CN113868770B - 基于三维弯曲激波组合进气道反设计方法 - Google Patents
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Abstract
基于三维弯曲激波组合进气道反设计方法，涉及飞行器的超声速组合进气道。包括飞行器超声速组合进气道压缩型面设计，分流方案设计，隔离段设计，扩张段设计；设计工作马赫数范围为Ma＝0～1.8间的低速涡轮通道，设计工作马赫数范围为马赫数Ma＝1.8～3间的亚燃火箭通道。本发明同时兼顾组合进气道横向流动与组合进气道的出口性能，并且实现已知激波的全三维超声速和亚声速流动区域反设计，保证全流量捕获来流，增大发动机推力的同时减小外流阻力；在推力不足时，可通过亚声速通道的推力弥补，进而拓宽进气道的工作马赫数范围，拓宽组合进气道的设计范围，从而进一步提高进气道的工作性能。
Description
技术领域
本发明涉及临近空间飞行器的超声速进气道领域，尤其涉及基于三维弯曲激波组合进气道反设计方法。
背景技术
进气道是超声速飞行器推进系统中的主要部件。进气道的主要功能是向涡轮发动机的压气机或冲压发动机的燃烧室提供具有一定压力、温度和速度的空气，并在模态转换过程(涡轮模态转换到冲压模态或冲压模态转换到涡轮模态)中向涡轮通道和冲压通道提供所需气流它位于飞行器前部，直接与超声速飞行器前体相连接，起着压缩来流，为下游提供尽可能多高能气流的作用。
随着飞行器从亚音速，跨音速，再到超音速的飞行的实现，对于单一模态的进气道而言，难以再满足飞行器所要求的从亚声速到超声速的飞行马赫数范围。为此，人们开始对组合循环发动机展开了一系列的研究，涡轮基组合动力循环系统成为了组合动力的发展方向，具有涡轮模态和亚燃火箭模态两种运行方式，亚声速阶段为涡轮模态，而超声速阶段为亚燃火箭模态。既可以解决低马赫数下的起动问题，又能为超声速飞行提供足够的动力。进气道是TBCC发动机的关键组成部件，对整个推进系统的性能起着举足轻重的作用，改进组合进气道的气动性能和不同飞行状态下的适应性被国际上确定为发展TBCC发动机的关键技术之一。
虽然在超声速组合进气道研究领域，各项研究已经取得了显著的进展，部件性能也在不断提升。然而，迄今为止，三维组合进气道反设计大多采用给定轴对称激波的轴对称基准流场，进而利用流线追踪技术获得对应型面。但是基于轴对称基准流场得到的组合进气道内部并非全三维流动，仅为伪三维流动而无横向流动。与此同时，科研人员普遍采用传统特征线法进行基准流场反设计，不仅编程复杂，而且稳定性差，限制了基本流场选择范围，进而减小了进气道的几何构造范围。由此可见，目前制约超声速组合进气道性能的问题之一是缺乏一种稳定、快速的全三维流动组合进气道反设计方法。
发明内容
本发明的目的在于解决现有技术中的上述问题，提供基于三维弯曲激波组合进气道反设计方法。
为达到上述目的，本发明采用如下技术方案：
基于三维弯曲激波组合进气道反设计方法，包括以下步骤：
1)设计工作马赫数Ma＝0～3之间基于三维弯曲激波理论构造的组合进气道压缩型面：根据设计要求，指定全三维入射激波，将全三维入射激波离散，设计基于三维弯曲激波组合进气道类矩形出口截面并在全三维基本流场中进行流线追踪；
2)设计分流板，包括分流板的位置、分流板的旋转角度、分流板旋转方式；
3)设计工作马赫数Ma＝1.8～3之间的亚燃火箭通道隔离段：所述亚燃火箭通道隔离段按等熵理论设计，将压缩型面的肩部型线向后拉伸，然后按等熵理论过渡，进而得到亚燃火箭通道隔离段；
4)设计工作马赫数Ma＝0～1.8之间的涡轮通道隔离段：所述涡轮通道隔离段按等熵理论设计，将压缩型面的出口型线向后拉伸，然后按等熵理论过渡，得到涡轮通道隔离段；
5)设计工作马赫数Ma＝1.8～3之间的亚燃火箭通道扩张段：所述亚燃火箭通道扩张段根据给定尺寸形状的亚燃火箭通道出口，利用等熵理论生成型面；
6)设计工作马赫数范围为Ma＝0～1.8之间的涡轮通道扩张段：所述涡轮通道扩张段根据给定尺寸形状的涡轮通道出口，利用等熵理论生成型面。
本发明步骤1包括以下步骤：
1.1)根据设计要求指定全三维入射激波，根据设计状态超声速和亚声速流量分配比，将全三维入射激波分为超声速部分和亚声速两部分；
1.2)将全三维入射激波离散为一系列参考平面，从基本流场中流线追踪过程保留组合进气道基本流场中心体，由全三维入射激波和反射激波包围的部分为组合进气道的超声速区域部分，由马赫杆和滑移线包围的部分为组合进气道的亚声速区域部分，利用弯曲激波理论求解对应的组合进气道全三维基本流场；
1.3)设计基于三维弯曲激波组合进气道类矩形出口截面，并在组合进气道全三维基本流场中进行流线追踪：首先在组合进气道全三维流场内利用出口截面上每一点坐标(x，y)，求解得到不同参考平面内有效流线上每一点的三维坐标(x，y，z)，之后将有效流线上每一点三维坐标组合得到压缩型线，不同参考平面内的压缩型线组合构成组合进气道的压缩型面。
步骤1.1)中，所述全三维入射激波采用非轴对称形状设计。
步骤1.2)中，所述滑移线为一条向内收缩的曲线。
本发明步骤2)中，所述分流板位于进气道口，将进气道分为亚燃火箭通道和涡轮通道两部分。
步骤2)中，根据涡轮通道入口和亚燃火箭通道入口的流量要求，得到分流板绕转轴由初始位置到极限位置的旋转角度。
基于三维弯曲激波组合进气道，包括进气道压缩型面、分流板、亚燃火箭通道、涡轮通道；所述亚燃火箭通道包括亚燃火箭通道隔离段和亚燃火箭通道扩张段，所述涡轮通道包括涡轮通道隔离段和涡轮通道扩张段；所述分流板设于中心体前端入口处，滑移线将组合进气道分成上下两部分起到分流作用，上部分为亚燃火箭通道，下部分为涡轮通道，分流板用于控制涡轮通道开关，亚音速工作时分流板打开，超音速工作时分流板将涡轮通道关闭。
所述进气道压缩型面采用非轴对称形状设计，所述滑移线为一条向内收缩的曲线。
所述进气道压缩型面的肩部型线向后拉伸过渡到亚燃火箭通道隔离段，所述进气道压缩型面的出口型线向后拉伸过渡到涡轮通道隔离段。
所述亚燃火箭通道扩张段和涡轮通道扩张段分别设于亚燃火箭通道隔离段和涡轮通道隔离段向后延伸的出口处。
相对于现有技术，本发明技术方案取得的有益效果是：
利用本发明方法生成的基于三维弯曲激波组合进气道，同时兼顾组合进气道横向流动与组合进气道的出口性能，并且实现已知激波的全三维超声速和亚声速流动区域反设计。基于三维弯曲激波理论的组合进气道保证全流量捕获来流，增大发动机推力的同时减小外流阻力；在推力不足时，可通过亚声速通道的推力弥补，进而拓宽进气道的工作马赫数范围，同时弯曲激波理论相较于传统特征线法计算效率更高，精度更高，范围更广。基于三维弯曲激波理论的组合进气道反设计，拓宽组合进气道的设计范围，从而进一步提高进气道的工作性能。
附图说明
图1为基于三维弯曲激波理论组合进气道方案基准流场示意图。
图2为弯曲激波理论的求解示意图。
图3为基于三维弯曲激波理论的组合进气道入口以及出口截面二维投影图。
图4为基于三维弯曲激波理论组合进气道的半剖结构示意图。
图5为基于三维弯曲激波理论组合进气道的仰视示意图。
图6为基于三维弯曲激波理论组合进气道的总体结构示意图。
具体实施方式
为了使本发明所要解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚、明白，以下结合附图和实施例，对本发明做进一步详细说明。
基于三维弯曲激波组合进气道反设计方法，包括以下步骤：
1)设计工作马赫数Ma＝0～3之间基于三维弯曲激波理论构造的组合进气道压缩型面：根据设计要求，指定全三维入射激波，将全三维入射激波离散，设计基于三维弯曲激波组合进气道类矩形出口截面并在全三维基本流场中进行流线追踪；具体如下：
1.1)根据设计要求，如图1所示，指定全三维入射激波1，全三维入射激波1采用非轴对称形状设计；根据设计状态超声速和亚声速流量分配比，将全三维入射激波分为超声速部分和亚声速两部分。由于超声速和亚声速全三维基准流场的非轴对称性，不同参考平面5内全三维入射激波1并不相同；同理，待求解的组合进气道基本流场不同参考平面的压缩型线3以及反射激波2也不相同，进而得到组合进气道前缘捕获型线11和流线追踪得到的压缩型线12；
1.2)如图2所示，将全三维入射激波1离散为一系列参考平面，在步骤1)从基本流场中流线追踪过程，保留组合进气道基本流场中心体4，由全三维入射激波1和反射激波2包围的部分为组合进气道的超声速区域部分8，由马赫杆6和滑移线7包围的部分为组合进气道的亚声速区域部分9，利用弯曲激波理论求解对应的组合进气道全三维基本流场；特别指出滑移线7并不是一条直线，而是一条向内收缩的曲线；
1.3)如图3所示，设计基于三维弯曲激波组合进气道类矩形出口截面10，截面形状采用类矩形，并在步骤(2)组合进气道全三维基本流场中进行流线追踪：首先在组合进气道全三维流场内利用出口截面上每一点坐标(x，y)，求解得到不同参考平面5内有效流线上每一点的三维坐标(x，y，z)，之后将有效流线上每一点三维坐标组合得到压缩型线3，不同参考平面内的压缩型线组合构成组合进气道的压缩型面13。
2)设计分流板，如图4所示，包括分流板的位置、分流板的旋转角度、分流板旋转方式；
2.1)设计分流板位置：分流板17位于进气道入口，分流板将进气道分为高速亚燃火箭通道和低速涡轮通道两部分。以压缩型面为基础对组合进气道进行内壁面轮廓几何构造时，在组合进气道基本流场中心体4前端入口处设置分流板17，滑移线将组合进气道分成上下两部分起到分流作用，分流板用于控制涡轮通道开关，超音速通道工作时分流板将涡轮通道关闭，亚音速工作时分流板打开；
2.2)设计分流板旋转角度：根据涡轮通道入口和火箭通道入口的流量要求，得到分流板绕转轴由初始位置到极限位置的旋转角度；
2.3)设计分流板旋转方式：为保证进气道模态转换时，气流能够均匀稳定的流向涡轮通道，分流板的运动方式采用机械装置控制并要求匀速转动。
3)设计工作马赫数Ma＝1.8～3之间的亚燃火箭通道隔离段：所述亚燃火箭通道隔离段15按等熵理论设计，将步骤1)得到的压缩型面的肩部型线14向后拉伸，然后按等熵理论过渡，进而得到亚燃火箭通道隔离段。
4)设计工作马赫数Ma＝0～1.8之间的涡轮通道隔离段：所述涡轮通道隔离段16按等熵理论设计，将步骤1)得到的压缩型面的出口型线向后拉伸，然后按等熵理论过渡，得到涡轮通道隔离段。
5)设计工作马赫数Ma＝1.8～3之间的亚燃火箭通道扩张段：所述亚燃火箭通道扩张段18根据给定尺寸形状的亚燃火箭通道出口，利用等熵理论生成型面。
6)设计工作马赫数范围为Ma＝0～1.8之间的涡轮通道扩张段：所述涡轮通道扩张段19根据给定尺寸形状的涡轮通道出口，利用等熵理论生成型面。
如图4～6所示，基于三维弯曲激波组合进气道，包括进气道压缩型面13、分流板17、亚燃火箭通道、涡轮通道；所述亚燃火箭通道包括亚燃火箭通道隔离段15和亚燃火箭通道扩张段18，所述涡轮通道包括涡轮通道隔离段16和涡轮通道扩张段19；所述分流板设于中心体前端入口处，滑移线将组合进气道分成上下两部分起到分流作用，上部分为亚燃火箭通道，下部分为涡轮通道，分流板用于控制涡轮通道开关，亚音速工作时分流板打开，超音速工作时分流板将涡轮通道关闭。
所述进气道压缩型面的肩部型线14向后拉伸过渡到亚燃火箭通道隔离段，所述进气道压缩型面的出口型线向后拉伸过渡到涡轮通道隔离段。
所述亚燃火箭通道扩张段和涡轮通道扩张段分别设于亚燃火箭通道隔离段和涡轮通道隔离段向后延伸的出口处。
所述进气道压缩型面采用非轴对称形状设计，所述滑移线为一条向内收缩的曲线。
利用本发明方法生成的基于三维弯曲激波组合进气道，同时兼顾组合进气道横向流动与组合进气道的出口性能，并且实现已知激波的全三维超声速和亚声速流动区域反设计。基于三维弯曲激波理论的组合进气道保证全流量捕获来流，增大发动机推力的同时减小外流阻力；在推力不足时，可通过亚声速通道的推力弥补，进而拓宽进气道的工作马赫数范围，同时弯曲激波理论相较于传统特征线法计算效率更高，精度更高，范围更广。基于三维弯曲激波理论的组合进气道反设计，拓宽组合进气道的设计范围，从而进一步提高进气道的工作性能。
Claims (5)
1.基于三维弯曲激波组合进气道反设计方法，其特征在于包括以下步骤：
1）设计工作马赫数Ma＝0～3之间基于三维弯曲激波理论构造的组合进气道压缩型面：根据设计要求，指定全三维入射激波，将全三维入射激波离散，设计基于三维弯曲激波组合进气道类矩形出口截面并在全三维基本流场中进行流线追踪；具体如下：
1.1）根据设计要求，指定全三维入射激波，全三维入射激波采用非轴对称形状设计；根据设计状态超声速和亚声速流量分配比，将全三维入射激波分为超声速部分和亚声速两部分；由于超声速和亚声速全三维基准流场的非轴对称性，不同参考平面内全三维入射激波并不相同；同理，待求解的组合进气道基本流场不同参考平面的压缩型线以及反射激波也不相同，进而得到组合进气道前缘捕获型线和流线追踪得到的压缩型线；
1.2）将全三维入射激波离散为一系列参考平面，在步骤1）从基本流场中流线追踪过程，保留组合进气道基本流场中心体，由全三维入射激波和反射激波包围的部分为组合进气道的超声速区域部分，由马赫杆和滑移线包围的部分为组合进气道的亚声速区域部分，利用弯曲激波理论求解对应的组合进气道全三维基本流场；所述滑移线是一条向内收缩的曲线；
1.3）设计基于三维弯曲激波组合进气道类矩形出口截面，截面形状采用类矩形，并在组合进气道全三维基本流场中进行流线追踪：首先在组合进气道全三维流场内利用出口截面上每一点坐标(x，y)，求解得到不同参考平面内有效流线上每一点的三维坐标(x，y，z)，之后将有效流线上每一点三维坐标组合得到压缩型线，不同参考平面内的压缩型线组合构成组合进气道的压缩型面；
2）设计分流板，包括分流板的位置、分流板的旋转角度、分流板旋转方式；具体如下：
2.1）设计分流板位置：分流板位于进气道入口，分流板将进气道分为高速亚燃火箭通道和低速涡轮通道两部分；以压缩型面为基础对组合进气道进行内壁面轮廓几何构造时，在组合进气道基本流场中心体前端入口处设置分流板，滑移线将组合进气道分成上下两部分起到分流作用，分流板用于控制涡轮通道开关，超音速通道工作时分流板将涡轮通道关闭，亚音速工作时分流板打开；
2.2）设计分流板旋转角度：根据涡轮通道入口和火箭通道入口的流量要求，得到分流板绕转轴由初始位置到极限位置的旋转角度；
2.3）设计分流板旋转方式：为保证进气道模态转换时，气流能够均匀稳定的流向涡轮通道，分流板的运动方式采用机械装置控制并要求匀速转动；
3）设计工作马赫数Ma=1.8~3之间的亚燃火箭通道隔离段：所述亚燃火箭通道隔离段按等熵理论设计，将压缩型面的肩部型线向后拉伸，然后按等熵理论过渡，进而得到亚燃火箭通道隔离段；
4）设计工作马赫数Ma=0~1.8之间的涡轮通道隔离段：所述涡轮通道隔离段按等熵理论设计，将压缩型面的出口型线向后拉伸，然后按等熵理论过渡，得到涡轮通道隔离段；
5）设计工作马赫数Ma=1.8~3之间的亚燃火箭通道扩张段：所述亚燃火箭通道扩张段根据给定尺寸形状的亚燃火箭通道出口，利用等熵理论生成型面；
6）设计工作马赫数范围为Ma=0~1.8之间的涡轮通道扩张段：所述涡轮通道扩张段根据给定尺寸形状的涡轮通道出口，利用等熵理论生成型面。
2.基于三维弯曲激波组合进气道，使用如权利要求1所述的基于三维弯曲激波组合进气道反设计方法，其特征在于：包括进气道压缩型面、分流板、亚燃火箭通道、涡轮通道；所述亚燃火箭通道包括亚燃火箭通道隔离段和亚燃火箭通道扩张段，所述涡轮通道包括涡轮通道隔离段和涡轮通道扩张段；所述分流板设于中心体前端入口处，滑移线将组合进气道分成上下两部分起到分流作用，上部分为亚燃火箭通道，下部分为涡轮通道，分流板用于控制涡轮通道开关，亚音速工作时分流板打开，超音速工作时分流板将涡轮通道关闭。
3.如权利要求2所述的基于三维弯曲激波组合进气道，其特征在于：所述进气道压缩型面采用非轴对称形状设计，所述滑移线为一条向内收缩的曲线。
4.如权利要求2所述的基于三维弯曲激波组合进气道，其特征在于：所述进气道压缩型面的肩部型线向后拉伸过渡到亚燃火箭通道隔离段，所述进气道压缩型面的出口型线向后拉伸过渡到涡轮通道隔离段。
5.如权利要求2所述的基于三维弯曲激波组合进气道，其特征在于：所述亚燃火箭通道扩张段和涡轮通道扩张段分别设于亚燃火箭通道隔离段和涡轮通道隔离段向后延伸的出口处。
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