CN117235891A - 一种并联多模块宽速域鼓包可调进气道设计方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及宽速域飞行器领域，具体涉及一种并联多模块宽速域鼓包可调进气道设计方法。该方法通过对唇口的约束设计、压缩曲面的简化重构、以及隔板侧向弱压缩匹配沿径向的宽度变化等措施，实现了并联多模块鼓包进气道的喉道高度、唇罩前后移动的匹配调节。相较于现有技术，本发明将鼓包进气道由单一工作点拓展到宽速域，能够满足多个进气道并联的设计需求，且调节方案结构形式简单，工程可实现性高。
Description
技术领域
本发明涉及宽速域飞行器领域，具体涉及一种并联式多模块组合动力空天飞行器的进气道方案。
背景技术
随着组合动力技术的快速发展，飞行器向宽速域、大空域飞行拓展，重复使用的空天往返飞行器成为航空航天融合发展最重要的趋势。为实现必要装载能力，空天飞行器起飞重量达到百吨级，需要发动机提供数十吨的推力。然而，发动机存在一个综合最优的尺度规模，单台发动机的推力不足，多模块发动机并联组合成为了必然的技术途径。此外，为了实现发动机在宽速域下具有高比冲的性能，不同类型的发动机必须进行高度一体化设计，即共用进气道和尾喷管。因此，进气道能否在宽速域下正常工作直接决定了组合动力的工作边界，其性能也直接影响飞行器与组合动力的一体化性能。
进气道置于飞行器上，飞行器上游壁面发展的边界层若进入进气道内，对进气道性能产生显著影响，甚至会不起动，导致发动机熄火。为了减弱边界层的影响，飞行器一般会采用隔道、放气系统等复杂的结构。由于鼓包进气道利用三维曲面压缩形成了展向压力梯度，具有边界层自排移的独特优势，在单点巡航飞行器中得到广泛应用。尽管鼓包进气道优势突出，但鼓包进气道的单级压缩、非规则压缩曲面、非平直唇口等特征，使得压缩型面无法调节导致工作速域窄，且难以满足并联多模块的设计需求，目前应用的宽速域进气道以多级二元压缩进气道为主。因此，需发展新型的进气道设计方法。
发明内容
发明目的：为解决上述问题，本发明提供了一种并联多模块宽速域鼓包可调进气道设计方法，实现了鼓包进气道工作范围的大幅拓宽，满足了宽速域和大推力飞行的需求。
技术方案：为实现上述目的，本发明采用的技术方案包括以下步骤：
1)根据飞行器总体参数，确定进气道捕获形状的上下边界和扇角，其中上边界约束为与锥导流场同圆心的圆弧；
2)选择高超声速域的典型马赫数、攻角零度作为进气道初始设计点，采用求解Taylor Maccoll方程或特征线法获得圆锥激波面对应的基准流场，通过流线追踪的方法由进气道捕获形状确定鼓包进气道压缩曲面，并按照最小阻力原则确定进气道唇罩；
3)根据肩部消波原理确定进气道喉道的位置，结合进气道喉道和燃烧室入口的高度确定进气道喉道下游的渐扩型面，形成鼓包进气道的基准方案；
4)设计进气道喉道高度调节和进气道唇罩前后移动的匹配调节方案，并依据总体设计要求的最小起动马赫数对应的流量捕获要求及膨胀区位置确定鼓包进气道压缩面的调节位置，调节位置上游为固定压缩面，调节位置下游为动态调节压缩面；动态调节压缩面通过靠近或远离进气道唇罩的方式实现进气道喉道高度调节；通过进气道唇罩前后移动调节进气道唇罩与圆锥激波面的距离以改变流量捕获系数；
5)根据总体设计要求的进气道模块数需求，按照扇角平均分割进气道；通过鼓包进气道压缩面调节位置与进气道唇口形成进气道隔板的前缘线；固定压缩面为一个整体并且被所有进气道模块共用；每个进气道模块对应一个独立的子动态调节压缩面，所有子动态调节压缩面组成动态调节压缩面；
6)将动态调节压缩面的起始曲线简化为直线段，并以直线段作为进气道喉道高度调节的旋转轴；将进气道喉道重构为与旋转轴平行的矩形平面，动态调节压缩面重构为等腰梯形或矩形的平面，继而完成进气道隔板的三维型面设计；
7)以动态调节压缩面起始位置的简化直线段和固定压缩面的前缘线重构固定压缩面，确保进气道喉道高度调节时鼓包进气道压缩面在旋转轴处是几何连续的；
8)根据不同马赫数下固定压缩面的诱导激波的位置和捕获流量系数的要求，确定各马赫数下进气道唇罩的位置；根据各马赫数对应的进气道内收缩比确定进气道喉道高度，从而确定并联多模块宽速域鼓包进气道的调节方案。
进一步的，所述扇角为进气道捕获形状两侧直线的夹角，与上边界圆弧的半径相互匹配以满足进气道捕获面积的要求，扇角取60度以内。
进一步的，所述上边界圆弧是进气道唇罩前缘的投影，圆弧与圆锥激波面同心，以确保进气道唇口在流向上为平直线。
进一步的，所述进气道的初始设计点选择马赫数6.0、攻角0度。
进一步的，所述基准流场是由进气道初始设计点马赫数和圆锥激波面的半锥角确定；其中，半锥角决定了气流经鼓包进气道压缩面的压缩强度和进气道外压缩段的长度，半锥角取22～30度。
进一步的，所述鼓包进气道压缩面是进气道捕获形状的下边界曲线完成流线追踪，即得到进气道最主要的外压缩曲面。
进一步的，所述进气道唇罩是由进气道捕获形状的上边界圆弧沿流向在圆锥激波面上投影得到进气道唇口，按照最小阻力的设计原则，进气道唇罩为单级压缩，即由进气道唇口沿流向拉伸构成唇罩内壁面；根据结构与热防护的可实现性确定进气道唇罩的外壁面，其中倒圆半径取0.5～1毫米，结构角取8～15度。
进一步的，所述进气道隔板的起始位置是流向平面与鼓包进气道压缩面的交线。
进一步的，所述前缘线与流向的夹角为进气道隔板的后掠角，该后掠角小于40度，若后掠角大于40度则将鼓包进气道压缩面的分割位置向前移动直至小于40度。
进一步的，所述膨胀区是在马赫数低于6.0，进气道喉道高度增大引起动态调节压缩面的角度减小时，于鼓包进气道压缩面分段点形成的；所述膨胀区在进气道唇罩的内部，由此确定鼓包进气道压缩面的分段点的位置。
有益效果：本发明较于现有技术，具有如下显著效果：通过唇口的约束设计、压缩曲面的简化重构、以及隔板侧向弱压缩匹配沿径向的宽度变化等措施，构建了与成熟的宽速域二元进气道相类似的调节方案，实现了鼓包进气道由单一工作点向宽工作边界拓展，并保留了鼓包进气道的边界层自排移特性。
附图说明
图1为本发明所述鼓包进气道外压缩段设计方法示意图。
图2为本发明所述鼓包进气道内压缩段设计方法示意图。
图3为本发明所述鼓包进气道调节方案原理示意图。
图4为本发明所述鼓包进气道多模块设计示意图。
图5为本发明所述多模块鼓包可调进气道示意图。
图6为本发明所述并联多模块鼓包进气道的调节方案示意图。
具体实施方式
本发明公开一种并联多模块宽速域鼓包可调进气道设计方法。请参阅图1至图6所示，下面对本发明设计方法的详细实施步骤进行叙述。
1、如图1所示，根据飞行器总体参数，如飞行速域、捕获面积、进气道在飞行器机体上的安装位置，确定进气道捕获形状1的上下边界(曲线AB、CD)和扇角θ。
进气道捕获形状1的下边界AB段是曲线EF的中间部分，曲线EF是鼓包进气道压缩面2与飞行器机体的相交线EˊFˊ的投影；对于鼓包进气道飞行器前体下表面多设计为平面，即相交线EˊFˊ为直线。
进气道捕获形状1的上边界圆弧CD是进气道唇罩3前缘(即唇口CˊDˊ曲线)的投影，上边界圆弧CD应与圆锥激波面4同心，以确保进气道唇口CˊDˊ在流向上为平直线，即不存在前掠或后掠，为多模块设计奠定基础。
进气道捕获形状1两侧的直线BC与直线AD的夹角为扇角θ，和曲线CD的半径(即进气道唇口CˊDˊ的高度)相互匹配以满足进气道捕获面积的要求，其中扇角θ取60度以内。
2、如图2所示，选择高超声速域典型马赫数、攻角零度作为进气道初始设计点，采用求解Taylor Maccoll方程或特征线法获得圆锥激波面4对应的基准流场，通过流线追踪的方法由进气道捕获形状1确定鼓包进气道压缩曲面2，并按照最小阻力原则确定进气道唇罩3。
确定进气道初始设计点，由于马赫数6.0以上激波系变化较小，进气道在更高马赫数下可正常工作，并且空天飞行器长前体对自由来流具有整流作用，飞行攻角对进气道入口流场影响较小，所以初始设计点选择马赫数6.0、攻角0度。
确定圆锥激波面4对应的基准流场，基准流场由进气道初始设计点马赫数和圆锥激波面4的半锥角θS确定，其中，半锥角θS决定了气流经鼓包进气道压缩面2的压缩强度和进气道外压缩段的长度，半锥角θS取22～30度。
确定鼓包进气道压缩面2，由进气道捕获形状1的下边界曲线AB完成流线追踪，即可得到进气道最主要的外压缩曲面，但便于与飞行器前体一体化设计，一般采用曲线EF进行流线追踪得到完整的鼓包进气道压缩面2。
确定进气道唇罩3，由进气道捕获形状1的上边界圆弧CD沿流向在圆锥激波面4上投影得到进气道唇口CˊDˊ，按照最小阻力的设计原则，进气道唇罩3一般为单级压缩，即由唇口CˊDˊ沿流向拉伸构成进气道唇罩3内壁面。根据结构与热防护的可实现性确定进气道唇罩3的外壁面，其中倒圆半径取0.5～1毫米，结构角取8～15度。
3、根据消波原理确定进气道喉道5，结合进气道喉道5和燃烧室入口高度确定渐扩型面，形成鼓包进气道基准方案。
根据初始设计点马赫数Ma∞、圆锥激波面4的半锥角θS，求解Taylor Maccoll方程确定激波后马赫数Ma2和气流偏角δ。
由于进气道唇罩3与来流方向一致，气流在进气道唇罩3的诱导激波6下进行第二次压缩，气流再次偏转δ；根据斜激波关系式则可确定诱导激波6的角度θC，即确定了诱导激波6的位置。
在进气道纵向对称面OOˊGH上，获得诱导激波6与鼓包进气道压缩面2的交点，过该交点的流向平面与鼓包进气道压缩面2的相交线，就是进气道喉道5的起始位置，诱导激波6与在该处形成的膨胀波相互抵消，从相交线沿流向向后拉伸，与进气道唇罩3构成的等直段就是进气道喉道5，进气道喉道5的长度取喉道高度ht的1～2倍。
根据发动机燃烧室设计提供的入口高度h3，在进气道喉道5下游设计一段渐扩型面。至此，确定了鼓包进气道的基准方案。
4、如图3所示，设计进气道喉道5的高度、进气道唇罩3的前后移动的匹配调节方案，并依据组合发动机要求的最小起动马赫数，确定鼓包进气道压缩面2的调节位置；最小起动马赫数为马赫2.0～2.5，低于该马赫数时为涡轮或火箭引射模态，进气道不起动仍可以正常工作，因此鼓包可调进气道的工作范围可以拓展到马赫数0～6+。
进气道唇罩3设计为前后移动的调节方式，通过调节进气道唇罩3与圆锥激波面4的距离可以改变流量捕获系数，距离越大流量捕获系数越低。依据飞行器总体设计提出的进气道起动马赫数对应的流量捕获系数要求，可确定进气道唇罩3的最前端位置。
进气道内收缩比(h2/ht)决定了进气道能否起动、正常工作，飞行马赫数越低，内收缩比要求越小。设计滑块前后移动驱动平行双连杆机构7可以调节进气道喉道5的高度，实现内收缩比h2/ht的宽范围调节，即可解决进气道的宽域工作难题。
与二元可调进气道不同，鼓包进气道需要人为构建调节型面，且单一的压缩角不具备调节的前提。本发明选取S点将鼓包进气道压缩面2打断，S点上游为固定压缩面8，S点下游为动态调节压缩面9；在低于设计马赫数时，进气道喉道5高度增大，引起动态调节压缩面9的角度减小，在S点处形成膨胀区10，进气道外压缩段产生膨胀区10对性能是极不利的，为了保证进气道具有较高的总压恢复性能，膨胀区10必须在内压缩段，即在唇罩3的内部，由此可以确定进气道压缩面2的分段S点的位置。
因此，鼓包进气道的调节，动态调节压缩面9和进气道唇罩3必须相互配合。
5、如图4所示，根据总体论证确定的进气道模块数需求，按照扇角平均分割进气道，过S点的流向平面与鼓包进气道压缩面2的交线MN为进气道隔板11的起始位置，从曲线MN出发与唇口CˊDˊ的连线形成了进气道隔板11的前缘线，与流向的夹角θi为隔板的后掠角，后掠角小于40度。若后掠角太大将鼓包进气道压缩面2的分割位置S点向前移动；曲线MN上游为所有进气道模块共用的固定压缩面8、下游经隔板11的分割形成各进气道模块独立的动态调节压缩面9。
6、将动态调节压缩面9的起始曲线MN简化为直线段MI、IS、SJ、JN，并以此为进气道喉道5高度调节的旋转轴；将进气道喉道5重构为与旋转轴平行的平面，结合进气道隔板11结构厚度要求确定进气道喉道5的宽度；由旋转轴和重构进气道喉道5，将动态调节压缩面9重构为等腰梯形或矩形的平面后完成隔板11的型面设计；由于鼓包进气道沿径向半径越大曲线越宽，所以进气道隔板11通过微弱的侧向压缩匹配旋转轴与进气道喉道5的宽度，对应动态调节压缩面9的部分则是通过上下不等厚的壁面来匹配。
7、如图5所示，动态调节压缩面9起始位置的简化直线段和鼓包进气道压缩面2的前缘曲线A′B′重构固定压缩面8。
8、根据不同马赫数固定压缩面8的诱导激波6的位置和捕获流量系数要求，确定各马赫数下的进气道唇罩3的位置；在此基础上，根据各马赫数下的内收缩比h2/ht确定进气道喉道5的高度。这样就确定了并联多模块宽速域鼓包进气道的调节方案。
Claims (10)
1.一种并联多模块宽速域鼓包可调进气道设计方法，其特征在于，包括以下步骤：
1)根据飞行器总体参数，确定进气道捕获形状(1)的上下边界和扇角，其中上边界约束为与锥导流场同圆心的圆弧；
2)选择高超声速域的典型马赫数、攻角零度作为进气道初始设计点，采用求解TaylorMaccoll方程或特征线法获得圆锥激波面(4)对应的基准流场，通过流线追踪的方法由进气道捕获形状(1)确定鼓包进气道压缩曲面(2)，并按照最小阻力原则确定进气道唇罩(3)；
3)根据肩部消波原理确定进气道喉道(5)的位置，结合进气道喉道(5)和燃烧室入口的高度确定进气道喉道(5)下游的渐扩型面，形成鼓包进气道的基准方案；
4)设计进气道喉道(5)高度调节和进气道唇罩(3)前后移动的匹配调节方案，并依据总体设计要求的最小起动马赫数对应的流量捕获要求及膨胀区(10)位置确定鼓包进气道压缩面(2)的调节位置，调节位置上游为固定压缩面(8)，调节位置下游为动态调节压缩面(9)；动态调节压缩面(9)通过靠近或远离进气道唇罩(3)的方式实现进气道喉道(5)高度调节；通过进气道唇罩(3)前后移动调节进气道唇罩(3)与圆锥激波面(4)的距离以改变流量捕获系数；
5)根据总体设计要求的进气道模块数需求，按照扇角平均分割进气道；通过鼓包进气道压缩面(2)调节位置与进气道唇口形成进气道隔板(11)的前缘线；固定压缩面(8)为一个整体并且被所有进气道模块共用；每个进气道模块对应一个独立的子动态调节压缩面，所有子动态调节压缩面组成动态调节压缩面(9)；
6)将动态调节压缩面(9)的起始曲线简化为直线段，并以直线段作为进气道喉道(5)高度调节的旋转轴；将进气道喉道(5)重构为与旋转轴平行的矩形平面，动态调节压缩面(9)重构为等腰梯形或矩形的平面，继而完成进气道隔板(11)的三维型面设计；
7)以动态调节压缩面(9)起始位置的简化直线段和固定压缩面(8)的前缘线重构固定压缩面(8)，确保进气道喉道(5)高度调节时鼓包进气道压缩面(2)在旋转轴处是几何连续的；
8)根据不同马赫数下固定压缩面(8)的诱导激波(6)的位置和捕获流量系数的要求，确定各马赫数下进气道唇罩(3)的位置；根据各马赫数对应的进气道内收缩比确定进气道喉道(5)高度，从而确定并联多模块宽速域鼓包进气道的调节方案。
2.根据权利要求1所述的并联多模块宽速域鼓包可调进气道设计方法，其特征在于，所述扇角为进气道捕获形状(1)两侧直线的夹角，与上边界圆弧的半径相互匹配以满足进气道捕获面积的要求，扇角取60度以内。
3.根据权利要求1所述的并联多模块宽速域鼓包可调进气道设计方法，其特征在于，所述上边界圆弧是进气道唇罩(3)前缘的投影，圆弧与圆锥激波面(4)同心，以确保进气道唇口在流向上为平直线。
4.根据权利要求1所述的并联多模块宽速域鼓包可调进气道设计方法，其特征在于，所述进气道初始设计点选择马赫数6.0、攻角0度。
5.根据权利要求1所述的并联多模块宽速域鼓包可调进气道设计方法，其特征在于，所述基准流场是由进气道初始设计点马赫数和圆锥激波面(4)的半锥角确定；其中，半锥角决定了气流经鼓包进气道压缩面(2)的压缩强度和进气道外压缩段的长度，半锥角取22～30度。
6.根据权利要求1所述的并联多模块宽速域鼓包可调进气道设计方法，其特征在于，所述鼓包进气道压缩面(2)是进气道捕获形状(1)的下边界曲线完成流线追踪，即得到进气道最主要的外压缩曲面。
7.根据权利要求1所述的并联多模块宽速域鼓包可调进气道设计方法，其特征在于，所述进气道唇罩(3)是由进气道捕获形状(1)的上边界圆弧沿流向在圆锥激波面(4)上投影得到进气道唇口，按照最小阻力的设计原则，进气道唇罩(3)为单级压缩，即由进气道唇口沿流向拉伸构成唇罩内壁面；根据结构与热防护的可实现性确定进气道唇罩(4)的外壁面，其中倒圆半径取0.5～1毫米，结构角取8～15度。
8.根据权利要求1所述的并联多模块宽速域鼓包可调进气道设计方法，其特征在于，所述进气道隔板(11)的起始位置是流向平面与鼓包进气道压缩面(2)的交线。
9.根据权利要求1所述的并联多模块宽速域鼓包可调进气道设计方法，其特征在于，所述前缘线与流向的夹角为进气道隔板(11)的后掠角，该后掠角小于40度，若后掠角大于40度则将鼓包进气道压缩面(2)的分割位置向前移动直至小于40度。
10.根据权利要求1所述的并联多模块宽速域鼓包可调进气道设计方法，其特征在于，所述膨胀区(10)是在马赫数低于6.0，进气道喉道(5)高度增大引起动态调节压缩面(9)的角度减小时，于鼓包进气道压缩面(2)分段点形成的；所述膨胀区(10)在进气道唇罩(3)的内部，由此确定鼓包进气道压缩面(2)的分段点的位置。
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