高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道多級耦合一體化構(gòu)型的設(shè)計(jì)方法
【技術(shù)領(lǐng)域】：
[0001] 本發(fā)明涉及一種高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道多級耦合一體化構(gòu)型的設(shè)計(jì)方法， 屬于航空系統(tǒng)設(shè)計(jì)領(lǐng)域。
【背景技術(shù)】：
[0002] 對于高超聲速飛行器，前體作為壓縮面對來流減速增壓，對進(jìn)氣道的性能起到?jīng)Q 定性的作用。乘波體由于其優(yōu)異的性能和對來流的壓縮作用，是吸氣式高超聲速飛行器比 較理想的前體方案。要把乘波體推向工程實(shí)用，必須發(fā)展乘波機(jī)體-進(jìn)氣道-尾噴管的一體 化設(shè)計(jì)技術(shù)，阻礙乘波體進(jìn)一步工程實(shí)用的技術(shù)障礙在于乘波體與進(jìn)氣道的一體化技術(shù)瓶 頸。
[0003] 多級壓縮乘波體和Busemann進(jìn)氣道都能對來流進(jìn)行減速增壓，但兩者壓縮的原理 不同，因此各具有優(yōu)缺點(diǎn)。多級壓縮乘波體（呂偵軍，王旭東，季衛(wèi)棟，王江峰.三級壓縮錐導(dǎo) 乘波體設(shè)計(jì)技術(shù)與實(shí)驗(yàn)分析[J].實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)，2015，05:38-44.)是通過多道激波對來流 進(jìn)行壓縮的，壓縮過程直接高效，并且在偏離設(shè)計(jì)狀態(tài)依然具有優(yōu)異的性能，對飛行條件的 改變不太敏感。但由于是通過激波壓縮的，每經(jīng)過一道激波都會造成一定的總壓損失，壓縮 級數(shù)越多，總壓損失越大。而Busemann進(jìn)氣道(Ramasubramanian V，Starkey R，Lewis M.An Euler Numerical Study of Busemann and Quasi-Busemann Hypersonic Inlets at On-and Off-Design Speeds[J].AIAA 2008,2008,66.)是由一系列壓縮馬赫波和末端激波對 來流進(jìn)行壓縮，除了末端激波整個壓縮過程都是等熵的，在壓縮過程中總壓保持不變。但等 熵壓縮有一個缺點(diǎn)就是，壓縮過程緩慢，導(dǎo)致Busemann進(jìn)氣道的長度較長，不適合于工程應(yīng) 用。另外，Busemann進(jìn)氣道的波系結(jié)構(gòu)異常復(fù)雜，飛行條件小的變化都會使Busemann進(jìn)氣道 偏離設(shè)計(jì)狀態(tài)，在低馬赫數(shù)條件下啟動性能較差。
[0004] 因此提出一種結(jié)合多級壓縮乘波體和Busemann進(jìn)氣道兩者優(yōu)點(diǎn)的新技術(shù)，獲得適 合高超聲速飛行器推進(jìn)系統(tǒng)的前體進(jìn)氣道一體化布局，具有非常高的學(xué)術(shù)意義和工程實(shí)用 價值。

【發(fā)明內(nèi)容】
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[0005] 本發(fā)明的目的是結(jié)合現(xiàn)有多級壓縮乘波前體良好的非設(shè)計(jì)狀態(tài)啟動性能與截?cái)?Busemann進(jìn)氣道等熵壓縮的特點(diǎn)，提出一種全新的高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道多級親合 一體化構(gòu)型的設(shè)計(jì)方法，能夠生成任意飛行高度和馬赫數(shù)下給定前緣曲線和激波曲線的前 體進(jìn)氣道一體化乘波構(gòu)型，為高超聲速飛行器前體進(jìn)氣道一體化布局設(shè)計(jì)提供新的技術(shù)途 徑。
[0006] 本發(fā)明采用如下技術(shù)方案:一種高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道多級耦合一體化構(gòu) 型的設(shè)計(jì)方法，其包括如下步驟：
[0007] 步驟1、給定進(jìn)氣道捕獲曲線和流動捕獲曲線，按照吻切錐方法將三維問題轉(zhuǎn)化為 二階精度內(nèi)二維問題，即在每個吻切面內(nèi)對前緣點(diǎn)進(jìn)行流線追蹤；
[0008]步驟2、對多級壓縮乘波前體部分進(jìn)行流線追蹤，所得流線即為多級壓縮乘波前體 壓縮面；
[0009]步驟3、構(gòu)造截?cái)郆usemann內(nèi)錐形基準(zhǔn)流場并進(jìn)行流線追蹤，流線在乘波前體最后 一級基準(zhǔn)流場中進(jìn)行追蹤直至截?cái)郆usemann進(jìn)氣道第一道馬赫波處，該馬赫波壓縮角與 Busemann內(nèi)錐形基準(zhǔn)流場迭代終止角為補(bǔ)角關(guān)系，而迭代終止角必須小于流場Tay Ior-Maccoll方程奇點(diǎn)角，否則修改一體化構(gòu)型最后一級壓縮角并重復(fù)步驟2-3直至滿足一體化 耦合條件，步驟3需要反復(fù)迭代直至滿足Busemann內(nèi)錐形基準(zhǔn)流場迭代終止角處流場參數(shù) 與截?cái)郆usemann進(jìn)氣道第一道馬赫波前流場馬赫數(shù)與迎角相同，以及迭代起始角處入口進(jìn) 氣道唇口反射激波后流場方向水平，在該Busemann內(nèi)錐形基準(zhǔn)流場中繼續(xù)進(jìn)行流線追蹤獲 得截?cái)郆usemann進(jìn)氣道壓縮面；
[0010] 步驟4、把每個吻切面內(nèi)追蹤得到的流線進(jìn)行三維擬合，最終生成多級壓縮乘波前 體與截?cái)郆usemann進(jìn)氣道一體化親合構(gòu)型。
[0011] 進(jìn)一步地，步驟2具體包括：
[0012] 步驟2-1、構(gòu)造第一級基準(zhǔn)流場并進(jìn)行流線追蹤，一級壓縮基準(zhǔn)流場可以用零攻角 圓錐繞流基準(zhǔn)流場來構(gòu)造，流場通過Tay Ior-Maccoll方程求解，來流經(jīng)過一級壓縮馬赫波 壓縮后在零攻角圓錐繞流基準(zhǔn)流場中進(jìn)行追蹤直至到達(dá)二級壓縮馬赫波位置；
[0013] 步驟2-2、構(gòu)造第二級基準(zhǔn)流場并進(jìn)行流線追蹤，流線在零攻角圓錐繞流基準(zhǔn)流場 中追蹤到二級壓縮馬赫波位置時，二級激波前流場參數(shù)有一定迎角，此時需將二級帶傾角 圓錐基準(zhǔn)流場軸線繞錐點(diǎn)旋轉(zhuǎn)相應(yīng)角度使與二級壓縮馬赫波前來流方向平行，氣流經(jīng)過二 級壓縮馬赫波壓縮后繼續(xù)在二級帶傾角圓錐繞流基準(zhǔn)流場中進(jìn)行流線追蹤；
[0014] 步驟2-3、超過二級以上的基準(zhǔn)流場構(gòu)造方法與二級方法相同，且前體的最后一級 壓縮面為與截?cái)郆usemann進(jìn)氣道結(jié)合的親合連接過渡段，氣流經(jīng)過激波壓縮后繼續(xù)在其基 準(zhǔn)流場中進(jìn)行流線追蹤，直至截?cái)郆usemann進(jìn)氣道第一道馬赫波壓縮角處位置，若多級壓 縮乘波前體只有兩級，則該步驟與步驟2-2相同。
[0015] 進(jìn)一步地，前體進(jìn)氣道一體化構(gòu)型幾何設(shè)計(jì)參數(shù)包括:進(jìn)氣道捕獲曲線和流動捕 獲曲線，以流動捕獲曲線在對稱面交點(diǎn)為坐標(biāo)原點(diǎn)，其中流動捕獲曲線包括直線段和曲線 段，直線段方程形式為:〇 < M Lu，y = 〇,曲線段方程形式為:x 2 Lu，y = B(x-Lu)m;進(jìn)氣道捕 獲曲線包括直線段和曲線段，直線段方程形式為:< X < Ls，y = -H，曲線段方程形式為:X 2 Ls，y = -H+A(x-Ls)n，流動捕獲曲線與進(jìn)氣道捕獲曲線交點(diǎn)坐標(biāo)為(乂。?！梗?。。」），流動捕獲曲線 和進(jìn)氣道捕獲曲線交點(diǎn)在y方向相對位置比率為s，整個進(jìn)氣道高度為H，滿足I Yccu I =SH。
[0016] 進(jìn)一步地，每個吻切面內(nèi)多級壓縮乘波前體基準(zhǔn)流場設(shè)計(jì)參數(shù)如下：每級基準(zhǔn)流 場錐形激波前來流相對于基準(zhǔn)流場對稱軸平行，因此旋轉(zhuǎn)每級基準(zhǔn)流場使軸線偏角心^與 來流偏角a str相等，SPaaxis = astr，通過斜激波關(guān)系式求得每級壓縮激波后參數(shù)作為每級基 準(zhǔn)流場初始條件，每級基準(zhǔn)流場求解方程為無量綱Taylor-Maccoll方程，方程形式為
[0017]
[0018] 其牛
，θ為基準(zhǔn)流場迭代角（大小 為與流場軸線的夾角），νθ為周向速度分量，Vr為徑向速度分量，星號為無量綱量，a為聲速，M 為馬赫數(shù)，角標(biāo)~表示為來流參數(shù)，根據(jù)流函數(shù)公式，流動捕獲曲線離散點(diǎn)在每級基準(zhǔn)流場 中進(jìn)行流線追蹤，所得流線為多級壓縮乘波前體部分壓縮面。
[0019] 進(jìn)一步地，每個吻切面內(nèi)Busemann內(nèi)錐形基準(zhǔn)流場設(shè)計(jì)參數(shù)如下：截?cái)郆usemann 進(jìn)氣道為一體化構(gòu)型最后一級壓縮段，因此其基準(zhǔn)流場迭代終止角Send必須與一體化構(gòu)型 最后一級壓縮角汍滿足補(bǔ)角關(guān)系，即0end= 180° ，基準(zhǔn)流場來流馬赫數(shù)為Mbl時，Taylor-
Macco 11方程在奇點(diǎn)角0sp = 180°-arcsin(Ι/Mbi)處流場參數(shù)有拐點(diǎn)，為解決截?cái)郆usemann 進(jìn)氣道與多級壓縮乘波前體一體化親合奇點(diǎn)問題，Busemann內(nèi)錐形基準(zhǔn)流場迭代終止角 Θ end必須小于奇點(diǎn)角Θsp，Bus emann內(nèi)錐形基準(zhǔn)流場來流偏角為astr時，必須使Θ end < 180° -arcs in (1/Mbi)_astr，Busemann內(nèi)錐形基準(zhǔn)流場求解方程為量綱Tay lor-Macco 11方程，方程 形式為
[0020]
[0021]
I為基準(zhǔn)流場迭代角，Ve為周向速度分量，Vr為徑向速度分量，雙星號為無量 綱量，a為聲速，To為來流總溫，γ為氣體比熱比，R為氣體常數(shù)。
[0022]本發(fā)明具有如下有益效果:技術(shù)層面上解決了 Busemann進(jìn)氣道與多級壓縮乘波前 體親合過程中Tay I or-Macco 11流動奇點(diǎn)問題的干擾;與現(xiàn)有多級壓縮乘波前體設(shè)計(jì)技術(shù)相 比，本發(fā)明的多級耦合技術(shù)方法顯著提升了傳統(tǒng)多級壓縮乘波前體的升阻比與進(jìn)氣道入口 的總壓恢復(fù)系數(shù);提升了進(jìn)氣道低速啟動性能;提升了進(jìn)氣道高超防堵塞性能。
【附圖說明】：
[0023]圖1為單個吻切面內(nèi)多級壓縮乘波前體與截?cái)郆usemann進(jìn)氣道親合構(gòu)型示意圖。 [0024]圖2為流動捕獲曲線與進(jìn)氣道捕獲曲線示意圖。
[0025] 圖3為多級壓縮乘波前體各級基準(zhǔn)流場示意圖。
[0026] 圖4為截?cái)郆usemann進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場示意圖。
[0027]圖5為多級壓縮乘波前體與截?cái)郆usemann進(jìn)氣道耦合構(gòu)型三維圖。
[0028]圖6為本發(fā)明所述方法生成一體化構(gòu)型與