波之间；

2)唇口位置在水平横向上，处于附面层比例较低的区域；

3)唇口位置在流向上，综合考虑附面层排移和飞行器整体尺寸约束。

优选地，所述进气道唇口的型面设计采用三维逆特征线法，由预设的三维激波形状和来流参数得到激波下游参数，再通过流场参数沿特征线逆向的求解，得到激波依赖域，该激波依赖域即为唇口型面。

优选地，所述进气道上布置了若干适用于扩展型流场的进气道吻切面，其排布方式为每个进气道与中剖面的夹角，与前体上方的气流偏转角差值在±0.5°以内。

优选地，在锥形激波基本流场中得到的前体激波形状为类锥式的三维曲面激波，其从锥形激波流场中，通过平面截取其相贯线而得到，再根据前体激波形状，确定对应的乘波前体型面。

有益效果：(1)本发明于Bump中剖面背对背布置两个进气道，Bump型面与进气道唇口相接的边位于Bump高能量流区域中以获得高能量来流，唇口前缘与Bump中线的交点是进气道在流向的最前缘点，从该点开始的机体侧压缩型面和靠近中剖面的侧向压缩型面一起形成在设计马赫数下贴合口部的三维内收缩曲面激波；本发明的进气道/前体一体化气动构型，适用于高马赫数到高超声速范围，在巡航状态下流量捕获能力强，在低速状态下通过对马赫数自适应的溢流保证进气道起动性能，使进气道具有宽速域工作能力，解决涡轮基冲压发动机(TBCC)等吸气式组合动力系统的高/低速间动力衔接问题；

(2)本发明在设计马赫数下：1)两道入口激波倾斜地覆盖在两个进气道唇口，激波贴口，实现进气道的高流量捕获；2)两个进气道可不设置为完全平行，分别向外侧偏斜一定的角度，以适应Bump型面上气流可能存在的向外偏折，对于Bump或机体所产生的扩张型流场而言，气流与进气道侧壁面的夹角可以减少，这样就避免了由于外侧壁压缩过于剧烈而导致的嵌入激波问题；

在低马赫数状态下：1)来流速度减小，入口激波变形，部分气流从两个溢流口溢走，由于波前的气流呈扩张型状态，且相较于经典单通道布局方案溢流位置和面积增多，本发明的双通道外侧溢流气动布局能在更宽的马赫数范围内保证进气道起动状态；2)进气道内侧壁面预留了可供调节的空间，通过内侧壁面的调节可控制低马赫数状态的溢流量以及进气道的有效压缩面积，保证低马赫数状态下进气道的压缩效率；

(3)本发明进气道唇口对前体激波后的来流进行高效捕获，并通过提升溢流能力获得较好的低马赫数性能，通过溢流量控制流经进气道喉道的流量，进而保证低速状态进气道的起动性能；

(4)本发明进气道唇口位置在竖直方向上，应该处于前体型面和前体激波之间，避免前体激波和唇口激波相互作用而造成恶劣的内流损失；唇口位置在水平横向上，处于附面层比例较低的区域，避免吸入附面层造成进气道用于通流的真实气动喉道面积的缩减，最终导致流量壅塞而产生进气道不起动效应；唇口位置在流向上，综合考虑附面层排移和飞行器整体尺寸约束，避免了如果过于靠上游，附面层尚未得到充分排移，且进气道宽度受到限制的问题；

(5)本发明采用类锥式三维曲面激波，可兼顾前体对来流的预压缩性能、动力系统减阻、侧向流动产生涡流进而影响推阻比等方面。

附图说明

图1为压缩面偏置的定几何高速进气道进口段结构示意图。

图2为进气道在前体的预置区域图。

图3为低马赫数状态下进气道唇口自适应溢流示意图。

图4为溢流比例随来流马赫数的变化规律图。

具体实施方式

下面通过附图对本发明技术方案进行详细说明，但是本发明的保护范围不局限于所述实施例。

实施例：

由于目前绝大部分三维内收缩式进气道虽已初步实现了设计状态下的高内流性能，但是其低马赫数气动性能往往不佳。本实施例提出一种溢流量能随飞行状态的改变而自适应变化的内外流气动过渡段设计方法，解决低马赫数时喉道前流量过大而导致流量壅塞、甚至进气道不起动的问题。

从结构上来说，本实施例的高速进气道进口段结构为进气道/前体一体化气动构型。其适用于高马赫数到高超声速范围，在巡航状态下流量捕获能力强，在低速状态下通过对马赫数自适应的溢流保证进气道起动性能，使进气道具有宽速域工作能力，解决涡轮基冲压发动机(TBCC)等吸气式组合动力系统的高/低速间动力衔接问题。

其主要包括乘波前体部分和进气道部分。

乘波前体部分是结合飞行器造型和内部载荷情况，设定乘波前体轮廓，从而由飞行器前体发出的一道类锥式的三维曲面激波。如图2所示，高超声速吸气式飞行器一般采用乘波构型作为升力部件之一，以达到简化飞机结构、利用飞机外形的优势提高升阻比的目的。前体激波的形状由来流马赫数、前体轮廓附近的型面几何变化率决定。对于正圆锥波后流场，其参数可由求解Taylor-Maccoll方程得到；对于椭圆锥或一般型式的曲锥激波的波后流场，其参数需要通过CFD数值模拟进行修正得到。

本实施例采用的这种类锥式的激波从锥形激波流场中，通过平面截取其相贯线而得到。采用类锥式三维曲面激波，可兼顾前体对来流的预压缩性能、动力系统减阻、侧向流动产生涡流进而影响推阻比等方面。

进气道部分是基于乘波前体轮廓及其发出的激波，以及沿程各截面的附面层排移效果确定的。本实施例的进气道为双进气道结构，进气道唇口对前体激波后的来流进行捕获。

本实施例中进气道唇口在三维空间内的气动构型，如图3所示：1)两进气道相接处的唇口侧边，即图中BC轮廓线位于激波流动方向上游，另外一边的侧唇口，即图中AD轮廓线位于激波流动方向的下游，BC和AD在流向间距大，唇口侧向轮廓与飞行器前体边缘角度在2°以内；2)低马赫数飞行状态下，入口激波压缩中心所在位置，即图中的A’点脱离唇口A点，形成溢流区域ABA’DA。通过溢流量控制流经进气道喉道的流量，进而保证低速状态进气道的起动性能。

进气道唇口在结构设计时需要考虑的是进气道唇口的位置、进气道唇口的型面设计和扩展型流场的进气道吻切面排布。

本实施例中进气道唇口的位置满足如下要求：

1)唇口位置在竖直方向上，处于前体型面和前体激波之间；

2)唇口位置在水平横向上，处于附面层比例较低的区域；

3)唇口位置在流向上，综合考虑附面层排移和飞行器整体尺寸约束。

进气道唇口的型面设计采用三维逆特征线法，由预设的三维激波形状和来流参数得到激波下游参数，再通过流场参数沿特征线逆向的求解，得到激波依赖域，该激波依赖域即为唇口型面，实现在巡航状态下的高流量捕获特性。

若干适用于扩展型流场的进气道吻切面，其排布方式为每个进气道与中剖面的夹角，与前体上方的气流偏转角差值在±0.5°以内。在外侧唇口最上的一点为吻切面的压缩中心，唇口各个位置与压缩中心的连线在yoz面上的即为吻切面进口轮廓，通过进口轮廓与预设出口型线的相交，确定出口吻切面出口轮廓。

通过本实施例的进气道唇口的气动构型，实现在进气道的双外侧布置溢流窗。

在吸气式组合动力系统尚处于低马赫数飞行状态时，进气道唇口激波以唇口最前缘为起点，沿侧唇口直至压缩中心产生对应比例的溢流，保证捕获流量能够顺利通过进气道。

在吸气式组合动力系统处于巡航状态时，进气道唇口激波附于进气道唇口轮廓上，实现较好的流量捕获性能，保证飞行器高效、低阻的巡航飞行性能。

当来流马赫数降低时，唇口激波强度降低，该激波向上游变形的趋势就越来越大，即压缩中心由A向A’移动，溢流窗区域的空间增大，从而保证进气道的起动性能。因此，进气道的溢流量显示出了自适应的特点。根据CFD初步探索，对于设计马赫数6.0的自适应高超声速内外流气动过渡段，其溢流比例随马赫数的变化呈一定的对数规律，见图4黑色实线所示。进气道通流状态下的溢流能力随进气道唇口气动构型的不同而有所区别，图中虚线AB₁、AB₂为溢流比例的变动范围。

结合以上的结构特点，本实施例给出上述的压缩面偏置的定几何高速进气道进口段设计方法，其包括如下步骤：

1.给定设计马赫数与巡航高度，得到设定条件。

2.结合具体的飞行器造型和内部载荷情况，设定乘波前体的激波形状以及乘波前体轮廓，在锥形激波基本流场中得到前体激波形状和对应的乘波前体型面。

3.基于乘波前体及其激波的几何限制(竖直方向)，以及沿程各截面的附面层排移效果，来确定进气道预置区边界；其中附面层排移效果以附面层名义厚度减小40％以上为标准。

4.指定压缩中心的位置，以此设计双外侧溢流进气道的进出口流向投影轮廓，得到各个吻切面上的收缩比，用三维内乘波式进气道程序进行双外侧溢流进气道的设计。

5.根据前体周围流场的气流方向，求得其与自由来流的偏置角度，将进气道整体造型绕y轴(竖直方向)与z轴(水平横向)转动，形成进气道压缩面的偏置。

6.将进气道并列背向置于乘波前体上的预置区，两个进气道的对称面即乘波前体的中剖面，进行几何修正。

与经典的单通道中心溢流方案(起动性能为马赫5.0-6.0)相比，通过本发明的设计方法，能够得到合理的溢流方案构造，使得其在马赫2.5-6.0范围内均能起动，且进气道的起动性能得到显著提升。本发明在马赫6.0状态下的极限反压为104.1倍来流静压，比经典的单通道中心溢流方案提升4.3％。在实现与经典的单通道中心溢流方案相同设计态性能下，Bump进气道总高度下降27.8％，总长度缩短28.3％，迎风面积减小34.4％，进气道外/内收缩比提高7.94％，Bump型面利用率提升9.8％，显著减少整体迎风阻力、提升推进系统的容积率。

采用本实施例的设计方法，可用于多类高速助推滑翔器、吸气式巡航导弹等。其适用马赫数、乘波前体形状、进气道进/出口形状并没有明确限定，因此凡是与本发明设计思路相同的改进均在本发明的保护范围内。

如上所述，尽管参照特定的优选实施例已经表示和表述了本发明，但其不得解释为对本发明自身的限制。在不脱离所附权利要求定义的本发明的精神和范围前提下，可对其在形式上和细节上作出各种变化。

Claims (5)

1.一种压缩面偏置的定几何高速进气道进口段设计方法，其特征在于，该进气道进口段的结构为进气道和前体一体化气动构型，设计方法包括乘波前体的设计和进气道的设计两部分；其中：

Ⅰ、乘波前体的设计，结合飞行器造型和内部载荷情况，设定乘波前体轮廓以及乘波前体的激波形状，由飞行器前体发出的一道类锥式的三维曲面激波；

Ⅱ、进气道的设计，基于乘波前体轮廓及其发出的激波，以及沿程各截面的附面层排移效果确定进气道为双进气道结构，进气道唇口对前体激波后的来流进行捕获，并在双进气道结构的两侧设置溢流窗，提升溢流能力；

进气道唇口在三维空间内的气动构型设计为两进气道相接处的唇口侧边位于激波流动方向的上游，相对的另一侧唇口侧边位于下游，且唇口侧向轮廓与飞行器前体边缘角度在2°以内；

在飞行器处于巡航状态时，进气道唇口激波附于进气道唇口轮廓上，入口激波压缩中心位于下游的唇口侧边上部；

在飞行器低马赫数飞行状态下，唇口激波强度降低，激波逐步向上游变形，入口激波压缩中心所在位置脱离下游的唇口侧边上部，进气道唇口轮廓上原附着进气道唇口激波的区域形成溢流窗。

2.根据权利要求1所述的压缩面偏置的定几何高速进气道进口段设计方法，其特征在于，所述进气道唇口的位置满足如下要求：

1）唇口位置在竖直方向上，处于前体型面和前体激波之间；

2）唇口位置在水平横向上，处于附面层比例较低的区域；

3）唇口位置在流向上，综合考虑附面层排移和飞行器整体尺寸约束。

3.根据权利要求1所述的压缩面偏置的定几何高速进气道进口段设计方法，其特征在于，所述进气道唇口的型面设计采用三维逆特征线法，由预设的三维激波形状和来流参数得到激波下游参数，再通过流场参数沿特征线逆向的求解，得到激波依赖域，该激波依赖域即为唇口型面。

4.根据权利要求1所述的压缩面偏置的定几何高速进气道进口段设计方法，其特征在于，所述进气道上布置了若干适用于扩展型流场的进气道吻切面，其排布方式为每个进气道与中剖面的夹角，与前体上方的气流偏转角差值在±0.5°以内。

5.根据权利要求1所述的压缩面偏置的定几何高速进气道进口段设计方法，其特征在于，在锥形激波基本流场中得到的前体激波形状为类锥式的三维曲面激波，其从锥形激波流场中，通过平面截取其相贯线而得到，再根据前体激波形状，确定对应的乘波前体型面。

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