CN113076610A - 一种二元可调进气道的设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种二元可调进气道的设计方法。对于变几何进气道设计，在传统的二元超声速进气道设计基础上提出一种以喉道马赫数为控制变量的变几何进气道的设计准则，该准则有利于控制进气道在非设计点处的性能和起动，为二元可调进气道的前期设计提供多工况下的基础型面；对于进气道与飞行器前体一体化设计，提出偏转进气道的方法，在不降低进气道性能的基础上减小飞行器的迎风面积；使用的0维性能分析模型能够准确预估变几何进气道在不同工况下的性能。

Description

一种二元可调进气道的设计方法

技术领域

本发明设计涉及一种二元可调进气道的快速设计方法，涉及变几何进气道设计与飞行器前体一体化设计领域。

背景技术

进气道是吸气式发动机的重要部件之一，他的设计完善与否关系着整个推进系统的性能。吸气式发动机一般在马赫数0-6，高度0-30km范围内工作，定几何形状的进气道设计能够为飞行器在设计点提供高品质气流，但在更宽的飞行马赫数范围内，定几何进气道的出口气流品质恶化。为了能够在宽飞行马赫数范围内为发动机提供高品质气流，变几何进气道设计方案成为首选。

目前对于二元变几何进气道的设计，常采用的变几何方式有转动/伸缩唇罩和可调压缩楔面等方案。对于调整压缩楔面的方案，研究人员做出了大量研究工作，包括楔面角度的选择，楔面的作动方案。但是其设计方法基本为试凑，即先选取一个型面角度，仿真出进气道性能，若不满足性能则继续调整型面，直到达到性能要求，此方法费力耗时。

故，需要一种新的技术方案以解决上述技术问题。

发明内容

为了尽快地优选出变几何进气道的前期方案，并能给出基础方案的性能，减少不必要的劳动成本，本发明提供了一种二元可调进气道的快速设计与性能预估方法，并将变几何进气道与飞行器前体一体化设计。

本发明采用的技术方案如下：

一种二元可调进气道的设计方法，所述的二元可调进气道包括进气道的固定压缩楔面，可调压缩楔面，内收缩段，唇罩，喉道段，扩张段；该设计方法包括如下步骤：

第一步，设计点工况的进气道外压缩楔面设计：根据进气道设计点的飞行高度和捕获流量，由质量公式：m＝ρAV计算进气道的捕获面积A；其中m为设计点捕获流量，ρ为设计飞行高度下的空气密度，V为设计飞行速度，通过捕获面积A与进气道预设展向宽度得到捕获高度，例如，对于展向宽度为1米的进气道，其捕获高度即为A；再由设计飞行条件下的外压缩楔面角度(δ1，δ2…)和捕获高度A，根据斜激波关系式和各斜激波交于唇罩前缘点的原则，通过三角形的边角关系计算出各级压缩楔面的长度，然后确定进气道唇罩前缘点和各压缩角拐点所在位置，至此确定整个外压缩楔面；

第二步，设计点工况的进气道内收缩段设计：设计内收缩段的输入有内收缩比，唇罩角λ和唇罩长度；由第一步中设计的外压缩型面结构中得到进气道进口高度；在给定内收缩比后，得到进气道的喉道高度；结合唇罩角(λ1)和唇罩长度参数确定进气道唇罩型面；再由喉道高度为肩点到唇罩的距离，得出肩点坐标；

第三步，进气道设计点工况的扩张段型面设计：设计扩张段时的输入参数有喉道等直段长度、扩张段长度、单边扩张角度(λ2)；采用等直加单边扩张或者双边扩张的设计；

第四步，可调进气道型面设计：在设计的基础型面上进行变几何调节，设计的变几何进气道喉道马赫数和来流马赫数有以下关系：

Ma_th∈[0.15*Ma__in+0.9-0.05,0.15*Ma__in+0.9+0.05]

Ma__th为喉道马赫数，Ma__in为来流马赫数；变几何进气道的调节的方法是：通过调节进气道可调压缩楔面角度δn的值和喉道的高度，使得喉道处马赫数达到不同来流马赫数下的预定值。

进一步的，前体的预压缩角度为θ°，进气道的设计马赫数变为原设计马赫数经θ°的前体压缩楔面的值，并将喉道等直段和扩张段向前体壁面法向的反方向偏转θ°，旋转点为喉道段与扩张段的交点。

进一步的，进气道的性能估算利用激波关系式，流量连续方程等基础理论和工程估算方法；喉道处流场参数为唇罩前流场参数经过唇罩压缩角λ，内收缩段和肩部膨胀扇三个过程后计算得出。

进一步的，设计点的外压缩楔面角度根据等强度斜激波公式确定。

进一步的，第一步中，斜激波关系式为

其中δ为气流转折角，β为斜激波的倾斜角，Ma₁为波前马赫数。

进一步的，设置驱动杆与可调压缩楔面内侧铰接，低来流马赫数下时，驱动杆后移，最后一级外压缩角度变小，同时喉道高度增大；高来流马赫数下时，驱动杆前移，最后一级外压缩角增大，喉道高度减小；若最后一级压缩角的大小能够使进气道的喉道马赫数达到设计标准(Ma_th∈[0.15*Ma__in+0.9-0.05,0.15*Ma__in+0.9+0.05])，则确定该角度作为该马赫数下的工作型面；若该角度值过大或过小，使得喉道马赫数超出所设置的范围内

则继续迭代角度，直到满足设计要求。

进一步的，第四步后，对设计出的进气道进行性能预估，利用激波关系式、流量连续方程进行预估，包括喉道处流场参数为唇罩前流场参数经过唇罩压缩角λ，内收缩段和肩部膨胀扇三个过程后计算得出。

有益效果：与现有技术相比，本发明的有益效果是：

(1)为变几何进气道的设计提供基础型面，避免设计过程中的反复迭代；

(2)为变几何进气道的设计提供进气道的性能参考；

(3)为与前体一体化的变几何进气道设计提供进气道的基础型面。

附图说明

图1是进气道外压缩楔面设计流程。

图2是本发明设计方法需要设计的二元可调进气道结构。

图3是外压缩楔面斜激波示意图。

图4是内收缩段波系示意图。

图5是扩张段示意图。

图6是变几何进气道调节示意图。

图7是进气道可调压缩楔面角度计算流程。

图8是前体与进气道匹配设计方法。

图9是二元超声速进气道流场结构示意图。

图10是内压缩段流场参数计算流程。

图11是三波系方案不同来流马赫数下变几何进气道型面。

图12是三波系方案进气道数值仿真结果。

图13是三波系方案发明方法与仿真计算所得变几何进气道喉道马赫数随来流马赫数变化曲线。

图14是三波系方案发明方法与仿真计算所得变几何进气道临界总压恢复系数随来流马赫数变化曲线。

图15是三波系方案发明方法与仿真计算所得变几何进气道流量系数随来流马赫数变化曲线。

图16是两波系方案不同来流马赫数下变几何进气道型面。

图17是两波系方案进气道数值仿真结果。

图18是两波系方案发明方法与仿真计算所得变几何进气道喉道马赫数随来流马赫数变化曲线。

图19是两波系方案发明方法与仿真计算所得变几何进气道临界总压恢复系数随来流马赫数变化曲线。

具体实施方式

为了使本发明的技术方法和优点更加清楚，下面将结合附图1-6对本发明做进一步的详细说明。

一、进气道外压缩段的设计

在已知进气道设计点的飞行高度和捕获流量的情况下，由公式：m＝ρAV，其中m为设计点需求流量，ρ为设计飞行高度下的空气密度，V为设计飞行速度。很容易确定进气道的捕获高度及进气道唇口坐标。程序中各压缩角的大小和流量为输入项。再由斜激波关系式和各斜激波封口的条件，能够计算出各压缩角所在位置，进而确定整个外压缩型面。

斜激波的激波角和气流偏转角关系式：

二、进气道内收缩段的设计

设计内收缩段的输入参数有内收缩比，唇罩角及唇罩长度。基准型面内收缩比大小的选择需要根据飞行Ma数及进气道的性能要求综合考虑，内收缩比直接影响变几何过程中其他马赫数下的起动问题，因此要保证进气道有一定的稳定裕度。由上小节设计外压缩面型面能够计算出唇罩前缘点和最后一级外压缩面的距离，即进气道进口高度。在给定内收缩比后，可以计算出进气道的喉道高度。结合唇罩角和唇罩长度参数可以确定进气道的肩点坐标。进气道的内收缩段设计完成。图4给出了内收缩段型面及波系示意图。

三、进气道扩张段的设计

设计扩张段时的输入参数有喉道等直段长度，扩张段长度，及单边扩张角度，程序中采用等直加单边扩张的设计方法。

喉道等直段的作用是为了将激波与附面层相互干扰区域限制在等直段内部，从而改善下游扩张段进口的流场均匀性。喉道长度应等于或大于激波串长度，中等自由来流马赫数下，喉道等直段长度取为喉道高度的4倍左右。

亚声速扩张段设计的要求是在截面积逐步扩张和拐弯的弯道内使气流在减速增压过程中减小气流分离和畸变，以便减小总压损失、提高进气道出口的流场品质，从而满足发动机燃烧室进口要求的速度和流场。设计中要避免扩张段内出现严重的气流分离，通道的局部扩张半角限于7°以下。图5给出了扩张段型面示意图。

四、变几何进气道设计

4.1调节准则

在上节设计的基础型面上进行变几何调节。调节的依据是：在不同的来流马赫数下使进气道喉道处的马赫数达到预定大小，此调节方法较其他的更有利于控制进气道在非设计点处的性能和起动。程序中设计的变几何喉道马赫数和来流马赫数有以下关系：

Ma_th∈[0.15*Ma__in+0.9-0.05,0.15*Ma__in+0.9+0.05]

Ma__th为喉道马赫数，Ma__in为来流马赫数。喉道马赫数的大小是根据前期研究经验的基础上确定的。当来流马赫数较低时，能保证喉道马赫数不会太小，使进气道能够顺利起动；当来流马赫数较高时，喉道马赫数不会太大，有助于提升进气道的性能。

变几何进气道的调节的方法是：通过改变喉道下方的驱动杆的前后位置使进气道可调压缩楔面角度和喉道的高度满足不同来流马赫数的需求。图6给出了变几何调节示意图。可以看出：低来流马赫数下时，驱动杆后移，最后一级外压缩角度变小，同时喉道高度增大，有助于进气道在低马赫数下起动；高来流马赫数下时，驱动杆前移，最后一级外压缩角增大，喉道高度减小，提高进气道的性能。

4.2变几何调节流程

由上节的分析可知：驱动杆调节进气道的关键参数为最后一级外压缩角。只要确定了此角度值，变几何进气道的型面也就能够确定。图7给出了计算压缩面上最后一级压缩角的流程。如图所示在某一马赫数下，若最后一级压缩角的大小能够使进气道的喉道马赫数达到设计标准，则确定该角度作为该马赫数下的工作型面；若该角度不能满足喉道马赫数要求，则继续迭代角度，直到满足设计要求。

五、前体与进气道匹配

由于飞行器的前体下表面与水平面可能存在一定角度，即预压缩角，若进气道还按照常规方法设计，将其安装在带有预压缩角的前体下壁面时，会使飞行器的迎风面积增大，造成不必要的推力损失。因此，有必要对这种前体存在预压缩角进气道的设计方法进行改进。

图8给出了前提与进气道匹配设计方法的示意图。改进的设计方法为：假设前体的预压缩角度为θ°，进气道的设计马赫数变为原设计马赫数经θ°的斜激波后的值，并将喉道等直段和扩张段向前体壁面偏转θ°，以抵消前体壁面的预压缩角，从而降低飞行器的迎风面积。

进气道型面偏转θ°后，需要保证进气道的喉道高度大小与原进气道型面的相同，这样设计出的进气道型面的性能和未偏转的进气道性能才能相近。匹配方法设计出的进气道的性能计算与变几何性能估算方法一致。

六、进气道性能预估

本节对进气道进行0维性能预估。进气道的性能估算主要是利用激波关系式和流量连续方程等基础理论，其中还使用了工程估算方法。

图9给出了二元超声速进气道的基本流场结构图。由图可知：可将整体性能预估过程分为三个部分，即外压缩段，内收缩短和扩张段。

基准进气道型面的性能预估准确与否直接影响变几何进气道的性能预估，这其中喉道马赫数的预估精度尤其重要，这是因为喉道马赫数对进气道整体性能的影响较大。且喉道前流场较为复杂，其中包含复杂的斜激波，膨胀波以及波系相交，增大了预估喉道马赫数的难度。发明中使用了修正和工程估算的方法，以达到最高的预估精度。

6.1进气道外压缩段计算

进气道前体产生的几道斜激波对气流的压缩作用可以通过斜激波理论公式求解得到。正/斜激波理论公式如下：

波后马赫数：

静压比：

总压比：

温度比：

密度比:

式中下标1为波前参数，下标2为波后马赫数，β为激波角。此处当β＝90°时为正激波理论公式。

6.2进气道内收缩段计算

在进气道肩部的圆弧过渡段处会产生膨胀波串，其对气流的加速作用可以利用膨胀波公式求解。

P-M膨胀波关系式：

对于内收缩段以及扩张段进出口参数的计算需要用到连续方程:

进气道内收缩段的气流处于膨胀波和内收缩壁面的双重耦合作用下，采用一维流动求解此处流场参数存在一定困难。本发明的计算方法是将唇罩前流场参数经过唇罩压缩角，内收缩段，及肩部膨胀扇三个过程后计算得出进气道喉道前流场参数，流程如图10所示。

6.3进气道压缩段壁面粘性损失修正

工程经验表明，当来流马赫数小于5.0时，在进气道初步型面设计阶段可以将无粘总压恢复系数乘以0.9进行简化的壁面粘性损失修正来计算进气道初步型面的总压恢复系数。本程序采用该方法对进气道喉道前的总压恢复系数进行粘性损失修正。

当进气道工作在临界状态时，可以将进气道唇口内流场简化为唇罩内压激波+肩部膨胀波+内收缩段流动+喉道处的正激波。对于进气道处于临界工作状态时扩张段的粘性损失利用一个工程经验公式来进行估算：

σ＝1-0.075*(Ma-1)^1.35

σ＝σ*α

式中Ma、Ca、L分别为扩张段入口马赫数、扩张比以及扩张段长度/入口高度，α为修正系数，σ^*为扩张段总压恢复系数。

七、变几何进气道的型面设计与性能预估结果对比

7.1外压缩楔面三波系方案结果

图11给出了三波系方案不同来流马赫数下变几何进气道型面进气道基准型面的设计马赫数为4.0，流量为10kg/s，飞行高度20km，三个外压缩角分别为8°，6°，6°，两个唇罩压缩角分别为15°，5°，内收缩比2.73。输入不同的来流马赫数，可以计算出基础型面在该来流马赫数下的性能，绘制出变几何进气道型面并计算出变几何进气道的性能。图12给出了三波系方案的数值模拟结果，可以看出数值模拟的波系位置与本发明方法计算的波系位置基本一致。

图13至图15分别给出进气道性能的发明结果与仿真结果的对比图。可以看出本发明方法计算的进气道的喉道马赫数，临界总压恢复系数和流量系数与Fluent软件仿真结果符合的很好。个别点虽有一定误差，但都在10％以内，可以认为本发明方法能够用来进行变几何进气道设计及性能预估。

7.2两波系方案结果

图16给出了两波系方案不同来流马赫数下变几何进气道型面。进气道基准型面的设计马赫数为4.0，流量为10kg/s，飞行高度20km，两个外压缩角分别为8°，6°，两个唇罩压缩角分别为10°，4°，内收缩比2.73。图17给出了两波系方案的数值模拟结果，可以看出数值模拟的波系位置与本发明计算的波系位置基本一致。

图18及图19分别给出进气道性能的本发明计算结果与仿真结果的对比图。可以看出，外压缩面采用两波系的设计方案后，变几何进气道在低来流马赫数下起动，总压恢复系数达到设计要求。表二给出了两波系方案变几何进气道的性能主要参数。可以看出，对一些飞行状态下的进气道性能的预测存在一定误差，但是在可接受范围内。本发明方法预测结果是真实可靠的。

Claims (7)

1.一种二元可调进气道的设计方法，其特征在于：所述的二元可调进气道包括进气道的固定压缩楔面(1)，可调压缩楔面(2)，内收缩段(3)，唇罩(4)，喉道段(5)，扩张段(7)；该设计方法包括如下步骤：

第一步，设计点工况的进气道外压缩楔面(1、2)设计：根据进气道设计点的飞行高度和捕获流量，由质量公式：m＝ρAV计算进气道的捕获面积A；其中m为设计点捕获流量，ρ为设计飞行高度下的空气密度，V为设计飞行速度，通过捕获面积A与进气道预设展向宽度得到捕获高度；再由设计飞行条件下的外压缩楔面角度(δ1，δ2…)和捕获高度A，根据斜激波关系式和各斜激波(10)交于唇罩前缘点(8)的原则，通过三角形的边角关系计算出各级压缩楔面的长度，然后确定进气道唇罩前缘点(8)和各压缩角拐点(11)所在位置，至此确定整个外压缩楔面；

第二步，设计点工况的进气道内收缩段(3)设计：设计内收缩段的输入有内收缩比，唇罩角λ和唇罩长度；由第一步中设计的外压缩型面结构中得到进气道进口高度；在给定内收缩比后，得到进气道的喉道(5)高度；结合唇罩角(λ1)和唇罩长度参数确定进气道唇罩(4)型面；再由喉道(4)高度为肩点(9)到唇罩的距离，得出肩点(9)坐标；

第三步，进气道设计点工况的扩张段(7)型面设计：设计扩张段时的输入参数有喉道等直段长度、扩张段长度、单边扩张角度(λ2)；采用等直加单边扩张或者双边扩张的设计；

第四步，可调进气道型面设计：在设计的基础型面上进行变几何调节，设计的变几何进气道喉道马赫数和来流马赫数有以下关系：

Ma_th∈[0.15*Ma_{_in}+0.9-0.05,0.15*Ma_{_in}+0.9+0.05]

Ma__th为喉道马赫数，Ma__in为来流马赫数；变几何进气道的调节的方法是：通过调节进气道可调压缩楔面(2)角度δn的值和喉道(5)的高度，使得喉道处马赫数达到不同来流马赫数下的预定值。

2.如权利要求1所述的设计方法，其特征在于：前体(13)的预压缩角度为θ°，进气道的设计马赫数变为原设计马赫数经θ°的前体压缩楔面(1、2)的值，并将喉道(5)等直段和扩张段(7)向前体(13)壁面法向的反方向偏转θ°，旋转点为喉道段(5)与扩张段(7)的交点。

3.如权利要求1所述的设计方法，其特征在于：进气道的性能估算利用激波关系式，流量连续方程等基础理论和工程估算方法；喉道处流场参数为唇罩(4)前流场参数经过唇罩压缩角λ，内收缩段(3)和肩部膨胀扇(13)三个过程后计算得出。

4.如权利要求1所述的设计方法，其特征在于：设计点的外压缩楔面角度根据等强度斜激波公式确定。

5.如权利要求1所述的设计方法，其特征在于：第一步中，斜激波关系式为

其中δ为气流转折角，β为斜激波的倾斜角，Ma₁为波前马赫数。

6.如权利要求1所述的设计方法，其特征在于：设置驱动杆与可调压缩楔面(2)内侧铰接，低来流马赫数下时，驱动杆后移，最后一级外压缩角度变小，同时喉道高度增大；高来流马赫数下时，驱动杆前移，最后一级外压缩角增大，喉道高度减小；若最后一级压缩角的大小能够使进气道的喉道马赫数达到设计标准(Ma_th∈[0.15*Ma_{_in}+0.9-0.05,0.15*Ma_{_in}+0.9+0.05])，则确定该角度作为该马赫数下的工作型面；若该角度值过大或过小，使得喉道马赫数超出所设置的范围内

则继续迭代角度，直到满足设计要求。

7.如权利要求1至6中任一项所述的设计方法，其特征在于：第四步后，对设计出的进气道进行性能预估，利用激波关系式、流量连续方程进行预估，包括喉道处流场参数为唇罩(4)前流场参数经过唇罩压缩角λ，内收缩段(3)和肩部膨胀扇(13)三个过程后计算得出。

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