雙進(jìn)氣道高超聲速乘波體飛行器設(shè)計(jì)方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及臨近空間飛行器，尤其是涉及一種具有雙進(jìn)氣道的高超聲速乘波體飛行器。
【背景技術(shù)】
[0002]臨近空間飛行器的發(fā)展涉及國(guó)家安全與和平利用空間，是目前國(guó)際競(jìng)相爭(zhēng)奪空間技術(shù)的焦點(diǎn)之一，而臨近空間高超聲速遠(yuǎn)程機(jī)動(dòng)飛行器的研究又因其重要的戰(zhàn)略意義成為臨近空間飛行器發(fā)展的重中之重。以美國(guó)、俄羅斯為代表的世界強(qiáng)國(guó)都在大力推進(jìn)各自的高超聲速飛行研制計(jì)劃(Joseph, Μ.H, James S.M.Richard C.Μ., The X_5 IA ScramjetEngine Flight Demonstrat1n Program, 15th AIAA Internat1nal Space Planes andHypersonic Systems and Technologies Conference, 2008)。自上世紀(jì) 60 年代以來(lái)的大量石開(kāi)究(Heiser, W.H.and Pratt, D.T., Hypersonic Airbreathing Propuls1n.AIAA Inc.,Washington D.C.，USA, 1994)充分說(shuō)明，飛機(jī)器與推進(jìn)系統(tǒng)的一體化設(shè)計(jì)是實(shí)現(xiàn)高超聲速飛行的關(guān)鍵，而機(jī)體與推進(jìn)系統(tǒng)一體化的核心則是飛行器和進(jìn)氣道的一體化。近半個(gè)世紀(jì)來(lái)，許多學(xué)者在飛行器外形設(shè)計(jì)和高超聲速進(jìn)氣道研究方面開(kāi)展了細(xì)致的研究工作，從目前的研究熱點(diǎn)和趨勢(shì)看，外乘波體飛行器設(shè)計(jì)和三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道研究已經(jīng)成為兩個(gè)領(lǐng)域內(nèi)公認(rèn)的先進(jìn)設(shè)計(jì)方法和領(lǐng)先技術(shù)。
[0003]從目前各國(guó)公布的航天計(jì)劃來(lái)看，乘波前體外形已經(jīng)成為多數(shù)國(guó)家選用的單級(jí)入軌飛行器或雙級(jí)入軌第一級(jí)飛行器的基本構(gòu)型。關(guān)于飛行器乘波構(gòu)型的研究已經(jīng)十分深入，國(guó)外學(xué)者對(duì)它的研究文獻(xiàn)不下百篇，其中Jones和Lewis的綜述很詳細(xì)的歸納總結(jié)了外乘波體設(shè)計(jì)方法的技術(shù)特點(diǎn)和發(fā)展歷程。國(guó)內(nèi)外很多學(xué)者還就外乘波體外形優(yōu)化與工程設(shè)計(jì)方面開(kāi)展了深入而細(xì)致的研究。
[0004]進(jìn)氣道是高超聲速飛行器推進(jìn)系統(tǒng)中的主要部件。它位于飛行器的前部，直接與高超聲速飛行器前體相連接，起著壓縮來(lái)流，為下游提供盡可能多高能氣流的作用。近兩年來(lái)，國(guó)外研究人員提出了一系列三維內(nèi)收縮高超聲速進(jìn)氣道設(shè)計(jì)思路和方案。如:美國(guó)約翰霍普金斯大學(xué)F.S.Billig等提出的流線追蹤Busemann進(jìn)氣道(O’Brien, T.F.and Colville, J.R., Analytical Computat1n of Leading Edge Truncat1n Effectson Inviscid Busemann Inlet Performance, 45th AIAA Aerospace Sciences Meeting andExhibit, 2007 );美國(guó)Astrox公司的P.K.Ajay等提出的“Funnel”型進(jìn)氣道概念(Billig,F.S.and Kothari, A.P., Streamline Tracing: Technique for Designing HypersonicVehicles, Journal of Propuls1n and Power, Vol.16, N0.3, 2000, pp.465-471.);美國(guó)航天宇航研究中心的M.K.Smart等提出的將矩形進(jìn)口光滑轉(zhuǎn)為橢圓形出口 cit_bf的思路等。在國(guó)內(nèi)，尤延鋮等學(xué)者率先將外流乘波理論運(yùn)用在進(jìn)氣道內(nèi)流研究中，提出了一種被稱為內(nèi)乘波式的三維內(nèi)收縮高超聲速進(jìn)氣道。數(shù)值模擬和高焓風(fēng)洞試驗(yàn)證實(shí):設(shè)計(jì)狀態(tài)下，該進(jìn)氣道在可以全流量捕獲來(lái)流；在非設(shè)計(jì)狀態(tài)，該類進(jìn)氣道可以通過(guò)進(jìn)口的自動(dòng)流，明顯改善低馬赫數(shù)工作能力，因而具有較好的總體特性。
[0005]雖然在高超聲速飛行器和高超聲速進(jìn)氣道研究領(lǐng)域，各項(xiàng)研究已經(jīng)取得了顯著的進(jìn)展，部件性能也在不斷提升。然而，迄今為止，科研人員尚未找到有效的方法，將飛行器與進(jìn)氣道部件一體化，使二者的結(jié)合實(shí)現(xiàn)飛行器總體升與推與阻性能的最大化。由于二者工作要求不同，很長(zhǎng)一段時(shí)間里，人們一直認(rèn)為一體化就是分別設(shè)計(jì)兩個(gè)高性能部件，對(duì)它們進(jìn)行相干疊加和相互折衷。但一體化設(shè)計(jì)問(wèn)題絕非如此簡(jiǎn)單。美國(guó)空軍高超聲速計(jì)劃首席科學(xué)家 Mark Lewis 在文獻(xiàn)(M.Lewis, A Hypersonic Propuls1n Airframe Integrat1nOverview, 39th AIAA 與 ASME 與 SAE 與 ASEE Joint Propuls1n Conference and Exhibit,2003)中指出，雖然完善的乘波理論可以幫助我們很容易地設(shè)計(jì)出升阻比7~8的飛行器，但現(xiàn)有的匹配上發(fā)動(dòng)機(jī)的高超聲速飛行器升阻比最大也只有3.8。由此可見(jiàn)，目前制約高超聲速系統(tǒng)總體性能的關(guān)鍵問(wèn)題是缺乏高效的飛行器與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)方法。本發(fā)明旨在發(fā)展一種具有雙進(jìn)氣道高超聲速乘波體飛行器設(shè)計(jì)方法在實(shí)現(xiàn)飛行器與進(jìn)氣道一體化的同時(shí)實(shí)現(xiàn)雙進(jìn)氣道設(shè)計(jì)為雙發(fā)動(dòng)機(jī)高超聲速飛行器的設(shè)計(jì)提出解決辦法。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0006]本發(fā)明的目的旨在針對(duì)現(xiàn)有的飛行器與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)方法存在的上述不足，提出一種新穎的具有雙進(jìn)氣道的高超聲速乘波體飛行器設(shè)計(jì)方法，并將它運(yùn)用于高超聲速系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)。
[0007]本發(fā)明包括以下步驟:
1)根據(jù)設(shè)計(jì)要求指定三維激波曲面，得到連續(xù)的高超聲速外乘波體飛行器，內(nèi)乘波進(jìn)氣道及中間乘波體飛行器所乘激波曲線外乘波段、內(nèi)乘波段及中間乘波段。其中三維激波曲面的外乘波段與內(nèi)乘波段相接，內(nèi)乘波段與中間乘波段相接。三部分依靠二元平面乘波段過(guò)度，二元平面乘波段所具有的性質(zhì)是曲率半徑無(wú)窮大。并獲取三維波系內(nèi)乘波段激波曲線當(dāng)?shù)厍手行?、三維波系外乘波段激波曲線當(dāng)?shù)厍手行募叭S波系中間乘波段激波曲線當(dāng)?shù)厍手行?；三維波系內(nèi)乘波段激波曲線當(dāng)?shù)厍手行呐c三維波系外乘波段激波曲線當(dāng)?shù)厍手行募爸虚g乘波段曲率中心的方向相反，均依靠三維波系二元平面乘波段密切軸銜接，從而實(shí)現(xiàn)激波面曲率中心由外流向內(nèi)流再向外流的連續(xù)過(guò)度；
2)以離散激波曲線與曲率中心的關(guān)系反推出一系列基本流場(chǎng)，所述基本流場(chǎng)包括外乘波部分、內(nèi)乘波部分與中間乘波部分，其中外乘波部分與中間乘波部分的基本流場(chǎng)是一系列變曲率半徑的圓錐流場(chǎng)；內(nèi)乘波部分的基本流場(chǎng)是一系列變曲率半徑的含有中心體的軸對(duì)稱內(nèi)收縮流場(chǎng)；
3)給定外乘波飛行器前體前緣捕獲型線在設(shè)計(jì)截面上的投影、內(nèi)乘波進(jìn)氣道前緣捕獲型線在設(shè)計(jì)截面上的投影及中間乘波體前緣捕獲型線在設(shè)計(jì)截面上的投影，在三維波系二元平面乘波段密切軸、三維波系內(nèi)乘波段密切軸、三維波系外乘波段密切軸及三維波系中間乘波段密切軸所在垂直于紙面方向的平面內(nèi)進(jìn)行流線追蹤，將所得流線在橫向位置上構(gòu)成流面得到外乘波體飛行器前體壓縮段、內(nèi)乘波進(jìn)氣道壓縮型面及中間乘波體壓縮型面，外乘波體飛行器前體壓縮段、內(nèi)乘波進(jìn)氣道壓縮型面及中間乘波體壓縮型面相連接即構(gòu)成雙進(jìn)氣道高超聲速乘波體飛行器一體化裝置壓縮型面；
4)以步驟3)中所述流面為基礎(chǔ)對(duì)雙進(jìn)氣道高超聲速飛行器進(jìn)行幾何構(gòu)造，獲得在設(shè)計(jì)飛行狀態(tài)下能夠產(chǎn)生高超聲速外乘波飛行器前體、內(nèi)乘波進(jìn)氣道與中間乘波體所乘激波曲線外乘波段、高超聲速外乘波飛行器前體、內(nèi)乘波進(jìn)氣道與中間乘波段所乘激波曲線內(nèi)乘波段、高超聲速外乘波飛行器前體、內(nèi)乘波進(jìn)氣道與中間乘波段所乘激波曲線中間乘波段、高超聲速外乘波飛行器前體、內(nèi)乘波進(jìn)氣道及中間乘波段所乘激波曲線二元平面乘波段的雙進(jìn)氣道高超聲速飛行器裝置。
[0008]本發(fā)明的結(jié)構(gòu)包括外乘波飛行器前體、內(nèi)乘波進(jìn)氣道及中間乘波體。由于采用了一體化設(shè)計(jì)，內(nèi)乘波進(jìn)氣道、外乘波飛行器前體與中間乘波段不再通過(guò)分開(kāi)設(shè)計(jì)、相互疊加的方法，從而克服飛行器設(shè)計(jì)時(shí)內(nèi)、外流部件相結(jié)合所產(chǎn)生的干擾及難兼容問(wèn)題。
[0009]本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn):雙進(jìn)氣道高超聲速乘波飛行器設(shè)計(jì)方法在獲得高推力雙進(jìn)氣道裝置的同時(shí)兼顧了外乘波飛行器前體、內(nèi)乘波進(jìn)氣道與中間乘波體的性能。外乘波飛行器前體與中間乘波體采用密切錐導(dǎo)乘波理論可以保證設(shè)計(jì)裝置具有較高的升阻力特性。進(jìn)氣道部分為內(nèi)乘波進(jìn)氣道可保證全流量捕獲來(lái)流，增大發(fā)動(dòng)機(jī)推力的同時(shí)減小外流阻力；在低馬赫數(shù)情況下又能自動(dòng)調(diào)整溢流，拓寬進(jìn)氣道的工作馬赫數(shù)范圍。依靠曲率半徑無(wú)窮遠(yuǎn)的平面楔導(dǎo)乘波體過(guò)渡段，實(shí)現(xiàn)內(nèi)外乘波部分的自然過(guò)渡，保證了實(shí)現(xiàn)高升阻比的乘波裝置不會(huì)因?yàn)榕c進(jìn)氣道裝置的耦合而犧牲總體性能，從而在不降低升阻比的情況下出色地完成進(jìn)氣道的工作。
【附圖說(shuō)明】
[001