CN115977801A - 基于弯曲激波的双设计点宽速域内收缩进气道设计方法 - Google Patents

Abstract

基于弯曲激波的双设计点宽速域内收缩进气道设计方法，涉及飞行器宽速域进气道领域。1)根据高超声速飞行器的设计需求确定高超声速内收缩进气道高/低马赫数设计点；2)构造双设计点轴对称基本流场；3)将扇形进口置于高马赫数基本流场进行流线追踪获得进气道基础压缩型面；4)设计高/低马赫数工况作动型面及作动方案。实现同时根据高/低马赫数流量需要开展高超声速宽速域内收缩进气道设计。基于该设计方法设计的高超声速宽速域内收缩进气道能够在设计之初确保进气道能够低马赫数起动，且具有满足需求的低马赫数流量捕获能力。发展宽速域内收缩进气道的宽域设计方法，提高高超声速宽速域内收缩进气道的可设计性和设计效率。

Description

基于弯曲激波的双设计点宽速域内收缩进气道设计方法

技术领域

本发明涉及飞行器宽速域进气道领域，尤其是涉及一种基于弯曲激波的双设计点宽速域内收缩进气道设计方法。

背景技术

宽速域进气道是吸气式高超声速飞行器的重要组成部件，其主要功能是为对高超声速来流减速增压以满足发动机的工作需要。流量要求则是高超声速进气道需要满足的首要性能指标。高超声速飞行器的飞行工况是在一定范围内变化的，因此高超声速进气道需要满足一定速域范围内的流量需求，而不是单一工况内的流量需要，这将为宽速域进气道设计带来较大难度。

宽速域进气道的设计难点体现在以下两个矛盾：首先，宽速域进气道迎风面积增大有利于进气道满足宽速域流量需要，但导致迎风阻力增大；其次，宽速域进气道对气流的减速增压效果越强进气道性能越好，即气流压缩效率越高，但增加宽速域进气道在低马赫数工况下由于流量壅塞导致进气道无法正常工作的风险，即进气道不起动。

为解决上述矛盾，国内外学者开展诸多的理论研究和设计方法探索，发展出宽速域进气道的三种常见构型，轴对称进气道、二元进气道、内收缩进气道，工作原理都是通过气动型面(楔面、锥面、内收缩曲面)产生激波从而实现对气流的压缩，但由于压缩形式的不同，气动特性有着明显的差异[王江峰,王旭东,李佳伟,杨天鹏,李龙飞,程克明.高超声速巡航飞行器乘波布局气动设计综述[J].空气动力学学报,2018,36(05):705-728.]。

宽速域进气道的典型设计流程为：首先，根据宽速域进气道设计需要确定基本流场的设计点及目标气流压缩效果(通常以喉道马赫数和喉道总压恢复表示)；随后，构造入射激波系使气流压缩至目标性能；接着，给定入口形状对基本流场进行流线追踪构造进气道压缩型面；最后，根据宽域工作需要构造几何调节方案和作动方案[尤延铖,黄国平,郭军亮,等.基于任意激波形状的内乘波式高超声速进气道及设计方法：中国,101392685[P].2009-03-25.]。

宽速域进气道的气动性能极大程度上都由基本流场决定，其中轴对称进气道基于外锥轴对称基本流场设计，二元进气道基于二维平面基本流场设计，内收缩进气道基于三维内收缩基本流场设计。值得一提的是，内收缩进气道以其高气流压缩效率、迎风面积小等优点受到国内外学者研究的重点，但其复杂的曲面结构导致其几何调节能力和宽域起动能力难以设计。

传统设计方法中的基本流场都是基于单设计点设计，宽速域进气道仅在单一设计点能够较好的匹配基本流场的气动特性，其他工况下的气动需求无法作为设计输入参与设计，这样的设计方法无法在气动设计层面兼顾多工况性能。

发明内容

本发明的目的在于针对现有技术存在的上述问题，提供能够以双设计工况为输入的一种基于弯曲激波的双设计点宽速域内收缩进气道设计方法。

本发明包括以下步骤：

1)给定双设计点基本流场的高/低马赫数来流条件、高/低马赫数基本流场的中心体高度、低马赫数入射激波形状以及低马赫数捕获流量系数；

2)根据低马赫数捕获流量系数计算低马赫数基本流场中的唇流线起始高度，结合低马赫数激波形状确定唇流线起始点坐标；

3)应用特征线法根据低马赫数激波形状计算波后的已知流场，获得部分已知的壁面母线，再结合步骤2)中的唇流线起始坐标进行流线追踪，获得低马赫数流场中的部分已知唇流线；

4)将步骤3)中获得的壁面母线和步骤1)中的高马赫数来流条件应用特征线法计算出高马赫数工况下的部分入射激波形状以及波后流场；

5)在步骤3)中壁面母线基础上沿流向延伸，构成壁面母线延长段，应用特征线法获得该延长段对应的高/低马赫数流场，进而获得低马赫数唇流线和高马赫数入射激波形状，两者交于高马赫数中心体高度对应的水平线，交点即为唇口点；该壁面母线延长段与步骤3)已知的壁面母线共同构成基本流场的低马赫数壁面母线；

6)在步骤5)低马赫数壁面母线基础上，结合高马赫数来流条件获得高马赫数流场，给定反射激波参数，应用特征线法获得该反射激波对应的波后流场和波前流场，其中波前流场的上边界与低马赫数壁面母线相接，构成基本流场的高马赫数母线，波后流场的下边界则为基本流场的高马赫数下壁面母线；至此，高马赫数基本流场和低马赫数基本流场均构造完成；

7)将扇形入口形状置入步骤6)的高马赫数基本流场中进行流线追踪，其中扇形的两个弧边分别与高马赫数基本流场的外轮廓和中心体贴合，此时扇形的两侧边与基本流场的径向线重合；流线追踪所得型面经缩放和粘性修正即为高超声速双设计点宽速域内收缩进气道的基础压缩型面；

8)以低马赫数母线下游端点对应的圆弧为界，步骤7)中的基础压缩型面靠近上游一侧为低马赫数压缩型面，下游一侧为压缩侧作动型面；将两压缩侧作动型面与侧壁面的交线修型为直线作为转轴，该作动型面沿对称平面切分为两个小扇面，分别绕转轴旋转，实现几何调节；

9)在步骤7)的基础压缩型面的基础上，将基础压缩型面两侧壁面的前缘型线与低马赫数入射激波、唇流线围成的区域作为前缘作动型面；该前缘作动型面通过旋转进行作动，转轴位于压缩侧的前缘点，转轴方向为侧壁面所在径向平面的法向；

10)在高马赫数工况下，步骤9)所述前缘作动型面向压缩侧偏转，此时压缩型面的侧壁面前缘形状即为基础压缩型面的侧壁面前缘；在低马赫数工况下，前缘作动型面向下壁面一侧偏转，此时压缩型面的侧壁面前缘为前缘作动型面前缘。

本发明具有以下优点：本发明实现同时根据高/低马赫数流量需要开展高超声速宽速域内收缩进气道设计。首先，通过双设计点基本流场设计实现低马赫数设计点的捕获流量可控设计；其次，通过扇形入口形状使进行流线追踪，使高/低马赫数设计工况下的入射激波形状均与高/低马赫数基本流场吻合；再次，通过构造前缘作动型面和压缩侧作动型面实现压缩型面的低马赫数起动并且避免低马赫数工况入射激波波后压力梯度导致的流线偏移。基于该设计方法设计的高超声速宽速域内收缩进气道能够在设计之初确保进气道能够低马赫数起动，并且具有满足需求的低马赫数流量捕获能力。发展宽速域内收缩进气道的宽域设计方法，提高高超声速宽速域内收缩进气道的可设计性和设计效率。

附图说明

图1为本发明一个实施例的双设计点轴对称基本流场结构示意图。图中实线表示坐标轴及壁面，虚线表示低马赫数流场边界，点线表示低马赫数流场边界，双点划线为坐标点定位辅助线。

图2为本发明采用图1所述基本流场对扇形入口进行流线追踪获得基础压缩型面的示意图。

图3为本发明所述宽速域内收缩进气道压缩型面低马赫数工况几何调节示意图。

图4为本发明所述宽速域内收缩进气道压缩型面低马赫数型面示意图。

图5为本发明所述宽速域内收缩进气道压缩型面高马赫数工况几何调节示意图。

图6为本发明所述宽速域内收缩进气道压缩型面高马赫数型面示意图。

图中各标记的含义为：1表示基本流场中的低马赫数入射激波，2表示由低马赫数入射激波决定的唇流线，3表示由低马赫数入射激波决定的波后流场区域，4表示由壁面母线决定的高马赫数入射激波，5表示由低马赫数入射激波决定的壁面母线，6表示由壁面母线决定的高马赫数流场区域，7表示由壁面母线延长段决定的高马赫数入射激波，8表示由壁面母线延长段决定的高马赫数流场区域，9表示壁面母线延长段，10表示由高马赫数反射激波决定的壁面母线，11表示由反射激波决定的高马赫数流场区域，12表示高马赫数反射激波，13表示反射激波波后流场区域，14表示基本流场下壁面母线，15表示唇口点，16表示由壁面母线延长段决定的低马赫数唇流线，17表示由壁面母线延长段决定的低马赫数流场区域，18表示基本流场外轮廓，19表示扇形入口形状侧边，20表示扇形入口形状的上边，21表示基础压缩型面压缩侧前缘，22表示基础压缩型面侧壁面与压缩侧的交线，23表示低马赫数压缩型面，24表示低马赫数压缩型面下游边界，25表示压缩侧作动型面，26表示经修型的侧壁面与压缩侧作动型面交线，27表示基础压缩型面喉道边界，表示28基础压缩型面下壁面，29表示基础压缩型面侧壁面，30表示基础压缩型面侧壁面前缘，31表示高马赫数基本流场中心体，32表示低马赫数唇流线前缘，33表示低马赫数入射激波前缘，34表示前缘作动型面。

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。

如图1所示，本发明实施例双设计点基本流场设计包含以下步骤：

1)给定低马赫数输入条件(包括来流条件、入射激波形状、中心体高度H_low、捕获流量系数)以及高马赫数输入条件(包括来流条件、中心体高度H_high)。

2)根据基本流场中的低马赫数入射激波1应用特征线法计算由低马赫数入射激波决定的波后流场区域3，获得对应的由低马赫数入射激波决定的壁面母线5，根据低马赫数捕获流量系数对应的唇流线起始点位置进行流线追踪，获得由低马赫数入射激波决定的唇流线2。

3)壁面母线5以及高马赫数来流条件应用特征线法计算由壁面母线决定的高马赫数流场区域6。

4)构造壁面母线延长段9并应用特征线法计算由壁面母线延长段决定的高马赫数流场区域8和由壁面母线延长段决定的低马赫数流场区域17。通过迭代壁面母线延长段9的形状使由壁面母线延长段决定的高马赫数入射激波7与在由低马赫数入射激波决定的唇流线2基础上继续进行流线追踪所得的由壁面母线延长段决定的低马赫数唇流线16相交于高马赫数中心体高度对应的水平线上，交点即为唇口点15。

5)壁面母线5和壁面母线延长段9共同构成低马赫数压缩型面的母线。在高马赫数流场区域8的基础上，结合给定的高马赫数反射激波12，应用特征线法获得由反射激波决定的高马赫数流场区域11以及由高马赫数反射激波决定的壁面母线10。随后，根据由反射激波决定的高马赫数流场区域11的气动参数计算反射激波波后流场区域13，并获得基本流场下壁面母线14。

至此，双设计点轴对称基本流场构造完成。随后即可将该流场应用于高超声速双设计点宽速域内收缩进气道设计，如图2～6所示。高超声速双设计点宽速域内收缩进气道设计具体步骤如下：

1、给定进气道入口形状为扇形，扇形的两个圆弧分别与基本流场的外轮廓18和高马赫数基本流场中心体31贴合，扇形入口形状侧边19即为基本流场中的一条径向线。

2、对扇形入口形状进行流线追踪并进行粘性修正和几何修型即可获得进气道的基础压缩型面。其中，基础压缩型面侧壁面29的前缘型线即为由壁面母线决定的高马赫数入射激波4和由壁面母线延长段决定的高马赫数入射激波7，下壁面型线则为下壁面母线14，下游型线则为基础压缩型面喉道边界27，基础压缩型面下壁面28则为基本流场下壁面母线的旋成曲面，压缩型面的压缩侧前缘21即为扇形入口形状的上边20，与基本流场弧度相当的圆弧。压缩型面为基本流场壁面母线的旋成曲面，因此基础压缩型面侧壁面与压缩型面的交线22同样具有基本流场壁面母线的特征。压缩型面被壁面母线延长段的下游端点(低马赫数压缩型面下游边界24)对应的旋成弧线分割为上下游两个区域，上游区域为低马赫数压缩型面23，下游区域沿对称面切分为两个曲面作为压缩侧作动型面25。

3、通过修型将基础压缩型面侧壁面与压缩侧的交线22中与压缩侧作动型面25相关联的部分修型为直线，经修型的侧壁面与压缩侧作动型面交线26作为压缩侧作动型面25的转轴，实现压缩侧作动型面25的旋转开合。在高马赫数工况下，该型面处于关闭状态，如图5所示；在低马赫数工况下，该型面则处于开起状态下，如图3所示。

4、将基本流场中的低马赫数入射激波1、由低马赫数入射激波决定的唇流线2和由壁面母线延长段决定的低马赫数唇流线16以及由壁面母线决定的高马赫数入射激波4和由壁面母线延长段决定的高马赫数入射激波7围城的区域作为位于侧壁面上的前缘作动型面34。其中低马赫数入射激波1被截取的曲线即为低马赫数入射激波前缘33，由低马赫数入射激波决定的唇流线2和由壁面母线延长段决定的低马赫数唇流线16即为低马赫数唇流线前缘32。

5、前缘作动型面34对称布置于两侧壁面，绕两侧壁面与压缩侧型面的交线22的上游端点进行旋转运动，转轴方向为侧壁面法向。在高马赫数工况下，该型面向低马赫数压缩侧型面23一侧偏转收起，此时进气道的侧壁面前缘即为基础压缩型面侧壁面前缘30；在低马赫数工况下，该型面向基础压缩型面下壁面28一侧偏转，作为新的侧壁面前缘。

本发明以双设计工况为输入，提供一种新的宽速域内收缩进气道的宽域设计方法。本发明根据高超声速飞行器的设计需求确定高超声速内收缩进气道高/低马赫数设计点；构造双设计点轴对称基本流场；将扇形进口置于高马赫数基本流场进行流线追踪获得进气道基础压缩型面；设计高/低马赫数工况作动型面及作动方案。上述实施例仅为本发明的较佳实施例，不能被认为用于限定本发明的实施范围。凡依本发明申请范围所作的均等变化与改进等，均应仍归属于本发明的专利涵盖范围之内。

Claims (1)

1.基于弯曲激波的双设计点宽速域内收缩进气道设计方法，其特征在于包括以下步骤：

1)给定双设计点基本流场的高/低马赫数来流条件、高/低马赫数基本流场的中心体高度、低马赫数入射激波形状以及低马赫数捕获流量系数；

2)根据低马赫数捕获流量系数计算低马赫数基本流场中的唇流线起始高度，结合低马赫数激波形状确定唇流线起始点坐标；

3)应用特征线法根据低马赫数激波形状计算波后的已知流场，获得部分已知的壁面母线，再结合步骤2)中的唇流线起始坐标进行流线追踪，获得低马赫数流场中的部分已知唇流线；

4)将步骤3)中获得的壁面母线和步骤1)中的高马赫数来流条件应用特征线法计算出高马赫数工况下的部分入射激波形状以及波后流场；

5)在步骤3)中壁面母线基础上沿流向延伸，构成壁面母线延长段，应用特征线法获得该延长段对应的高/低马赫数流场，进而获得低马赫数唇流线和高马赫数入射激波形状，两者交于高马赫数中心体高度对应的水平线，交点即为唇口点；该壁面母线延长段与步骤3)已知的壁面母线共同构成基本流场的低马赫数壁面母线；

6)在步骤5)低马赫数壁面母线基础上，结合高马赫数来流条件获得高马赫数流场，给定反射激波参数，应用特征线法获得该反射激波对应的波后流场和波前流场，其中波前流场的上边界与低马赫数壁面母线相接，构成基本流场的高马赫数母线，波后流场的下边界则为基本流场的高马赫数下壁面母线；至此，高马赫数基本流场和低马赫数基本流场均构造完成；

7)将扇形入口形状置入步骤6)的高马赫数基本流场中进行流线追踪，其中扇形的两个弧边分别与高马赫数基本流场的外轮廓和中心体贴合，此时扇形的两侧边与基本流场的径向线重合；流线追踪所得型面经缩放和粘性修正即为高超声速双设计点宽速域内收缩进气道的基础压缩型面；

8)以低马赫数母线下游端点对应的圆弧为界，步骤7)中的基础压缩型面靠近上游一侧为低马赫数压缩型面，下游一侧为压缩侧作动型面；将两压缩侧作动型面与侧壁面的交线修型为直线作为转轴，该作动型面沿对称平面切分为两个小扇面，分别绕转轴旋转，实现几何调节；

9)在步骤7)的基础压缩型面的基础上，将基础压缩型面两侧壁面的前缘型线与低马赫数入射激波、唇流线围成的区域作为前缘作动型面；该前缘作动型面通过旋转进行作动，转轴位于压缩侧的前缘点，转轴方向为侧壁面所在径向平面的法向；

10)在高马赫数工况下，步骤9)所述前缘作动型面向压缩侧偏转，此时压缩型面的侧壁面前缘形状即为基础压缩型面的侧壁面前缘；在低马赫数工况下，前缘作动型面向下壁面一侧偏转，此时压缩型面的侧壁面前缘为前缘作动型面前缘。

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