CN115653754B - 一种三波系固定压缩面的超音速进气系统 - Google Patents
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Abstract
本申请属于飞行器设计领域，为一种三波系固定压缩面的超音速进气系统及设计方法，通过在圆锥激波的后面，增加1级类圆锥激波，从而在进气口前构造2道圆锥激波加一道正激波的三波系形式，具体为根据第一道等效圆锥激波后马赫数M1确定第一道等效圆锥激波压缩系统的压缩面形状；根据第二道等效圆锥激波后马赫数M2确定第二道类圆锥激波压缩系统的压缩面形状；根据第二道等效圆锥激波后马赫数M2、进气口面积和发动机抽吸流量确定转平段的压缩面形状；使得激波的形态变化更为平滑，从而有效降低正激波前的马赫数，进气道的进气更为稳定，对进口前的三道激波强度合理匹配，提高进气口前的进气道总压恢复特性，从而拓展飞行器最大马赫数使用范围。
Description
技术领域
本申请属于飞行器设计领域，特别涉及一种三波系固定压缩面的超音速进气系统及设计方法。
背景技术
用于超音速飞行器的发动机进气道基于马赫数和其他飞行条件而具有复杂的空气动力学要求。固定的进气道几何构型通常在一个特定马赫数和飞行条件下具有最高效率。在其他速度或飞行条件下的运行会使进气道的空气动力性能或效率降低。为了允许在变化的马赫数下飞行，可以采用调整进气道的捕获面积和斜板几何构型的机械系统来增加效率。
目前的进气道包括鼓包式进气道，鼓包式进气道均为一道圆锥激波加一道正激波压缩的固定式鼓包进气道方案，这种两波系方案的最大使用马赫数为2.0～2.1附近，在马赫数2.2～2.4以上，进气系统的总压回复性能下降明显。
因此如何提高进气系统的总压恢复特性是一个需要解决的问题。
发明内容
本申请的目的是提供了一种三波系固定压缩面的超音速进气系统及设计方法，以解决现有技术中采用两波系进气道，进气系统的总压恢复特性下降明显的问题。
本申请的技术方案是：一种三波系固定压缩面的超音速进气系统，包括：获取第一道等效圆锥激波压缩系统特性和来流马赫数，根据第一道等效圆锥激波压缩系统和来流马赫数M0计算第一道等效圆锥激波后马赫数M1，根据第一道等效圆锥激波后马赫数M1确定第一道等效圆锥激波压缩系统的压缩面形状；获取第二道类圆锥激波压缩系统特性，根据第二道类圆锥激波压缩系统和第一道等效圆锥激波后马赫数M1确定第二道等效圆锥激波后马赫数M2，根据第二道等效圆锥激波后马赫数M2确定第二道类圆锥激波压缩系统的压缩面形状；获取进气道的进气口面积和发动机抽吸流量，根据第二道等效圆锥激波后马赫数M2、进气口面积和发动机抽吸流量确定转平段的压缩面形状，根据转平段的压缩面形状确定正激波后马赫数M3。
优选地，所述第一道等效圆锥激波压缩系统的设计方法为：设置第一道等效圆锥激波的圆锥顶点P1，确定第一道等效圆锥激波圆锥顶点P1距机体表面在垂直方向上的距离和第一道等效圆锥激波圆锥顶点与第二道类圆锥激波顶点水平方向的距离；根据第一道等效圆锥激波圆锥顶点距机体表面在垂直方向上的距离和第一道等效圆锥激波圆锥顶点与第二道类圆锥激波的圆锥顶点水平方向的距离确定第一道等效圆锥激波的圆锥半锥角、第一道等效圆锥激波的激波角、第一道等效圆锥激波的激波面和机体表面与第一道等效圆锥激波的交线；确定来流马赫数M0、第一道等效圆锥激波的圆锥半锥角和第一道等效圆锥激波的激波角之间的函数关系，而后确定第一道等效圆锥激波的圆锥半锥角、射线角和气流转角的函数关系，从机体表面与第一道等效圆锥激波面的交线为起点，采用数值积分方法获得第一道等效圆锥激波压缩系统压缩面的形状和第一道等效圆锥激波后马赫数M1。
优选地，通过锥型流函数或圆锥激波函数表确定来流马赫数M0、第一道等效圆锥激波的圆锥半锥角和第一道等效圆锥激波的激波角之间的函数关系。
优选地，所述第二道类圆锥激波压缩系统的设计方法为：确定第二道类圆锥激波顶点P3，获取第二道类圆锥激波顶点P3与第一道等效圆锥激波顶点在水平方向的距离、第二道类圆锥激波圆锥顶点与第一道等效圆锥激波顶点在垂直方向的距离，侧向距离为0，根据产生第一道等效圆锥激波后马赫数M1、第二道类圆锥激波的圆锥半锥角和第二道类圆锥激波的激波角之间的函数关系，结合第二道类圆锥激波圆锥轴线水平方向的中间点P4，形成第二道等效圆锥激波面；根据第二道等效圆锥激波面与压缩面的交线，确定第二道类圆锥激波面的压缩面的形状和第二道类圆锥激波压缩面的截止线，并获得第二道类圆锥激波后马赫数M2。
优选地，所述第一道等效圆锥激波后马赫数M1、产生第二道类圆锥激波的圆锥半锥角和第二道类圆锥激波的激波角之间的函数关系通过锥型流函数或圆锥激波函数表得到；第二道类圆锥激波7的激波角通过第一道等效圆锥激波6的圆锥半锥角和第一道类圆锥激波7的激波角的和值计算获得。
优选地，所述第二道类圆锥激波7压缩面的截止线与第一道等效圆锥激波压缩面的截止线之间沿水平方向对应点的水平距离，利用P9P10、P4P5和P7P8在水平方向的长度按照抛物线分布获得；截止线P8P5P10和交线P9P4P7之间沿水平方向对应点垂直方向的距离，以产生第二道类圆锥激波的圆锥半锥角和第二道类圆锥激波的压缩面曲面上当地沿水平方向的切线角之和为射线角向后上方延伸，延伸的水平长度为截止线P8P5P10和交线P9P4P7之间沿水平方向对应点的水平距离。
优选地，所述第二道类圆锥激波面的压缩面以第一道等效圆锥激波压缩面的截止线和第二道类圆锥激波压缩面的截止线为对应曲线，利用两者沿水平方向的对应关系，利用交线P9P10、P4P5和P7P8为引导线，采用三维几何造型软件获得。
优选地，所述转平段利用第一道等效圆锥激波压缩面的截止线P9P4P7和第二道类圆锥激波压缩面的截止线P8P5P10上任意点沿水平方向的切线方向，设置在通过P6点水平占位处对应点切线方向为水平方向，利用数学函数关系，获得任意P点对应的点P’，利用P点与点P’的对应关系获得进气道进口前的转平段的后曲线参数，而后将进口后等曲线作为等直延伸段，最后再与机身融合修型，获得转平段的压缩面。
优选地，通过所述转平段的压缩面获得正激波，所述正激波的位置通过第二道类圆锥激波后马赫数M2、进气道的进口面积、进气道进口段和发动机最大加力状态流量计算获得。
作为一种具体实施方式，一种三波系固定压缩面的超音速进气系统，采用如上述所述的进气系统设计方法，包括进气道、第一道等效圆锥激波压缩系统、第二道类圆锥激波压缩系统和转平段，所述第一道等效圆锥激波压缩系统、第二道类圆锥激波压缩系统和转平段从前至后依次设置，所述第一道等效圆锥激波压缩系统设于飞机机体上并且第一道等效圆锥激波压缩系统圆锥的高度从前至后依次增大，所述第二道类圆锥激波压缩系统设于飞机机体上并且第二道类圆锥激波压缩系统的高度从前至后依次增大，所述第二道类圆锥激波压缩系统的高度最低点与第一道等效圆锥激波压缩系统的高度最高点相同，所述转平段设于飞机机体上并且转平段的高度从前至后依次增大，所述转平段的高度最低点与第二道类圆锥激波压缩系统的高度最高点相同，所述转平段的末端设于进气道的进气道进口处。
本申请的一种三波系固定压缩面的超音速进气系统及设计方法，通过在圆锥激波的后面，增加1级类圆锥激波，从而在进气口前构造2道圆锥激波加一道正激波的三波系形式，具体为根据第一道等效圆锥激波后马赫数M1确定第一道等效圆锥激波压缩系统的压缩面形状；根据第二道等效圆锥激波后马赫数M2确定第二道类圆锥激波压缩系统的压缩面形状；根据第二道等效圆锥激波后马赫数M2、进气口面积和发动机抽吸流量确定转平段的压缩面形状；使得激波的形态变化更为平滑，从而有效降低正激波前的马赫数，进气道的进气更为稳定，对进口前的三道激波强度合理匹配，提高进气口前的进气道总压恢复特性，从而拓展飞行器最大马赫数使用范围。
附图说明
为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。
图1为本申请整体流程示意图；
图2为本申请整体结构侧视示意图；
图3为本申请整体结构俯视示意图。
1、进气道；2、第一道等效圆锥激波压缩系统；3、第二道类圆锥激波压缩系统；4、转平段；5、飞机机体；6、第一道等效圆锥激波；7、第二道类圆锥激波；8、正激波。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
一种三波系固定压缩面的超音速进气系统设计方法，如图1-3所示，其中，P1为第一等效圆锥激波的圆锥顶点，P2为第二类圆锥激波的圆锥顶点与第一等效圆锥激波在水平方向上的对应点，P3为第二类圆锥激波的圆锥顶点；P4为第一等效圆锥激波压缩系统与第二类圆锥激波压缩系统的交线中点；P5为第二类圆锥激波压缩系统的交点中线与转平段的交线中点；P6为进气道入口处的中心位置；P7、P9为第一等效圆锥激波压缩系统与第二类圆锥激波压缩系统的交线两侧端点；P8、P10为第二类圆锥激波压缩系统的交点中线与转平段的交线两侧端点。
包括如下步骤：
步骤S100，获取第一道等效圆锥激波压缩系统2特性和来流马赫数，根据第一道等效圆锥激波压缩系统2和来流马赫数M0计算第一道等效圆锥激波6后马赫数M1，根据第一道等效圆锥激波6后马赫数M1确定第一道等效圆锥激波压缩系统2的压缩面形状；
优选地，第一道等效圆锥激波压缩系统2的设计方法为：设置第一道等效圆锥激波6的圆锥顶点P1，确定第一道等效圆锥激波6圆锥顶点P1距机体表面在垂直方向上的距离和第一道等效圆锥激波6圆锥顶点与第二道类圆锥激波7顶点水平方向的距离；
根据第一道等效圆锥激波6圆锥顶点距机体表面在垂直方向上的距离和第一道等效圆锥激波6圆锥顶点与第二道类圆锥激波7的圆锥顶点水平方向的距离确定第一道等效圆锥激波6的圆锥半锥角、第一道等效圆锥激波6的激波角、第一道等效圆锥激波6的激波面和机体表面与第一道等效圆锥激波6的交线；
确定来流马赫数M0、第一道等效圆锥激波6的圆锥半锥角和第一道等效圆锥激波6的激波角之间的函数关系，而后确定第一道等效圆锥激波6的圆锥半锥角、射线角和气流转角的函数关系，从机体表面与第一道等效圆锥激波6面的交线为起点，采用数值积分方法获得第一道等效圆锥激波压缩系统2压缩面的形状和第一道等效圆锥激波6后马赫数M1。
当来流马赫数为M0的气流经过压缩面时，会在压缩面的前端位置产生一道等效圆锥激波前的马赫数。通过对第一道等效圆锥激波6的圆锥半锥角和第一道等效圆锥激波6的激波角等参数进行控制，使得马赫数能够在设计允许的范围内尽可能的衰减。
优选地，通过锥型流函数或圆锥激波函数表确定来流马赫数M0、第一道等效圆锥激波6的圆锥半锥角和第一道等效圆锥激波6的激波角之间的函数关系。通过采用该方法，能够实现对第一道等效圆锥激波6的圆锥半锥角和第一道等效圆锥激波6的激波角的精准控制，
步骤S200，获取第二道类圆锥激波压缩系统3特性，根据第二道类圆锥激波压缩系统3和第一道等效圆锥激波6后马赫数M1M1确定第二道等效圆锥激波后马赫数M2，根据第二道等效圆锥激波后马赫数M2确定第二道类圆锥激波压缩系统3的压缩面形状；
优选地，第二道类圆锥激波压缩系统3的设计方法为：
确定第二道类圆锥激波7顶点P3，获取第二道类圆锥激波7顶点P3与第一道等效圆锥激波6顶点在水平方向的距离、第二道类圆锥激波7圆锥顶点与第一道等效圆锥激波6顶点在垂直方向的距离，侧向距离为0，根据产生第一道等效圆锥激波6后马赫数M1、第二道类圆锥激波7的圆锥半锥角和第二道类圆锥激波7的激波角之间的函数关系，结合第二道类圆锥激波7圆锥轴线水平方向的中间点P4，形成第二道等效圆锥激波面；
根据第二道等效圆锥激波面与压缩面的交线，确定第二道类圆锥激波7面的压缩面的形状和第二道类圆锥激波7压缩面的截止线，并获得第二道类圆锥激波7后马赫数M2。
当第一道等效圆锥激波6后马赫数M1M1的气流经过压缩面时，会在压缩面的前端位置产生一道类圆锥激波，从而有效衰减来流产生的激波，并进一步改变激波的形状，并进一步降低正激波8前的马赫数。通过对第二道类圆锥激波7的圆锥半锥角和第二道类圆锥激波7的激波角等参数进行控制，使得马赫数能够在设计允许的范围内尽可能的衰减。
优选地，第一道等效圆锥激波6后马赫数M1、产生第二道类圆锥激波7的圆锥半锥角和第二道类圆锥激波7的激波角之间的函数关系通过锥型流函数或圆锥激波函数表得到；由于第二道类圆锥激波是在第一道等效圆锥激波基础上对气流的再次压缩，第二道类圆锥激波7的激波角通过第一道等效圆锥激波6的圆锥半锥角和第一道类圆锥激波7的激波角的和值计算获得。
优选地，第二道类圆锥激波7压缩面的截止线与第一道等效圆锥激波6压缩面的截止线之间沿水平方向对应点的水平距离，利用P9P10、P4P5和P7P8在水平方向的长度按照抛物线分布获得；截止线P8P5P10和交线P9P4P7之间沿水平方向对应点垂直方向的距离，以产生第二道类圆锥激波7的圆锥半锥角和第二道类圆锥激波7的压缩面曲面上当地沿水平方向的切线角之和为射线角向后上方延伸，延伸的水平长度为截止线P8P5P10和交线P9P4P7之间沿水平方向对应点的水平距离。
优选地，第二道类圆锥激波7面的压缩面以第一道等效圆锥激波6压缩面的截止线和第二道类圆锥激波7压缩面的截止线为对应曲线，利用两者沿水平方向的对应关系，利用交线P9P10、P4P5和P7P8为引导线，采用三维几何造型软件获得。
步骤S300，获取进气道1的进气口面积和发动机抽吸流量，根据第二道等效圆锥激波后马赫数M2、进气口面积和发动机抽吸流量确定转平段4的压缩面形状，根据转平段4的压缩面形状确定正激波8后马赫数M3。
优选地，转平段4压缩面形状的获取方法为：
利用第一道等效圆锥激波6压缩面的截止线P9P4P7和第二道类圆锥激波7压缩面的截止线P8P5P10上任意点沿水平方向的切线方向，设置在通过P6点水平占位处对应点切线方向为水平方向，利用数学函数关系，获得任意P点对应的点P’，利用P点与点P’的对应关系获得进气道1进口前的转平段4的后曲线参数，而后将进口后等曲线作为等直延伸段，最后再与机身融合修型，获得转平段4的压缩面。
当第二道类圆锥激波7后马赫数M2的气流经过转平段4的压缩面时，会在转平段4的后端、进气道1进口处产生一道正激波8，从而再次衰减来流产生的激波，并进一步改变激波的形状。正激波8的位置与第二道类圆锥激波7后马赫数、进气道1进口面积、进气道1进口段、发动机最大加力状态流量等有关。以此形成的进气道1进口段喉道马赫数一般处于0.65～0.75之间，可使进口前正激波8稍有离体，有溢流存在，保持波系稳定。
本申请通过在圆锥激波的后面，增加1级类圆锥激波，从而在进气口前构造2道圆锥激波加一道正激波8的三波系形式，激波的形态变化更为平滑，从而有效降低正激波8前的马赫数，进气道1的进气更为稳定，对进口前的三道激波强度合理匹配，提高进气口前的进气道1总压恢复特性，从而拓展飞行器最大马赫数使用范围。
作为一种具体实施方式，一种三波系固定压缩面的超音速进气系统，采用上述的进气系统设计方法，包括进气道1、第一道等效圆锥激波压缩系统2、第二道类圆锥激波压缩系统3和转平段4，第一道等效圆锥激波压缩系统2、第二道类圆锥激波压缩系统3和转平段4从前至后依次设置，第一道等效圆锥激波压缩系统2设于飞机机体5上并且第一道等效圆锥激波压缩系统2圆锥的高度从前至后依次增大，第二道类圆锥激波压缩系统3设于飞机机体5上并且第二道类圆锥激波压缩系统3的高度从前至后依次增大，第二道类圆锥激波压缩系统3的高度最低点与第一道等效圆锥激波压缩系统2的高度最高点相同，转平段4设于飞机机体5上并且转平段4的高度从前至后依次增大，转平段4的高度最低点与第二道类圆锥激波压缩系统3的高度最高点相同，转平段4的末端设于进气道1的进气道1进口处。
通过在第一道等效圆锥激波压缩系统2和转平段4之间增加第二道类激波压缩系统，从而有效降低正激波8前的马赫数。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
Claims (6)
1.一种三波系固定压缩面的超音速进气系统设计方法，其特征在于，包括：
获取第一道等效圆锥激波压缩系统(2)特性和来流马赫数M0，根据第一道等效圆锥激波压缩系统(2)和来流马赫数M0计算第一道等效圆锥激波(6)后马赫数M1，根据第一道等效圆锥激波(6)后马赫数M1确定第一道等效圆锥激波压缩系统(2)的压缩面形状；
获取第二道类圆锥激波压缩系统(3)特性，根据第二道类圆锥激波压缩系统(3)和第一道等效圆锥激波(6)后马赫数M1确定第二道类圆锥激波后马赫数M2，根据第二道类圆锥激波后马赫数M2确定第二道类圆锥激波压缩系统(3)的压缩面形状；
获取进气道(1)的进气口面积和发动机抽吸流量，根据第二道类圆锥激波后马赫数M2、进气口面积和发动机抽吸流量确定转平段(4)的压缩面形状，根据转平段(4)的压缩面形状确定正激波(8)后马赫数M3；
所述第一道等效圆锥激波压缩系统(2)的设计方法为：设置第一道等效圆锥激波(6)的圆锥顶点P1，确定第一道等效圆锥激波(6)圆锥顶点P1距机体表面在垂直方向上的距离和第一道等效圆锥激波(6)圆锥顶点P1与第二道类圆锥激波(7)顶点P3水平方向的距离；
根据第一道等效圆锥激波(6)圆锥顶点P1距机体表面在垂直方向上的距离和第一道等效圆锥激波(6)圆锥顶点P1与第二道类圆锥激波(7)顶点P3水平方向的距离确定第一道等效圆锥激波(6)的圆锥半锥角、第一道等效圆锥激波(6)的激波角、第一道等效圆锥激波(6)的激波面和机体表面与第一道等效圆锥激波(6)的交线；
确定来流马赫数M0、第一道等效圆锥激波(6)的圆锥半锥角和第一道等效圆锥激波(6)的激波角之间的函数关系，而后确定第一道等效圆锥激波(6)的圆锥半锥角、射线角和气流转角的函数关系，从机体表面与第一道等效圆锥激波(6)面的交线为起点，采用数值积分方法获得第一道等效圆锥激波压缩系统(2)压缩面的形状和第一道等效圆锥激波(6)后马赫数；
所述第二道类圆锥激波压缩系统(3)的设计方法为：
确定第二道类圆锥激波(7)顶点P3，获取第二道类圆锥激波(7)顶点P3与第一道等效圆锥激波(6)圆锥顶点P1在水平方向的距离、第二道类圆锥激波(7)顶点P3与第一道等效圆锥激波(6)圆锥顶点P1在垂直方向的距离，侧向距离为0，根据第一道等效圆锥激波(6)后马赫数、第二道类圆锥激波(7)的圆锥半锥角和第二道类圆锥激波(7)的激波角之间的函数关系，结合第二道类圆锥激波(7)圆锥轴线水平方向的中间点P4，形成第二道类圆锥激波面；
根据第二道类圆锥激波面与压缩面的交线，确定第二道类圆锥激波(7)压缩面的形状和第二道类圆锥激波(7)压缩面的截止线，并获得第二道类圆锥激波(7)后马赫数M2；
对应的三波系固定压缩面的超音速进气系统，包括：进气道(1)、第一道等效圆锥激波压缩系统(2)、第二道类圆锥激波压缩系统(3)和转平段(4)，所述第一道等效圆锥激波压缩系统(2)、第二道类圆锥激波压缩系统(3)和转平段(4)从前至后依次设置，所述第一道等效圆锥激波压缩系统(2)设于飞机机体(5)上并且第一道等效圆锥激波压缩系统(2)圆锥的高度从前至后依次增大，所述第二道类圆锥激波压缩系统(3)设于飞机机体(5)上并且第二道类圆锥激波压缩系统(3)的高度从前至后依次增大，所述第二道类圆锥激波压缩系统(3)的高度最低点与第一道等效圆锥激波压缩系统(2)的高度最高点相同，所述转平段(4)设于飞机机体(5)上并且转平段(4)的高度从前至后依次增大，所述转平段(4)的高度最低点与第二道类圆锥激波压缩系统(3)的高度最高点相同，所述转平段(4)的末端设于进气道(1)的进气道(1)进口处。
2.如权利要求1所述的三波系固定压缩面的超音速进气系统设计方法，其特征在于：通过锥型流函数或圆锥激波函数表确定来流马赫数M0、第一道等效圆锥激波(6)的圆锥半锥角和第一道等效圆锥激波(6)的激波角之间的函数关系。
3.如权利要求1所述的三波系固定压缩面的超音速进气系统设计方法，其特征在于：所述第一道等效圆锥激波(6)后马赫数、产生第二道类圆锥激波(7)的圆锥半锥角和第二道类圆锥激波(7)的激波角之间的函数关系通过锥型流函数或圆锥激波函数表得到。
4.如权利要求1所述的三波系固定压缩面的超音速进气系统设计方法，其特征在于：P5为第二道类圆锥激波压缩系统与转平段的交线中点；P6为进气道入口处的中心位置；P7、P9为第一等效圆锥激波压缩系统与第二道类圆锥激波压缩系统的交线两侧端点；P8、P10为第二道类圆锥激波压缩系统与转平段的交线两侧端点；所述第二道类圆锥激波压缩面的截止线与第一道等效圆锥激波(6)压缩面的截止线之间沿水平方向对应点的水平距离，利用交线P9P10、P4P5和P7P8在水平方向的长度按照抛物线分布获得。
5.如权利要求4所述的三波系固定压缩面的超音速进气系统设计方法，其特征在于：所述第二道类圆锥激波(7)压缩面以第一道等效圆锥激波(6)压缩面的截止线和第二道类圆锥激波(7)压缩面的截止线为对应曲线，利用两者沿水平方向的对应关系，利用交线P9P10、P4P5和P7P8为引导线，采用三维几何造型软件获得。
6.如权利要求1所述的三波系固定压缩面的超音速进气系统设计方法，其特征在于：通过所述转平段(4)的压缩面获得转平段(4)正激波(8)，所述转平段(4)正激波(8)的位置通过第二道类圆锥激波(7)后马赫数M2、进气道(1)的进口面积、进气道(1)进口段和发动机最大加力状态流量计算获得。
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