CN113022861B - 一种激波-等熵压缩波独立汇聚的进气道波系配置方法 - Google Patents

Abstract

本发明提出了一种激波‑等熵压缩波独立汇聚的进气道波系配置方法。本方法通过将进气道压缩面的激波全部汇聚于唇口位置，激波之后的等熵压缩波的虚拟汇聚点设置于进气道唇口右上方，使得等熵压缩波和进气道压缩面其余的激波独立汇聚，等熵压缩波和进气道唇罩产生的唇罩激波形成异族激波‑等熵压缩波干扰。相比于常规的所有激波和等熵压缩波汇聚于唇口位置这种配波方式，本发明可以大幅提高进气道喉道总压恢复系数，削弱进气道唇罩激波的强度，减小唇罩激波/边界层干扰形成的分离区尺度，并提高进气道低马赫数流量系数。特别是针对具有强唇罩激波的进气道，本发明的技术优势更为显著。

Description

一种激波-等熵压缩波独立汇聚的进气道波系配置方法

技术领域

本发明涉及高超声速飞行器领域，尤其是一种适用于具有强唇罩激波的激波-等熵压缩波独立汇聚的进气道波系配置方法。

背景技术

进气道作为吸气式动力飞行器的必备部件，其工作性能对动力系统的稳定工作起到至关重要的作用。根据相关研究表明，进气道总压恢复系数降低1％，动力系统的推力损失1.2％～1.5％。导致进气道性能降低的因素复杂多变，包括设计手段和实际工作条件等。在设计阶段需要充分考虑进气道的波系配置和内通道中复杂流场的组织等关键设计影响因素。其中，进气道中的总压损失主要由激波损失和粘性损失造成。在进气道正常工作时，激波损失占据总压损失的一半以上。为降低进气道的迎风阻力，改善高超声速飞行器推阻平衡矛盾，高超声速进气道一般设计为混合压缩式进气道，同时，进气道唇罩向内侧偏折，外侧设计为平直段，这使得进气道唇罩激波变得非常强，进气道内面临极其突出的激波/边界层干扰问题。强烈的激波/边界层干扰将显著增加进气道的粘性损失，甚至导致进气道喘振，进而引发进气道不起动，直接导致飞行失败的惨痛事故，美国X-51高超声速试飞器就曾发生多次因进气道不起动直接导致试飞失败。此外，合理的波系配置能够显著改善进气道亚额定状态下外部波系未汇聚到唇罩前缘而造成的溢流损失。因此在进气道的设计中，波系配置显得尤为关键。张林(等熵压缩波分散交汇的超/高超声速曲面压缩系统研究.南京航空航天大学博士学位论文,2014)研究了等熵压缩波与外压激波汇聚，使得外压激波形成弯曲激波，研究结果表明可以有效缩短外压缩面的长度，改善了进气道非设计状态下的性能，但是进气道喉道总压恢复系数并没有得到明显的改善。

对于追求长航程、低油耗的高超声速飞行器而言，如何在保证降低进气道气动阻力的同时仍然保有很高的总压恢复系数是一个关键的问题。然而对于常规基于多道激波/等熵压缩波汇聚唇口的设计方法而言，总压恢复系数和外阻是两个互相矛盾的问题，无法做到兼顾高的总压恢复系数和低进气道外阻，必须发展新型的进气道设计方法。

发明内容

为解决上述内容，本发明提供了一种激波-等熵压缩波独立汇聚的进气道波系配置方法，进气道唇罩内折以尽可能降低外阻，且具有优良的气动性能，保证飞行器动力系统正常工作。

为了达到上述目的，本发明采用的技术方案如下：

(1).根据进气道压缩量的需求，确定压缩面的级数以及每一级对应的压缩角；

(2).根据设计马赫数，以及斜激波理论，确定每一道激波波后气流马赫数、方向角和压力等，记最后一道外压激波波后气流马赫数为M₁，气流方向角为θ₁；

(3).根据进气道流量捕获需求以及第一道激波的激波角，确定唇口坐标(x_c,y_c)；

(4).根据唇口坐标以及每一道激波的激波角、气流方向角，确定每一级压缩面拐点坐标(x_i,y_i)，记最后一道激波对应的压缩面拐点坐标为(x₁,y₁)；

(5).根据步骤(1)得到的等熵压缩面的压缩角，将其等分为n等份，即δ₁＝δ₂＝…＝δ_n＝δ，将等熵压缩面离散为多段直线；

(6).假定等熵波和外压缩面的激波都汇聚于唇口位置，根据步骤(2)得到的等熵压缩波前方气流的马赫数M₁、气流方向角θ₁以及步骤(3)得到的唇口坐标(x_c,y_c)，确定等熵波相对于波前气流的马赫角β₁＝sin^-1(1/M₁)，可计算得出第一根压缩波的方程为(y-y_c)＝tan(β₁+θ₁)(x-x_c)；

(7).根据步骤(6)得到的第一根压缩波的方程，联立物面方程(y-y₁)＝tan(θ₁)(x-x₁)，即可得到等熵压缩面起点R₁的坐标；

(8).根据Prandtl-Meyer公式求得第一根压缩波波后马赫数M₂；

(9).重复步骤(6-8)，即可求得等熵压缩面上其余点的坐标；

(10).确定一个缩放因子r，计算得到等熵压缩波的虚拟汇聚点坐标C'(x_c',y_c')＝(rx_c,ry_c)，保持等熵压缩面起始点位置R₁坐标不变，对等熵压缩面进行等比例放大。

有益效果：

相对于现有技术，当来流条件和进气道总压缩量相同时，本发明提供的激波-等熵压缩波独立汇聚的进气道波系配置方法与传统多道激波压缩或多道激波+汇聚到唇口的等熵压缩波压缩的配波方案相比，采用此新型配波方案可使得进气道喉道总压恢复系数得到显著提升，对提高进气道的工作效率大有裨益。

附图说明

图1是反向压缩大内收缩比进气道基准方案流场结构示意图；

图2是反向压缩大内收缩比进气道基准方案等熵压缩面局部放大图以及基本设计参数；

图3是反向压缩大内收缩比进气道等熵压缩面型面相似变换生成方式的示意图；

图4是反向压缩大内收缩比进气道将基准方案中的等熵压缩面等比放大r倍后的流场结构示意图；

图5是三种不同方案进气道的喉道总压恢复系数分布曲线。

具体实施方式

本发明公开一种反向压缩大内收缩比进气道压缩系统的设计方法。请参阅图1、图2、图3、图4所示，下面对采用本发明方法设计的设计马赫数为7的进气道的详细实施步骤进行叙述。

(1).根据高超声速飞行器进气道设计要求，设计马赫数为7，压缩方式采用三级压缩，每一级的压缩角分别为4°、4°、13°；

(2).如图1所示，根据设计条件下的来流马赫数M_∞＝7以及第一级压缩角δ₀'＝4°，由斜激波理论，得到第一道斜激波波后气流马赫数M₀＝6.281，激波角为β₀'＝11.02°，再由M₀＝6.281以及δ₂'＝4°得到第二道激波波后气流马赫数为M₁＝5.686，激波角为β₁'＝11.95°，波后气流方向角为θ₁＝8°；

(3).根据进气道设计要求可以确定进气道捕获面积A_c，由压缩面起始坐标O(x₀,y₀)和第一道激波的激波角β₀'即可确定第一道斜激波激波面的空间曲线方程为y＝tanβ₀'(x-x₀)+y₀，由于此进气道为二维进气道，因此唇口纵坐标y_c＝A_c+y₀，将y_c代入斜激波空间曲线方程即可确定唇口坐标C(x_c,y_c)，如图1所示；

(4).根据第一级压缩面的压缩角δ₀'以及压缩面起始坐标O(x₀,y₀)，可以确定第一级压缩面的空间曲线方程为y＝tanδ₀'(x-x₀)+y₀；

(5).由第二道激波激波角β₁'以及唇口坐标(x_c,y_c)，即可确定第二道激波的空间曲线方程为y＝tanβ₁'(x-x_c)+y_c；

(6).联立第一级压缩面空间曲线方程和第二道激波的空间曲线方程即可得到第二级压缩面起始点R₀(x_R,y_R)，第二级压缩面与水平方向的夹角为θ₁，即可得第二级压缩面空间曲线方程为y＝tanθ₁(x-x_R)+y_R；

(7).由步骤(1)可知等熵压缩面的总压缩角为13°，将其等分为26等份，即δ₁＝δ₂＝…＝δ₂₆＝0.5°，将等熵压缩面离散为26段直线；

(8).已知等熵压缩面前方气流马赫数M₁和气流方向角θ₁，则第一根压缩波与水平方向的夹角为θ₁+sin^-1(1/M₁)，由此可以得到第一根压缩波的空间曲线方程为y＝tan(θ₁+sin^-1(1/M₁))(x-x₀)+y₀，联立第一根压缩波的曲线方程与步骤(6)得到的第二级压缩面空间曲线方程，即可得到等熵压缩面起点R₁的坐标(x₁,y₁)，如图2所示；

(9).经过第一根压缩波后气流方向向上偏折δ₁，即气流方向角为θ₁+δ₁，根据步骤(8)得到的等熵压缩面起始点R₁的坐标，可以得到第一段直线段的曲线方程为y＝tan(θ₁+δ₁)(x-x₁)+y₁；

(10).根据Prandtl-Meyer关系式：

υ(M₂)＝υ(M₁)-δ₁ (2)

其中γ为比热比，对于空气γ取1.4，M₁为第一根压缩波波前马赫数，M₂为第一根压缩波波后马赫数，由式(1)、(2)即可求得第一根压缩波波后马赫数M₂；

(11).第二根压缩波波前马赫数为M₂、气流方向角为θ₁+δ₁，则第二根压缩波与水平方向的夹角为θ₁+δ₁+sin^-1(1/M₂)，可得第二根压缩波的空间曲线方程为y＝tan(θ₁+δ₁+sin^-1(1/M₂))(x-x₁)+y₁，联立步骤(9)得到的第一段直线段的曲线方程，即可得到第二段直线段的起点R₂(x₂,y₂)，如图2所示；

(12).重复步骤(9)、(10)、(11)即可得到由26段直线段近似的等熵压缩面；

(13).确定一个缩放因子r，固定等熵压缩面起始点R₁(x₁,y₁)，将等熵压缩面等比放大r倍。以第一段直线段为例，如图3所示，第一根压缩波、第一段直线段和第二根压缩波组成三角形△R₁CR₂，保持第一根压缩波与第一段直线段的交点坐标不变，对三角形△R₁CR₂做相似三角形变换，相似比即为r，得到三角形△R₁C'R₂'(点R₁与点R₁'重合)，此时第一根压缩波和第二根压缩波相交于点C'(x_c',y_c')；

(14).以点R₂'为起始点，R₂'C'为起始边，相似比为r，做三角形△R₂CR₃的相似三角形△R₂'C'R₃'，以此类推，即可得到变换后的压缩面构型。此时等熵压缩波的汇聚点不再位于唇罩前缘点C(x_c,y_c)，而是位于虚拟汇聚点C'(x_c',y_c')，如图4所示，等熵压缩波与唇罩激波分散汇聚。

针对本发明，采用数值仿真方法对上述技术方案的效果进行验证。设计了三种不同压缩方式的二维高超声速进气道，分别为三道激波压缩(方案1)、两道激波加等熵压缩(r＝1.0)(方案2)、两道激波加等熵压缩(r＝1.4)(方案3)，三种方案中第一级压缩面和第二级压缩面均一致，设计马赫数均为7。表1为三种配波方案喉道截面气动性能对比，由表1可知，前两种常规配波方法的喉道总压恢复系数很低，未超过0.37，方案3的总压恢复系数高达0.647，相比于方案1提升了87.2％，相比于方案2提升了78.2％，可见方案3可以显著提升进气道的喉道总压恢复系数。三种方案进气道喉道总压恢复系数分布如

图5所示。

表1三种配波方案喉道截面气动性能对比

另外，本发明的具体实现方法和途径很多，以上所述仅是本发明的优选实施方式。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (2)

1.一种激波-等熵压缩波独立汇聚的进气道波系配置方法，其特征在于，包括以下步骤：

(1).根据进气道压缩量的需求，确定压缩面的级数以及每一级对应的压缩角；

(2).根据设计马赫数，以及斜激波理论，确定每一道激波波后气流马赫数、方向角和压力，记最后一道激波波后气流马赫数为M ₁，气流方向角为θ ₁；

(3).根据进气道流量捕获需求以及第一道激波的激波角，确定唇口坐标(x _c, y _c)；

(4).根据唇口坐标以及每一道激波的激波角、气流方向角，确定每一级压缩面拐点坐标(x _i, y _i)，记最后一道激波对应的压缩面拐点坐标为(x ₁, y ₁)；

(5).根据步骤(1)得到的等熵压缩面的压缩角，将压缩角等分为n等份，即δ ₁=δ ₂=…=δ _n=δ，将等熵压缩面离散为多段直线；

(6).假定等熵压缩波和激波都汇聚于唇口位置，根据步骤(2)得到的气流马赫数M ₁、气流方向角θ ₁以及步骤(3)得到的唇口坐标(x _c, y _c)，确定等熵压缩波相对于波前气流的马赫角β ₁=sin^-1(1/M ₁)，可计算得出第一根等熵压缩波的方程为(y-y _c)=tan(β ₁+θ ₁)(x-x _c)；

(7).根据步骤(6)得到的第一根等熵压缩波的方程，联立物面方程(y-y ₁)=tan(θ ₁)(x-x ₁)，即可得到等熵压缩面起点R ₁的坐标，即压缩面拐点坐标(x ₁, y ₁)；

(8).根据Prandtl-Meyer公式求得第一根等熵压缩波波后马赫数M ₂；

(9).重复步骤(6)- 步骤(8)，即可求得等熵压缩面上其余点的坐标；

(10).确定一个缩放因子r，计算得到等熵压缩波的虚拟汇聚点C'的坐标 (x _c ',y _c ')=(rx _c, ry _c)，保持等熵压缩面起始点位置R ₁坐标不变，对等熵压缩面进行等比例放大。

2.根据权利要求1所述的进气道波系配置方法，其特征在于：缩放因子r为大于1的数，且缩放因子的最大值应保证等熵压缩面的终点坐标(x _n ',y _n ')不越过喉道(9)截面。

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