CN113104198A - 乘波前体自适应边界层排移内转进气道一体化设计方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种乘波前体自适应边界层排移内转进气道一体化设计方法，包括以下步骤：(1)设计密切锥导乘波体；(2)选定三维内收缩基本流场位置，完成基本流场设计；(3)设计具有自适应边界层排移效果的内转进气道进口型线；(4)生成自适应边界层排移三维内转进气道压缩型面，获得内转进气道结构；(5)设计内转进气道乘波前体连接板，完成乘波前体自适应边界层排移内转进气道的一体化设计。本发明在保留乘波前体优点的同时，在乘波前体下表面以对称相连的形式开展高超声速进气道的设计，从而有效排移前体边界层，在发挥乘波前体高性能的同时，有效提高推进系统的气动性能，最终为高超声速内外流一体化设计提供新方法。

Description

乘波前体自适应边界层排移内转进气道一体化设计方法
技术领域
本发明涉及乘波前体与进气道一体化设计领域，具体涉及乘波前体自适应边界层排移内转进气道一体化设计方法。
背景技术
由于高超声速流动的复杂性，机体/推进系统的一体化问题成为高超声速飞行亟待解决的关键技术之一。近年来，国内外学者开展了大量的一体化设计方法研究，主要集中于飞行器前体与进气道一体化设计方面。具有高升阻比性能的乘波体是高超声速飞行的首选气动构型，而高压缩效率、高总压恢复系数的三维内转式进气道则是进气道设计的优选目标。
高超声速飞行过程中，由于高超声速气流在进入进气道前通常需要经过较长的前体压缩段。压缩过程中，前体段会产生较厚的边界层，由于边界层的存在，导致低速低能气流进入推进系统，严重时会导致进气道内压缩段产生边界层分离，阻碍气流的流入，使得推进系统无法正常工作。因此有必要设计开展具有边界层排移效果的乘波前体内转进气道一体化构型，从而减弱边界层对推进系统性能的影响。
发明内容
针对现有技术的不足，本发明旨在提供一种乘波前体自适应边界层排移内转进气道一体化设计方法，在保留乘波前体优点的同时，以对称相连的形式开展三维内转进气道设计，该方法能够有效排移进气道入口处的边界层，最终在发挥乘波体飞行器高性能的同时提高推进系统的气动性能。
本发明通过如下技术方案实现。
乘波前体自适应边界层排移内转进气道一体化设计方法，所述方法包括以下步骤：
(1)设计密切锥导乘波体；
(2)选定三维内收缩基本流场位置，完成基本流场设计；
(3)设计具有自适应边界层排移效果的内转进气道进口型线；
(4)生成自适应边界层排移三维内转进气道等熵压缩型面，获得内转进气道结构；
(5)设计内转进气道乘波前体连接板，完成乘波前体自适应边界层排移内转进气道的一体化设计。
所述的步骤(1)中密切锥导乘波体由乘波前体下表面和乘波前体上表面组成。设计激波曲线与乘波前体下表面型线，乘波前体下表面型线在激波内流线追踪获得乘波前体下表面和前缘型线，前缘型线沿自由来流方向上拉伸获得乘波前体上表面型线，拉伸型面即为乘波前体上表面。激波曲线是一条两端向中间曲率逐渐减小的光滑曲线，中间段为直线，呈二维压缩段。乘波前体下表面特征型线是一条对称的光滑曲线，且中间段为直线，该曲线呈两端向中间下移的趋势。
所述的步骤(2)中三维内收缩基本流场中心在乘波前体下表面上，且与激波曲线二维压缩段起点处曲率梳相交。生成的三维内收缩基本流场关于乘波前体下表面中心线对称，且所获得的三维内收缩基本流场和乘波前体下表面相贯。
所述的步骤(3)中具有自适应边界层排移效果的内转进气道进口型线位于内收缩基本流场入射激波之上，包括相贯型线、特征型线和唇口型线三部分。其中相贯线部分通过三维内收缩基本流场与乘波前体下表面相贯获得，截取内收缩基本流场中心与乘波前体下表面中心线之间为相贯型线，且相贯型线位于入射激波上；特征型线为乘波前体下表面中心线的一段，且特征型线与相贯型线相交；设计两条曲线封闭特征型线与相贯型线，所设计的曲线在内收缩基本流场上的投影即为唇口型线。所获得的相贯型线连接进气道入口和乘波前体下表面，所获得的特征型线为两侧进气道入口的公共边界。
所述的步骤(4)中所生成自适应边界层排移三维内转进气道等熵压缩型面由进口型线在内收缩基本流场中流线追踪获得，等熵压缩型面的末端即为内转进气道肩部型线，肩部型线沿来流方向轴向拉伸获得进气道隔离段和出口，完成自适应边界层排移三维内转进气道结构设计。
所述的步骤(5)中所设计的内转进气道乘波前体连接板以自适应边界层排移内转进气道唇口型线为边界，生成的两个平面。内转进气道乘波前体连接板连接自适应边界层排移内转进气道唇口型线和乘波前体下表面，并将乘波前体自适应边界层排移内转进气道内置于乘波前体内部以提高一体化构型总体气动性能。
本发明的有益效果是：本发明旨在提供一种乘波前体自适应边界层排移内转进气道一体化设计方法，在保留乘波前体优点的同时，在乘波前体下表面以对称相连的形式开展高超声速进气道的设计，该进气道的设计方法实现对自由来流的二次压缩，可有效排移乘波前体产生的边界层，避免边界层在乘波前体下表面分离，从而在发挥乘波前体高性能的同时提高推进系统的气动性能，为进气道边界层排移提供新方法，提高气动特性。
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该发明，并不构成本发明的不当限定。
图1是密切锥乘波体生成原理图；
图2是密切锥乘波体三维示意图；
图3是三维内收缩基本流场生成原理图；
图4是乘波前体自适应边界层排移内转进气道进口型线生成原理图；
图5是乘波前体自适应边界层排移内转进气道一体化装置左视图；
图6是乘波前体自适应边界层排移内转进气道一体化装置内部结构剖视图；
图7是乘波前体自适应边界层排移内转进气道一体化装置半剖视图；
图8是乘波前体自适应边界层排移内转进气道一体化装置仰视图；
图9是乘波前体自适应边界层排移内转进气道一体化装置总体视图；
图中的标记为：1表示离散点处对应的激波曲线曲率圆，2表示乘波前体下表面的离散点，3表示离散点处对应的激波曲线曲率圆的曲率半径，4表示激波曲线离散点，5表示激波曲线，6表示乘波前体下表面特征型线，7表示离散点处对应的激波曲线曲率圆的曲率中心，8表示乘波前体上表面型线，9表示乘波前体上表面，10表示乘波前体前缘型线拉伸轴线，11表示乘波前体前缘型线，12表示乘波前体下表面，13表示乘波前体下表面中心线，14表示三维内收缩基本流场的入射激波，15表示三维内收缩基本流场的反射激波，16表示内收缩流场与乘波前体下表面相贯获得的相贯线，17表示自适应边界层排移内转进气道进口相贯型线，18表示自适应边界层排移内转进气道特征型线，19表示自适应边界层排移内转进气道唇口型线，20表示自适应边界层排移内转进气道的等熵压缩型面，21表示乘波前体自适应边界层排移内转进气道出口，22表示自由来流，23表示压缩气流及流向，24表示内转进气道乘波前体连接板，25表示自适应边界层排移内转进气道进口型线，26表示自适应边界层排移内转进气道肩部型线，27表示自适应边界层排移内转进气道隔离段。
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功效的实现过程能充分理解并据已实施。
如图1至图9所示，乘波前体自适应边界层排移内转进气道一体化设计方法，其特征在于，包括如下步骤：
(1)、设计密切锥导乘波体，密切锥导乘波体由乘波前体下表面12和乘波前体上表面9组成；所述密切锥导乘波体具体设计步骤为：设计激波曲线5与乘波前体下表面特征型线6，乘波前体下表面特征型线6在激波内流线追踪获得乘波前体下表面12和乘波前体前缘型线11，乘波前体前缘型线11沿自由来流22方向上拉伸获得乘波前体上表面型线8，拉伸型面即为乘波前体上表面9；激波曲线5是一条两端向中间曲率逐渐减小的光滑曲线，中间段为直线，呈二维压缩段；乘波前体下表面特征型线6是一条对称的光滑曲线，且中间段为直线，该曲线呈两端向中间下移的趋势；
(2)、选定三维内收缩基本流场位置，完成基本流场设计；三维内收缩基本流场中心在乘波前体下表面12上，且与激波曲线5二维压缩段起点处曲率梳相交；生成的三维内收缩基本流场关于乘波前体下表面中心线13对称，且所获得的三维内收缩基本流场和乘波前体下表面12相贯；
(3)、设计具有自适应边界层排移效果的内转进气道进口型线25；具有自适应边界层排移效果的内转进气道进口型线25位于内收缩基本流场入射激波14之上，包括相贯型线17、特征型线18和唇口型线19三部分；其中相贯线16部分通过三维内收缩基本流场与乘波前体下表面12相贯获得，截取内收缩基本流场中心与乘波前体下表面12中心线之间为相贯型线17，且相贯型线17位于入射激波14上；特征型线18为乘波前体下表面中心线13的一段，且特征型线18与相贯型线17相交；设计两条曲线封闭特征型线18与相贯型线17，所设计的曲线在内收缩基本流场上的投影即为唇口型线19；所获得的相贯型线17连接进气道入口和乘波前体下表面12，所获得的特征型线18为两侧进气道入口的公共边界；
(4)、生成自适应边界层排移三维内转进气道的等熵压缩型面20，获得内转进气道结构；三维内转进气道的等熵压缩型面20由内转进气道进口型线25在内收缩基本流场中流线追踪获得，等熵压缩型面20的末端即为内转进气道肩部型线26，肩部型线26沿自由来流22方向轴向拉伸获得进气道隔离段27和进气道出口21，完成自适应边界层排移三维内转进气道结构设计；
(5)、设计内转进气道乘波前体连接板24，完成乘波前体自适应边界层排移内转进气道的一体化设计；内转进气道乘波前体连接板24以自适应边界层排移内转进气道唇口型线19为边界，生成的两个平面；内转进气道乘波前体连接板24连接自适应边界层排移内转进气道唇口型线19和乘波前体下表面12，并将乘波前体自适应边界层排移内转进气道内置于乘波前体内部以提高一体化构型总体气动性能。
本发明的有益效果是：本发明旨在提供一种乘波前体自适应边界层排移内转进气道一体化设计方法，在保留乘波前体优点的同时，在乘波前体下表面以对称相连的形式开展高超声速进气道的设计，该进气道的设计方法实现对自由来流的二次压缩，可有效排移乘波前体产生的边界层，避免边界层在乘波前体下表面分离，从而在发挥乘波前体高性能的同时提高推进系统的气动性能，为进气道边界层排移提供新方法，提高气动特性。
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.乘波前体自适应边界层排移内转进气道一体化设计方法，其特征在于，包括如下步骤：
(1)、设计密切锥导乘波体，密切锥导乘波体由乘波前体下表面(12)和乘波前体上表面(9)组成；所述密切锥导乘波体具体设计步骤为：设计激波曲线(5)与乘波前体下表面特征型线(6)，乘波前体下表面特征型线(6)在激波内流线追踪获得乘波前体下表面(12)和乘波前体前缘型线(11)，乘波前体前缘型线(11)沿自由来流(22)方向上拉伸获得乘波前体上表面型线(8)，拉伸型面即为乘波前体上表面(9)；激波曲线(5)是一条两端向中间曲率逐渐减小的光滑曲线，中间段为直线，呈二维压缩段；乘波前体下表面特征型线(6)是一条对称的光滑曲线，且中间段为直线，该曲线呈两端向中间下移的趋势；
(2)、选定三维内收缩基本流场位置，完成基本流场设计；三维内收缩基本流场中心在乘波前体下表面(12)上，且与激波曲线(5)二维压缩段起点处曲率梳相交；生成的三维内收缩基本流场关于乘波前体下表面中心线(13)对称，且所获得的三维内收缩基本流场和乘波前体下表面(12)相贯；
(3)、设计具有自适应边界层排移效果的内转进气道进口型线(25)；具有自适应边界层排移效果的内转进气道进口型线(25)位于内收缩基本流场入射激波(14)之上，包括相贯型线(17)、特征型线(18)和唇口型线(19)三部分；其中相贯线(16)部分通过三维内收缩基本流场与乘波前体下表面(12)相贯获得，截取内收缩基本流场中心与乘波前体下表面(12)中心线之间为相贯型线(17)，且相贯型线(17)位于入射激波(14)上；特征型线(18)为乘波前体下表面中心线(13)的一段，且特征型线(18)与相贯型线(17)相交；设计两条曲线封闭特征型线(18)与相贯型线(17)，所设计的曲线在内收缩基本流场上的投影即为唇口型线(19)；所获得的相贯型线(17)连接进气道入口和乘波前体下表面(12)，所获得的特征型线(18)为两侧进气道入口的公共边界；
(4)、生成自适应边界层排移三维内转进气道的等熵压缩型面(20)，获得内转进气道结构；三维内转进气道的等熵压缩型面(20)由内转进气道进口型线(25)在内收缩基本流场中流线追踪获得，等熵压缩型面(20)的末端即为内转进气道肩部型线(26)，肩部型线(26)沿自由来流(22)方向轴向拉伸获得进气道隔离段(27)和进气道出口(21)，完成自适应边界层排移三维内转进气道结构设计；
(5)、设计内转进气道乘波前体连接板(24)，完成乘波前体自适应边界层排移内转进气道的一体化设计；内转进气道乘波前体连接板(24)以自适应边界层排移内转进气道唇口型线(19)为边界，生成的两个平面；内转进气道乘波前体连接板(24)连接自适应边界层排移内转进气道唇口型线(19)和乘波前体下表面(12)，并将乘波前体自适应边界层排移内转进气道内置于乘波前体内部以提高一体化构型总体气动性能。
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