CN107089341B - 与飞行器一体化的高超声速进气道外压缩面设计方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种与飞行器一体化的高超声速进气道外压缩面设计方法，通过采用一体化约束下的进气道总体设计参数分析、与前体匹配时的进气道外部压缩型面设计、前体两侧型面设计、进气道外部压缩面与前体的三维分析与调整设计等总体设计流程，该设计方法能够快速完成进气道外部压缩型面、前体过渡型面和前体背部型面的设计，且同时满足进气道和飞行器前体的内外流气动特性要求。通过引入相关修正角度和激波形状经验公式，该设计方法可考虑前体前缘弧线、前体前缘倒圆等因素对进气道外部压缩型面配波设计的影响。该设计方法还给出了依据三维仿真结果对进气道外部压缩面设计结果的具体调整方法。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器设计领域，尤其是一种高超声速进气道的设计方法。
背景技术
高超声速进气道承担着捕获来流、压缩来流并向燃烧室提供所需流量、品质气流的功能，其工作效率及运行能力是涉及到发动机能否有效工作的关键环节。另一方面，高超声速进气道外部压缩面作为飞行器气动力及力矩的重要贡献部分，其升阻力特性也对飞行器的运载能力、操控性能等起着举足轻重的作用。
根据进气道与前体的布局以及压缩面形状，高超声速进气道一般可以分为腹部进气、两侧进气和头部进气三大类，其中腹部进气布局是当前国际上各类高超声速试飞器乐于采用的主流方案，如美国的X-43A和X-51A、德国的JAPHAR，法国的LEA等飞行器。从当前已研究的方案来看，腹部进气布局进气道/前体方案的具体形式多样，例如：根据飞行器前体的前缘形状，可分为平直前缘、弧形前缘、尖前缘等形式；根据压缩面的特点，又可分为二元压缩面、部分锥形压缩面、乘波压缩面等形式；而根据进气道的侧板形式，则又可分为平直侧板、后掠侧板、前掠侧板等方案。
鉴于腹部进气布局的高超声速进气道外部压缩型面对推进系统与飞行器内外流特性等的影响层面广，且设计过程中需要考虑的因素和参数也较多，为此急需要发展一种与飞行器前体一体化的腹部高超声速进气道外部压缩面设计方法。
发明内容
本发明提供一种适用于腹部进气布局，与飞行器前体一体化的高超声速进气道外部压缩面设计方法，能够快速完成进气道外部压缩型面、前体过渡型面和前体背部型面的设计，且同时满足进气道和飞行器前体的内外流气动特性要求。
为达到上述目的，本发明的与飞行器前体一体化的腹部高超声速进气道外部压缩面设计方法可采用如下技术方案：
一种与飞行器前体一体化的腹部高超声速进气道外部压缩面设计方法，该设计方法的设计对象包括进气道、飞行器本体两侧的平台、进气道外部压缩面，进气道包括内通道、位于内通道两侧的内通道侧板、内通道进口、位于内通道进口及内通道之间的喉道、形成内通道进口的唇罩；所述外部压缩面包括依次连接的一级压缩面、二级压缩面、三级压缩面，其中三级压缩面与内通道进口相接作为内通道进口的上游压缩面；所述飞行器前体在二级压缩面和三级压缩面的两侧具有垂直过渡型面；飞行器本体两侧的平台与垂直过渡型面相接处形成台阶面状的水平过渡型面；
该设计方法包括如下步骤：
(1.1)、根据飞行器总体给出的巡航马赫数M0、巡航攻角α、巡航高度H以及流量需求并预计进气道的流量捕获系数Φ及内通道放气比例ωbleed，计算进气道捕获面的面积Acap；
(1.2)、根据进气道喉道三级压缩面的长度、宽度约束，确定出进气道捕获面的宽高比范围；
(1.3)、根据发动机总体提出的喉道马赫数Mth需求，预计进气道的总面积收缩比Arcont以及所需完成的气流总偏转角δtot，确定出进气道喉道的面积Ath；
(1.4)、选择进气道外部压缩面的配波形式，包括多级斜激波压缩、部分等熵波压缩、弯曲激波压缩三类；
(1.5)、对进气道外部压缩面进行配波设计，配波设计在巡航工况下按照斜激波及等熵波关系式进行，并使进气道压缩波系相交于唇罩前缘，据此确定外部压缩型线；
(1.6)、将外部压缩型线沿展向拉伸进气道捕获面的宽度，形成初始压缩面，利用进气道前缘线对初始压缩面进行裁剪，去掉前缘线以外的部分，即得进气道的外部压缩型面；前缘线在一级压缩面的后端结束，并且从二级压缩面开始，压缩型面的宽度沿流向逐渐收缩，直至在内通道进口达到与其等宽；
(1.7)、以进气道的外部压缩型面为基础，将外部压缩型面沿展向进一步拉伸至总体给定的前体最大宽度，形成初始的非捕获型压缩面；
(1.8)、采用前缘线对非捕获压缩型面进行裁剪，去掉前缘线以外的部分；
(1.9)、设计水平过渡型面，水平过渡型面起始于一级压缩面末端两侧的角点，而后宽度逐渐增加，直至与飞行器本体两侧的平台融合；
(1.10)、垂直过渡型面为广义三角形，该广义三角形包括第一边、第二边与第三边，第一边为二级、三级压缩面的两侧侧棱，第二边与内通道侧板的前缘重合，而第三边则位于水平过渡型面上；该广义三角形的构造通过将第一边、第二边沿竖直方向拉伸，直至与水平过渡型面相交得到，或者通过利用第二边沿第一边进行扫掠得到；
(1.11)、设计前体背部的非压缩型面；背部非压缩型面的起始倾角小于10°；并对前缘线两侧型面进行倒圆处理。
有益效果：本发明的设计方法能够快速完成进气道外部压缩型面、前体过渡型面和前体背部型面的设计，且同时满足进气道和飞行器前体的内外流气动特性要求。通过引入相关修正角度和激波形状经验公式，该设计方法可考虑前体前缘弧线、前体前缘倒圆等因素对进气道外部压缩型面配波设计的影响。
附图说明
图1是本发明与飞行器前体一体化的腹部矩形高超声速进气道设计方法的设计对象示意图。
图2是本发明一种与飞行器前体一体化的腹部矩形高超声速进气道设计方法的设计对象沿流向投影视图。
图3是高超声速进气道外压缩面的三种配波形式示意图：图3(a)为多级斜激波压缩形式；图3(b)为部分等熵波压缩形式；图3(c)弯曲激波压缩形式。
图4是进气道外部压缩面前缘倒圆的激波形状经验公式坐标系定义示意图。
图5是本发明与飞行器前体一体化的腹部矩形高超声速进气道设计方法的设计过程示意图。
具体实施方式
本发明公开了一种与飞行器前体一体化的腹部高超声速进气道外部压缩面设计方法。
其中，在该具体实施方式中所引用的斜激波关系式记载于《流体动力学》，张堃元等，科学出版社，2017年版。
请参阅图1～图5，其包括以下具体的设计步骤：
1、根据飞行器总体给出的巡航马赫数、巡航攻角、巡航高度以及流量需求，并预计进气道1的流量捕获系数及内通道2放气比例，计算进气道捕获面3的面积。具体的为，根据飞行器总体给出的巡航马赫数M0、巡航攻角α、巡航高度H以及流量需求并预计进气道1的流量捕获系数Φ及内通道2放气比例ωbleed，计算进气道捕获面3的面积Acap；流量捕获系数Φ取值为0.96～0.99，放气比例ωbleed取值为1％；捕获面3的面积Acap的计算公式为：ρ0、c0分别为巡航高度H处的大气密度和声速。
2、根据进气道喉道4三级压缩面5的长度、宽度约束，便可确定出进气道捕获面3的宽高比范围。具体的为，根据进气道外部压缩面的长度约束Lmax、宽度约束Wmax，则进气道捕获面3的宽度Wcap、高度Hcap取值范围为：
Wcap≤Wmax、Acap/Wmax≤Hcap≤Lmax·tgβ；
进气道捕获面(3)的宽高比Wcap/Hcap取值范围为：
Acap/(Lmax·tgβ)2≤Wcap/Hcap≤Wmax 2/Acap；
β为一级压缩面12的激波角。
3、根据发动机总体提出的喉道马赫数需求，计算进气道的总面积收缩比以及所需完成的气流总偏转角度，确定出进气道喉道4的面积。并且，依据进气道捕获面3的宽度，初步确定出进气道喉道4的宽度和高度。具体的为，根据发动机总体提出的喉道马赫数Mth需求，预计进气道的总面积收缩比Arcont以及所需完成的气流总偏转角δtot，确定出进气道喉道4的面积Ath，确定出进气道喉道4的面积Ath的步骤为：
a.气流从M0开始，连续经过5道相同尖劈角δ诱导的斜激波，根据斜激波关系式计算得第5道斜激波后的马赫数M’和总压恢复系数σ’。尖劈角δ的初值取8°；
b.若马赫数M’>Mth，则增大尖劈角δ，反之，则减小尖劈角δ；回上一步重新计算；
c.进气道的总面积收缩比Arcont为：Arcont＝0.6·σ'·q(Mth)/q(M0)
进气道喉道4的面积Ath为：Ath＝Acap/Arcont
气流总偏转角δtot为：δtot＝5δ
e.确定进气道喉道4的宽度Wth＝Wcap，高度Hth＝Ath/Wth。
4、选择进气道外部压缩面6的配波形式。配波形式主要有多级斜激波压缩、部分等熵波压缩、弯曲激波压缩三类，且各有优势。选取依据如下：
(1)、初期方案研究，或性能指标要求不高，且无流动控制措施，采用多级斜激波压缩；
(2)、方案优化阶段，或对总压恢复系数要求较高，且允许采用流动控制措施，采用部分等熵压缩配波；
(3)、方案优化阶段，或对低马赫数流量系数要求较高，且允许内通道采用流动控制措施时，则采用弯曲激波压缩配波。
5、对进气道外部压缩面6进行具体的配波设计。配波设计在巡航工况下按照斜激波及等熵波关系式进行，并使进气道压缩波系7相交于唇罩前缘8，据此确定外部压缩型线18，步骤包括：
(1)、按照巡航点的来流马赫数、喉道马赫数要求计算所需的气流总偏转角度。
(2)、针对进气道肩部膨胀扇9、压缩面局部等熵波10等因素对气流总偏转角度进行修正。
(3)、减去配波攻角，再按照进气道外部压缩面6和唇罩压缩面11平分的原则，确定出进气道外部压缩面的总偏转角度。
(4)、按照等波强原则配置进气道外部压缩面的一级压缩面12角度，若其符合前体长度的约束条件，则可不做改动，反之则按照前体要求的最大长度确定出第一级斜激波的激波角，而后再反求第一级压缩角。一级压缩面12倾角的取值范围在7°～11°之间。
(5)、对一级压缩面12的前缘13进行倒圆处理，并根据此时的第一级斜激波14形状进行调整，使其与唇罩前缘8的相对位置保持不变。前端倒圆后的第一级斜激波14形状采用以下经验公式计算：
其中R为倒圆15的半径，Δ为脱体激波16的离壁距离，Rc为脱体激波16头部的曲率半径，θ为不倒圆情况下附体激波的激波角。
(6)、若进气道压缩面前缘线17为弧线，则对第一级斜激波14的波角作进一步修正。前体前缘17的型线采用超越椭圆(x/a)n+(z/b)n＝1进行描述。一般，第一级斜激波14的倾角下降幅度在0.5°～1.0°之间，若a/b取值较大、n取值较小(及弧形前缘越细长)，下降幅度取较大值。
(7)、开展进气道压缩型线18的后续配波设计。首先，确定进气道压缩波系7汇聚点相对于唇罩前缘8的位置Δxc和Δyc，为了避免在唇罩前缘产生激波/激波干扰现象，应将前者取正值而将后者取负值，且取值为进气道捕获高度的1％。而后，根据当前压缩波上游的马赫数和物面偏转角度，确定出当前压缩波的角度，则从波系汇聚点画出该压缩波，可确定出与物面的交点。采用逐步推进的方法，完成后续各压缩波系的设计。
6、将上述压缩型线18沿展向拉伸进气道捕获面3的宽度，利用进气道前缘线17对其进行裁剪，并对前缘线17进行倒圆处理，即得进气道的外部压缩型面6。前缘线17在一级压缩面12的后端结束，并且从第二级压缩面19开始，压缩型面的宽度沿流向逐渐收缩，直至在内通道进口20达到与其等宽。
7、以进气道的外部压缩型面6为基础，将其沿展向进一步拉伸至总体给定的前体最大宽度，形成初始的非捕获型压缩面21。
8、采用前缘线17对非捕获压缩型面21进行裁剪。
9、设计水平过渡型面22。水平过渡型面22起始于一级压缩面12末端两侧的角点23，而后宽度逐渐增加，并以较小的倾角延伸，直至与飞行器本体两侧的平台融合24。根据飞行器纵向气动力和力矩系数的调节需求，水平过渡型面22的局部倾角还可在一定的范围内变化。
10、垂直过渡型面25为广义三角形，该广义三角形包括第一边、第二边与第三边，第一边为二级、三级压缩面的两侧侧棱26，第二边与内通道侧板27的前缘28重合，而第三边29则位于水平过渡型面上。该广义三角形的构造可以通过将第一边、第二边沿竖直方向拉伸，直至与水平过渡型面22相交得到，也可以利用第二边沿第一边进行扫掠得到。
11、设计前体背部的非压缩型面29。为了避免导致较大的气动阻力，背部非压缩型面的起始倾角一般小于10°。
12、对进气道外部压缩面6及前体周围的流场进行三维粘性仿真分析，并根据获得的仿真结果按照以下不达标项及对应方法进行设计调整：
(1)、前体配波不准确，压缩波系7组织不合理
根据三维仿真获得的前体激波实际波角，调整配波设计。
(2)、设计点捕获流量不达标
可以采取：调整进气道捕获面3的面积、调整内通道2的放气量、改变内通道两侧侧板27的前掠和后掠形式等。
(3)、非设计点捕获流量不达标
可以采取：改变外部压缩波系7的配置方式，如采用弯曲激波压缩形式；改变前体波系配置参数，如降低波系封口马赫数等。
(4)、喉道马赫数不达标
可以采取：调整进气道的总收缩比；调整进气道的总气流偏转角等。
另外，本发明的具体实现方法和途径很多，以上所述仅是本发明的优选实施方式。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。本实施例中未明确的各组成部分均可用现有技术和理论加以实现。
Claims (5)
1.一种与飞行器前体一体化的腹部高超声速进气道外部压缩面设计方法，其特征在于，该设计方法的设计对象包括进气道(1)、飞行器本体两侧的平台(24)、进气道外部压缩面(6)，进气道(1)包括内通道(2)、位于内通道两侧的内通道侧板(27)、内通道进口(20)、位于内通道进口(20)及内通道(2)之间的喉道(4)、形成内通道进口的唇罩；所述外部压缩面(6)包括依次连接的一级压缩面(12)、二级压缩面(19)、三级压缩面(5)，其中三级压缩面(5)与内通道进口相接作为内通道进口的上游压缩面；所述飞行器前体在二级压缩面和三级压缩面的两侧具有垂直过渡型面(25)；飞行器本体两侧的平台(24)与垂直过渡型面(25)相接处形成台阶面状的水平过渡型面(22)；
该设计方法包括如下步骤：
(1.1)、根据飞行器总体给出的巡航马赫数M0、巡航攻角α、巡航高度H以及流量需求并预计进气道(1)的流量捕获系数Φ及内通道(2)放气比例ωbleed，计算进气道捕获面(3)的面积Acap；
(1.2)、根据进气道喉道(4)三级压缩面(5)的长度、宽度约束，确定出进气道捕获面(3)的宽高比范围；
(1.3)、根据发动机总体提出的喉道马赫数Mth需求，预计进气道的总面积收缩比Arcont以及所需完成的气流总偏转角δtot，确定出进气道喉道(4)的面积Ath；
(1.4)、选择进气道外部压缩面(6)的配波形式，包括多级斜激波压缩、部分等熵波压缩、弯曲激波压缩三类；
(1.5)、对进气道外部压缩面(6)进行配波设计，配波设计在巡航工况下按照斜激波及等熵波关系式进行，并使进气道压缩波系(7)相交于唇罩前缘(8)，据此确定外部压缩型线(18)；
(1.6)、将外部压缩型线(18)沿展向拉伸进气道捕获面(3)的宽度，形成初始压缩面(31)，利用进气道前缘线(17)对初始压缩面(31)进行裁剪，去掉前缘线(17)以外的部分，即得进气道的外部压缩型面(6)；前缘线(17)在一级压缩面(12)的后端结束，并且从二级压缩面(19)开始，压缩型面的宽度沿流向逐渐收缩，直至在内通道进口(20)达到与其等宽；
(1.7)、以进气道的外部压缩型面(6)为基础，将外部压缩型面(6)沿展向进一步拉伸至总体给定的前体最大宽度，形成初始的非捕获型压缩面(21)；
(1.8)、采用前缘线(17)对非捕获压缩型面(21)进行裁剪，去掉前缘线(17)以外的部分；
(1.9)、设计水平过渡型面(22)，水平过渡型面(22)起始于一级压缩面(12)末端两侧的角点(23)，而后宽度逐渐增加，直至与飞行器本体两侧的平台(24)融合；
(1.10)、垂直过渡型面(25)为广义三角形，该广义三角形包括第一边、第二边与第三边，第一边为二级、三级压缩面的两侧侧棱(26)，第二边与内通道侧板(27)的前缘(28)重合，而第三边(29)则位于水平过渡型面上；该广义三角形的构造通过将第一边、第二边沿竖直方向拉伸，直至与水平过渡型面(22)相交得到，或者通过利用第二边沿第一边进行扫掠得到；
(1.11)、设计前体背部的非压缩型面(30)；背部非压缩型面的起始倾角小于10°；并对前缘线(17)两侧型面进行倒圆处理；
步骤(1.5)中，进气道外部压缩面(6)的配波设计步骤包括
(3.1)、按照巡航点的来流马赫数、喉道马赫数要求计算所需的气流总偏转角δtot，同步骤(1.3)；
(3.2)、针对进气道肩部膨胀扇(9)、压缩面局部等熵波(10)因素对气流总偏转角度进行修正，获得δtot，cor：
a.针对肩部膨胀扇(9)，气流总偏转角度δtot应增加1°～3°，若唇罩激波(32)入射在肩部膨胀扇(9)范围内，则修正角度取较小值，反之则取较大值；
b.若外部压缩面使用了局部等熵波(10)，则气流总偏转角度δtot应增加1°；
(3.3)、减去巡航攻角α，再按照进气道外部压缩面(6)和唇罩压缩面(11)平分的原则，确定出进气道外部压缩面的总偏转角度δext，即：δext＝(δtot，cor–α)/2；
(3.4)、按照等波强原则配置进气道外部压缩面的一级压缩面(12)角度，若一级压缩面(12)角度符合前体长度的约束条件，则不做改动，若一级压缩面(12)角度不符合前体长度的约束条件，则按照前体要求的最大长度确定出第一级斜激波的激波角β1＝sin-1(Hcap/Lmax)；而后再根据M0和β1，按照斜激波关系式反求第一级压缩角；一级压缩面(12)倾角的取值范围在7°～11°之间；
(3.5)、对一级压缩面(12)的前缘(13)进行倒圆处理，并根据此时的第一级斜激波(14)形状进行调整，使第一级斜激波(14)与唇罩前缘(8)的相对位置保持不变；前端倒圆后的第一级斜激波(14)形状采用以下经验公式计算：
其中R为倒圆(15)的半径，Δ为脱体激波16的离壁距离，Rc为脱体激波(16)头部的曲率半径，θ为不倒圆情况下附体激波的激波角；
(3.6)、若进气道压缩面前缘线(17)为弧线，则对第一级斜激波(14)的波角作进一步修正，前体前缘(17)的型线采用超越椭圆(x/a)n+(z/b)n＝1进行描述；第一级斜激波(14)的倾角下降幅度在0.5°～1.0°之间，若a/b取值较大、n取值较小，即弧形前缘越细长，下降幅度取较大值；
(3.7)、开展进气道压缩型线(18)的后续配波设计；首先，确定进气道压缩波系(7)汇聚点相对于唇罩前缘(8)的位置Δxc和Δyc，Δxc取正值而Δyc取负值，且两者的绝对值均为进气道捕获高度的1％；而后，根据当前压缩波上游的马赫数和压缩面偏转角度，确定出当前压缩波的角度，则从波系汇聚点画出该压缩波，确定出该压缩波和压缩面的交点与物面的交点。
2.根据权利要求1所述的与飞行器前体一体化的腹部高超声速进气道外部压缩面设计方法，其特征在于：步骤(1.4)中，进气道外部压缩面(6)的配波形式选取依据如下，
(2.1)、初期方案研究，或性能指标要求不高，且无流动控制措施，采用多级斜激波压缩；
(2.2)、方案优化阶段，或对总压恢复系数要求较高，且允许采用流动控制措施，采用部分等熵压缩配波；
(2.3)、方案优化阶段，或对低马赫数流量系数要求较高，且允许内通道采用流动控制措施时，则采用弯曲激波压缩配波。
3.根据权利要求1所述的与飞行器前体一体化的腹部高超声速进气道外部压缩面设计方法，其特征在于，步骤(1.1)中，流量捕获系数Φ取值为0.96～0.99，放气比例ωbleed取值为1％；捕获面(3)的面积Acap的计算公式为：ρ0、c0分别为巡航高度H处的大气密度和声速。
4.根据权利要求1所述的与飞行器前体一体化的腹部高超声速进气道外部压缩面设计方法，其特征在于，步骤(1.2)中，根据进气道外部压缩面的长度约束Lmax、宽度约束Wmax，则进气道捕获面(3)的宽度Wcap、高度Hcap取值范围为：
Wcap≤Wmax、Acap/Wmax≤Hcap≤Lmax·tgβ；
进气道捕获面(3)的宽高比Wcap/Hcap取值范围为：
Acap/(Lmax·tgβ)2≤Wcap/Hcap≤Wmax 2/Acap；
β为一级压缩面(12)的激波角。
5.根据权利要求1所述的与飞行器前体一体化的腹部高超声速进气道外部压缩面设计方法，其特征在于，步骤(1.3)中，确定出进气道喉道(4)的面积Ath的步骤为：
a.气流从M0开始，连续经过5道相同尖劈角δ诱导的斜激波，根据斜激波关系式计算得第5道斜激波后的马赫数M’和总压恢复系数σ’；尖劈角δ的初值取8°；
b.若马赫数M’>Mth，则增大尖劈角δ，反之，则减小尖劈角δ；回上一步重新计算；
c.进气道的总面积收缩比Arcont为：Arcont＝0.6·σ'·q(Mth)/q(M0)
进气道喉道(4)的面积Ath为：Ath＝Acap/Arcont
气流总偏转角δtot为：δtot＝5δ
e.确定进气道喉道(4)的宽度Wth＝Wcap，高度Hth＝Ath/Wth。
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