圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及飛行器，尤其是涉及一種圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道一體 化設(shè)計(jì)方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 臨近空間高超聲速遠(yuǎn)程機(jī)動(dòng)飛行器的研究是臨近空間飛行器發(fā)展的重中之重。以 美國、俄羅斯為代表的世界強(qiáng)國都在大力推進(jìn)各自的高超聲速飛行研制計(jì)劃（Joseph，M. H,James S.M. Richard C.Μ. , The Χ-51Α Scramjet Engine Flight Demonstration Program, 15th AIAA International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference, 2008)。自20世紀(jì)60年代以來，大量研究充分證明，實(shí)現(xiàn)臨近 空間飛行的關(guān)鍵在于推進(jìn)系統(tǒng)與飛行器機(jī)體的一體化設(shè)計(jì)。
[0003] 在高超聲速飛行領(lǐng)域，許多學(xué)者都對(duì)各類一體化方案進(jìn)行了深入研究，其中Peter F. Covell, K. Kontis, A. Reggiori等學(xué)者主要對(duì)無進(jìn)氣道情況下圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器 的升阻特性、攻角特性及翼型布局等方面進(jìn)行了研究。研究認(rèn)為，圓錐構(gòu)型高超聲速飛行 器具有結(jié)構(gòu)簡單、進(jìn)氣道捕獲面積大與容積率大等優(yōu)點(diǎn)。尤延鋮等（尤延鋮，梁德旺，郭 榮偉，等.高超聲速三維內(nèi)收縮式進(jìn)氣道/乘波前體一體化設(shè)計(jì)研究評(píng)述[J].力學(xué)進(jìn) 展，2009, 39:513-525. DOI :doi: 10. 6052/1000-0992-2009-5-J2008-094)詳細(xì)論述 了三維 內(nèi)收縮式進(jìn)氣道優(yōu)于各類典型高超聲速進(jìn)氣道的總體性能優(yōu)勢，如具有等熵壓縮比重大、 壓縮效率高且理論上保證了設(shè)計(jì)狀態(tài)進(jìn)氣道全流量捕獲、低馬赫數(shù)狀態(tài)進(jìn)氣道自動(dòng)溢流 等，并提出三維內(nèi)收縮式進(jìn)氣道與乘波前體的"雙乘波"一體化設(shè)計(jì)可能為高超聲速研究帶 來新的變革。而 Rowan J. Gollan 與 Michael K. Smart (Gollan R J, Smart M K. Design of Modular Shape-Transition Inlets for a Conical Hypersonic Vehicle[J]. Journal of Propulsion&Power, 2013, 29(4) :832-838)雖在2013年將三維內(nèi)收縮式進(jìn)氣道與圓錐構(gòu)型 飛行器相耦合實(shí)現(xiàn)了圓錐構(gòu)型飛行器與進(jìn)氣道的耦合設(shè)計(jì)，但并未研究圓錐前體與進(jìn)氣道 之間的相互作用，尤其是進(jìn)氣道進(jìn)口的選擇與進(jìn)氣道基本流場的設(shè)計(jì)，以及大攻角情況下 進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)問題。
[0004] 然而圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器在實(shí)際飛行過程中通常具有較大攻角，在該飛行條 件下，前緣入射激波將不再保持常規(guī)的圓錐激波面而是形成迎風(fēng)處激波最強(qiáng)，向兩側(cè)逐步 減弱，發(fā)展至背風(fēng)處基本不產(chǎn)生激波的特點(diǎn)。這樣的激波分布使圓錐表面氣流形成嚴(yán)重的 上洗趨勢，即由迎風(fēng)面向背風(fēng)面流動(dòng)，使進(jìn)氣道的性能尤其是流量捕獲特性受到嚴(yán)重影響。 由此可知，對(duì)于圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道一體化方案的研究仍然不夠全面， 因此，如何構(gòu)造有效提高進(jìn)氣道流量捕獲特性的前體與進(jìn)氣道一體化方案是亟待解決的關(guān) 鍵問題。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 本發(fā)明的目的旨在提供能夠準(zhǔn)確評(píng)估進(jìn)氣道流量捕獲特性及氣動(dòng)性能的一種圓 錐構(gòu)型高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)方法。
[0006] 本發(fā)明包括以下步驟：
[0007] 1)計(jì)算圓錐構(gòu)型的基本流場；
[0008] 2)設(shè)計(jì)內(nèi)收縮基本流場；
[0009] 3)給定設(shè)計(jì)條件并確定進(jìn)氣道實(shí)際捕獲面積；
[0010] 4)確定進(jìn)口形狀；
[0011] 5)進(jìn)行流線追蹤，即完成圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)。
[0012] 在步驟1)中，所述基本流場包括生成入射激波的圓錐構(gòu)型前體、飛行攻角、入射 激波、波后壓縮氣流，其中入射激波由高超聲速來流撞擊具有一定飛行攻角的圓錐構(gòu)型前 體生成，入射激波的形狀由圓錐構(gòu)型前體的圓錐壓縮面確定，高超聲速來流經(jīng)過入射激波 后被壓縮為波后壓縮氣流。
[0013] 在步驟2)中，所述內(nèi)收縮基本流場包括進(jìn)氣道入射激波、三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道唇 口、反射激波；所述設(shè)計(jì)內(nèi)收縮基本流場的具體方法可為：首先自定義進(jìn)氣道唇口截面所 在位置為圓錐構(gòu)型前體的末端，即可確定三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道唇口的位置；其次圓錐構(gòu)型流 場產(chǎn)生的入射激波在三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道唇口位置產(chǎn)生反射激波，而反射激波與自定義三維 內(nèi)收縮進(jìn)氣道進(jìn)口入射激波同樣相交于三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道唇口，即可由自定義三維內(nèi)收縮 進(jìn)氣道進(jìn)口入射激波的形狀確定其入射點(diǎn)即上唇罩點(diǎn)和設(shè)計(jì)截面的位置；最后由已知的進(jìn) 氣道入射激波和反射激波及其相對(duì)位置，便可得到內(nèi)收縮的基本流場。
[0014] 在步驟3)中，所述設(shè)計(jì)條件包括但不限于飛行高度（H)、飛行馬赫數(shù)（Main)、飛行 攻角（α )、捕獲流量（$0〇、流量捕獲系數(shù)（Φ)等；
[0015] 所述確定進(jìn)氣道實(shí)際捕獲面積的具體方法可為：通過流量捕獲公式
確定進(jìn)氣道理論捕獲面積（全流量捕獲Mrap，通過設(shè)計(jì)條件中的流量捕 獲系數(shù)（Φ)可獲得進(jìn)氣道實(shí)際捕獲面積
其中P V由尚超聲速來流確定。
[0016] 在步驟4)中，所述確定進(jìn)口形狀的具體方法可為：在設(shè)計(jì)截面的軸向投影圖上， 首先計(jì)算連結(jié)圓錐頂點(diǎn)和三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道唇口確定的直線、連結(jié)圓錐頂點(diǎn)與上唇罩點(diǎn)確 定的直線和設(shè)計(jì)截面投影圓所共同圍成扇形面積A1，其次計(jì)算連結(jié)圓錐頂點(diǎn)和三維內(nèi)收縮 進(jìn)氣道唇口確定的直線、設(shè)計(jì)截面投影圓和第二自定義進(jìn)氣道進(jìn)口前緣型線所圍成的面積 A2，如果不等，可以通過調(diào)節(jié)第二自定義進(jìn)氣道進(jìn)口前緣型線的形狀改變面積A2，從而使其 相等。
[0017] 在步驟5)中，所述進(jìn)行流線追蹤的具體方法可為：將所得進(jìn)口形狀離散成一系列 點(diǎn)集，分別在內(nèi)收縮基本流場內(nèi)進(jìn)行流線追蹤，并截取入射激波與反射激波之間的流線作 為三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道的壓縮型線，即可得到三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道，三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道與圓錐 構(gòu)型高超聲速飛行器前體的交線便為第一自定義進(jìn)氣道進(jìn)口前緣型線。
[0018] 本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)：圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)方法，兼顧了 圓錐構(gòu)型飛行器前體與三維內(nèi)收縮式進(jìn)氣道的優(yōu)點(diǎn)，保證一體化裝置具有高升阻比及優(yōu)良 的進(jìn)氣道性能。通過考慮圓錐飛行器在大攻角飛行姿態(tài)情況下的流場特點(diǎn)，提升了設(shè)計(jì)的 實(shí)用性，改善了進(jìn)氣道性能，從而增大了發(fā)動(dòng)機(jī)推力。
【附圖說明】
[0019] 圖1是圓維構(gòu)型如體基本流場不意圖；
[0020] 圖2是圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)方法設(shè)計(jì)截面軸向投 影不意圖；
[0021] 圖3是圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)方法三維內(nèi)收縮進(jìn)氣 道設(shè)計(jì)原理圖；
[0022] 圖4是圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)方法軸向剖視圖；
[0023] 圖5是圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)方法具體實(shí)施方案軸 測圖；
[0024] 圖6是圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)方法具體實(shí)施方案俯 視圖；
[0025] 圖7是圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)方法具體實(shí)施方案正 視圖；
[0026] 圖8是圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)方法具體實(shí)施方案左 視圖。
【具體實(shí)施方式】
[0027] 圓錐構(gòu)型前體與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)方法是為了在大攻角飛行前提下有效提高前 體與進(jìn)氣道一體化裝置氣動(dòng)性能而提出的設(shè)計(jì)方法。
[0028] 參見圖1~8,圓錐構(gòu)型前體與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)方法的具體步驟包括：
[0029] 1)計(jì)算圓錐構(gòu)型的基本流場；所述基本流場包括生成入射激波的圓錐構(gòu)型前體 2、飛行攻角10、入射激波3、