CN112347555A - 基于锥导乘波理论的角区鼓包进气道设计方法 - Google Patents

基于锥导乘波理论的角区鼓包进气道设计方法 Download PDF

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Abstract

本发明提供一种基于锥导乘波理论的角区鼓包进气道设计方法，涉及超声速飞行器进气道。根据锥导乘波理论，指定生成三维圆锥激波曲面的虚拟锥特征，通过求解Taylor‑Maccoll方程获得三维圆锥激波曲面后流场参数；由超声速飞行器机体构型确定角区鼓包前缘线，利用流线追踪技术即可得到角区鼓包三维曲面；角区鼓包进气道排除附面层的作用由角区鼓包与进气道唇口共同作用完成，设计进气道唇口前缘点与三维圆锥激波曲面相贴合，并采取双后掠设计，从而提高进气道总压恢复系数。

Description

基于锥导乘波理论的角区鼓包进气道设计方法
技术领域
本发明涉及超声速飞行器进气道，尤其是涉及一种基于锥导乘波理论的角区鼓包进气道设计方法。
背景技术
超声速飞行器在飞行过程当中，飞行器前体表面会产生一层低能流(附面层)，进气道吞入低能流会引起压缩效率的急剧下降，还会影响进气道的流通面积、总压恢复系数、捕获流量等。此外，附面层流动不仅会引起粘性耗散，还会引发激波/附面层干扰等一系列问题，致使整个流场结构发生巨大的改变，造成更大的总压损失。传统的超声速进气道通常采用隔道设计或者附面层吹除/抽吸装置来阻止附面层进入进气道，但是这样会增加机身的重量和结构尺寸，降低飞行器隐身性能，因此近年来越来越多的采用鼓包进气道。
基于锥导乘波理论的鼓包进气道是一种有效排移附面层的新型超声速进气道设计概念，该种方法根据乘波鼓包的锥形流动特征，在鼓包表面构造出由中间向两侧压力逐渐递减的压力分布，其功能相当于无源的附面层吹出装置，从而将大部分前体表面的附面层排移到进气道进口外。由于鼓包进气道取消了附面层隔道、泄放系统和旁路系统，且其压缩面与前机身高度融合为一体，因此与传统的超声速进气道相比，鼓包进气道在结构、质量及隐身性方面具有明显的优势。
出于飞行器外形一体化以及追求高电磁隐身性能等诸多因素的考虑，近年来提出了飞行器翼身融合设计理念，进气道进口一般设置在机身与机翼交界的角区处，因此本发明结合超声速进气道的需求，提出了一种运用锥导乘波理论的角区鼓包进气道设计方法，为角区鼓包进气道设计引入设计变量，使鼓包形状得以控制，从而设计出能够满足不同飞行状态的鼓包进气道。
发明内容
本发明目的在于提出一种基于锥导乘波理论的角区鼓包进气道设计方法，为角区鼓包进气道设计引入设计变量，从而实现角区鼓包压缩型面可控。
为了实现上述目的，本发明包括如下步骤：
一种基于锥导乘波理论的角区鼓包进气道设计方法，包括如下步骤：
(1)确定飞行器设计条件，所述飞行器设计条件包括自由来流马赫数Ma、静压P0、静温T0，超声速飞行器机身(2)与机翼平面(3)的夹角γ，自由来流马赫数Ma、静压P0、静温T0为自由来流参数；
(2)提供一个虚拟锥，并指定虚拟锥半锥角δ，结合自由来流参数，通过数值求解Taylor-Maccoll方程获得激波角为β的三维圆锥激波曲面，进气道进口平面(7)与虚拟锥(4)的锥轴(25)垂直，并且设置在距虚拟锥(4)顶点(6)的距离为l处，由进气道进口平面(7)与三维圆锥激波曲面(5)的交线获得进气道进口平面(7)上的锥底圆(8)；
(3)给定飞行器机身平面(2)在进气道进口平面(7)上的第一投影(10)，并获得了第一投影(10)及其延长线与锥底圆(8)的两个交点，即第一交点(11)、第二交点(12)，给定飞行器机翼平面(3)在进气道进口平面(7)上的第二投影(13)，并获得了第二投影(13)及其延长线与锥底圆(8)的两个交点，即第三交点(14)、第四交点(15)，第一交点(11)与锥底圆圆心(9)的连线(16)与第二交点(12)与锥底圆圆心(9)的连线(17)间的夹角为
Figure BDA0002731071300000021
第三交点(14)与锥底圆圆心(9)的连线(18)与第四交点(15)与锥底圆圆心(9)的连线(19)间的夹角为
Figure BDA0002731071300000022
指定
Figure BDA0002731071300000023
和
Figure BDA0002731071300000024
的大小，从而确定飞行器机身平面(2)和机翼平面(3)与圆锥激波曲面(5)的相对位置，从而控制鼓包形状，当
Figure BDA0002731071300000025
时鼓包形状是对称的，当
Figure BDA0002731071300000026
时鼓包形状是非对称的；
(4)机身平面(2)、机翼平面(3)与三维圆锥激波曲面(5)的交线为角区鼓包前缘线(20)，在三维圆锥激波后的流场中通过流线追踪的手段追踪前缘线(20)上各点的流线，将这些流线构成一个流面，该流面即鼓包型面(22)。
进一步的，还包括步骤(5)鼓包进气道排除附面层的作用由鼓包(22)与进气道唇口(23)共同作用完成，进气道唇口前缘点(24)与三维圆锥激波曲面(5)相贴合，并采取双后掠设计。
进一步的，步骤(2)中，所述Taylor-Maccoll方程即为求解激波角为β的三维圆锥激波曲面的唯一方程。
进一步的，所述飞行器为超声速飞行器。
进一步的，在上述鼓包型面和唇口两部分确定的基础上，进气道其他部分按照现有进气道结构的技术特征添加得到完整的进气道结构。
有益效果：相对于现有技术，本发明提供进气道设计方法能够实现的有益效果是：
(1)为进口设置在翼身融合飞行器机身与机翼角区的进气道提供新的鼓包压缩面设计思路，为鼓包进气道设计引入新的设计变量
Figure BDA0002731071300000027
和
Figure BDA0002731071300000028
从而达到灵活控制鼓包压缩面形状的目的。
(2)采用本专利设计的双后掠唇口形状，能够使得附面层进一步沿机身表面和机翼表面向进气道进口外排除，提高进气道总压恢复系数。
附图说明
图1(a)是超声速飞行器三维轴测图。
图1(b)是超声速飞行器正视图。
图2(a)是虚拟锥与激波曲面二维示意图。
图2(b)是虚拟锥与激波曲面三维示意图。
图3是进气道进口平面处的锥底圆示意图。
图4是控制鼓包形状原理说明图。
图5(a)是鼓包前缘线示意图。
图5(b)是鼓包型面示意图。
图6进气道唇口示意图。
图中各标记为：1、超声速气流方向，2、超声速飞行器机身平面，3、超声速飞行器机翼平面，4、虚拟锥，5、圆锥激波曲面，6、锥顶点，7、进气道进口平面，8、进气道进口平面锥底圆，9、锥底圆圆心，10、机身平面在进气道进口平面上的投影，11、12、机身平面在进气道进口平面上的投影及其延长线与锥底圆的交点，13、机翼平面在进气道进口平面上的投影，14、15、机身平面在进气道进口平面上的投影及其延长线与锥底圆的交点，16、点11与锥底圆圆心的连线，17、点12与锥底圆圆心的连线，18、点14与锥底圆圆心的连线，19、点15与锥底圆圆心的连线，20为鼓包前缘线，21是鼓包前缘线上的任意一点，22是鼓包型面，23是进气道唇口，24是进气道唇口前缘点，25为虚拟锥锥轴。
具体实施方式
基于锥导乘波理论的角区鼓包进气道设计方法，是一种空气动力学正向设计方法，即先给定超声速流场，然后再推导出鼓包外形的设计方案。本发明具体实施方式将结合附图详述如下：
(1)步骤一：确定超声速飞行器设计条件，所述超声速飞行器设计条件包括自由来流马赫数Ma、静压P0、静温T0，超声速飞行器机身2与机翼平面3的夹角γ，参见图1(a)、图1(b)。在该步骤中，来流马赫数是飞行条件，要根据这个马赫数，静压，静温求解方程得到三维圆锥激波曲面，马赫数仅仅是在求解激波的时候用到，马赫数不同激波曲面不同。而夹角γ是飞行器本身的条件，夹角不一样飞行器外形不一样，故在进气道技术方案设计前，需要通过夹角γ确定飞行器本身的条件，才能进入步骤二。
(2)步骤二：指定虚拟锥4半锥角δ，结合自由来流参数，通过数值求解Taylor-Maccoll方程获得三维圆锥激波曲面5，激波角为β，具体求解Taylor-Maccoll方程的过程参考学术文献：《蔡乐，Bump进气道的机理与设计规律研究[D]，哈尔滨工业大学，2009》中12-24页的说明，在此不再赘述。进气道进口平面7与虚拟锥4的锥轴25垂直，并且设置在距虚拟锥4顶点6的距离为l处，由进气道进口平面7与三维圆锥激波曲面5的交线获得进气道进口平面7上的锥底圆8，锥底圆8的圆心为点9，参见图2(a)、图2(b)和图3。
(3)步骤三：给定超声速飞行器机身平面2在进气道进口平面上7的第一投影10，获得了第一投影10及其延长线与锥底圆8的第一交点11、第二交点12，给定超声速飞行器机翼平面3在进气道进口平面上7的第二投影13，获得了第二投影13及其延长线与锥底圆8的第三交点14、第四交点15，第一交点11与圆心9的连线16与第二交点12与圆心9的连线17间的夹角为
Figure BDA0002731071300000041
第三交点14与圆心9的连线18与第四交点15与圆心9的连线19间的夹角为
Figure BDA0002731071300000042
指定
Figure BDA0002731071300000043
和
Figure BDA0002731071300000044
的大小，从而确定超声速飞行器机身平面2和机翼平面3与圆锥激波曲面5的相对位置，从而控制鼓包形状，当
Figure BDA0002731071300000045
时鼓包形状是对称的，当
Figure BDA0002731071300000046
时鼓包形状是非对称的，参见图4。
(4)步骤四：机身平面2和机翼平面3与三维圆锥激波曲面5的交线即为角区鼓包前缘线20，在三维圆锥激波后的流场中通过流线追踪的手段追踪前缘线20上各点的流线，具体流线追踪的过程参考学术文献：《蔡乐，Bump进气道的机理与设计规律研究，哈尔滨工业大学，2009》中23-26页说明，在此不再赘述，这些流线构成一个流面，该流面即鼓包型面22，参见图5(a)、图5(b)。
(5)步骤五：鼓包进气道排除附面层的作用由鼓包22与进气道唇口23共同作用完成，，进气道唇口23前缘点24与三维圆锥激波曲面5相贴合，并采取双后掠设计，可以进一步排除附面层，从而提高进气道总压恢复系数，参见图6。在本技术方案中，本步骤设计出鼓包型面和唇口两部分，在鼓包型面和唇口已经确定的基础上，其他部分按照现有进气道结构的技术特征添加即可得到完整的进气道结构，在此不再赘述。

Claims (5)

1.一种基于锥导乘波理论的角区鼓包进气道设计方法，其特征在于，包括如下步骤：
(1)确定飞行器设计条件，所述飞行器设计条件包括自由来流马赫数Ma、静压P0、静温T0，超声速飞行器机身(2)与机翼平面(3)的夹角γ，自由来流马赫数Ma、静压P0、静温T0为自由来流参数；
(2)提供一个虚拟锥，并指定虚拟锥半锥角δ，结合自由来流参数，通过数值求解Taylor-Maccoll方程获得激波角为β的三维圆锥激波曲面，进气道进口平面(7)与虚拟锥(4)的锥轴(25)垂直，并且设置在距虚拟锥(4)顶点(6)的距离为l处，由进气道进口平面(7)与三维圆锥激波曲面(5)的交线获得进气道进口平面(7)上的锥底圆(8)；
(3)给定飞行器机身平面(2)在进气道进口平面(7)上的第一投影(10)，并获得了第一投影(10)及其延长线与锥底圆(8)的两个交点，即第一交点(11)、第二交点(12)，给定飞行器机翼平面(3)在进气道进口平面(7)上的第二投影(13)，并获得了第二投影(13)及其延长线与锥底圆(8)的两个交点，即第三交点(14)、第四交点(15)，第一交点(11)与锥底圆圆心(9)的连线(16)与第二交点(12)与锥底圆圆心(9)的连线(17)间的夹角为
Figure FDA0002731071290000011
第三交点(14)与锥底圆圆心(9)的连线(18)与第四交点(15)与锥底圆圆心(9)的连线(19)间的夹角为
Figure FDA0002731071290000012
指定
Figure FDA0002731071290000013
和
Figure FDA0002731071290000014
的大小，从而确定飞行器机身平面(2)和机翼平面(3)与圆锥激波曲面(5)的相对位置，从而控制鼓包形状，当
Figure FDA0002731071290000015
时鼓包形状是对称的，当
Figure FDA0002731071290000016
时鼓包形状是非对称的；
(4)机身平面(2)、机翼平面(3)与三维圆锥激波曲面(5)的交线为角区鼓包前缘线(20)，在三维圆锥激波后的流场中通过流线追踪的手段追踪前缘线(20)上各点的流线，将这些流线构成一个流面，该流面即鼓包型面(22)。
2.如权利要求1所述的设计方法，其特征在于，还包括步骤(5)鼓包进气道排除附面层的作用由鼓包(22)与进气道唇口(23)共同作用完成，进气道唇口前缘点(24)与三维圆锥激波曲面(5)相贴合，并采取双后掠设计。
3.如权利要求3所述的设计方法，其特征在于，步骤(2)中，所述Taylor-Maccoll方程即为求解激波角为β的三维圆锥激波曲面的唯一方程。
4.如权利要求4所述的设计方法，其特征在于，所述飞行器为超声速飞行器。
5.如权利要求5所述的设计方法，其特征在于，在上述鼓包型面和唇口两部分确定的基础上，进气道其他部分按照现有进气道结构的技术特征添加得到完整的进气道结构。
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