一種乘波體和進氣道一體化構型的設計方法
【專利摘要】一種乘波體和進氣道一體化構型的設計方法，屬于吸氣式高超聲速飛行器空氣動力學外形和發動機流道設計領域，解決了長期困擾高超聲速飛行器的乘波機體和進氣道的耦合設計難題。包括：1、確定軸對稱基準流場；2定義唇口激波型線和乘波體前緣型線，3、形成密切面，4、幾何匹配，5、確定追蹤流線，6、確定乘波機體壓縮型線，7、重復步驟3至步驟6，確定乘波機體壓縮面，8、確定其余構型。本發明可在顯著提升飛行器升阻比的同時，保持良好的進氣特性，有利于吸氣式高超聲速飛行器克服推阻屏障。所得乘波機體和進氣道一體化構型乘波壓縮面外凸，整個機體型面更加飽滿，具有良好的容積特性，增強了飛行器的工程可實現性。
【專利說明】
一種乘波體和進氣道一體化構型的設計方法
技術領域
[0001]本發明屬于吸氣式高超聲速飛行器空氣動力學外形和發動機流道設計領域，涉及曲外錐乘波體和進氣道一體化構型及其設計方法。
【背景技術】
[0002]針對吸氣式高超聲速飛行器的研究，多年來一直是高超聲速飛行領域的研究熱點。但隨著飛行馬赫數的增加，推阻匹配問題仍然是制約吸氣式高超聲速技術發展的瓶頸之一O
[0003]吸氣式高超聲速飛行器的升阻比是隨飛行馬赫數的增加而降低的，對于一定重量的飛行器，其阻力隨飛行速度的增加將持續增大，同時其使用的超燃沖壓發動機的比沖隨飛行馬赫數增加而減少。一般情況下，隨著飛行速度和高度增加，發動機捕獲流量是減小的；這導致綜合的結果是發動機的推力急劇減小。增加的阻力和減小的推力將導致吸氣式高超聲速飛行器推阻不匹配，使得以吸氣式推進系統為動力的高超聲速飛行器在高馬赫數條件下的飛行尤為困難。
[0004]從空氣動力學的角度看，解決推阻匹配問題，需要提高飛行器的升阻比和增加發動機的氣流捕獲量。
[0005]乘波體是高升阻比飛行器的最佳選擇，但乘波體仍然存在現實的缺陷，比如較低的容積率和氣流壓縮能力等。更重要的是，在沒有人工修型的條件下，乘波體彎曲的下表面很難和各類性能優良的進氣道進行有效的一體化集成。
[0006]另一方面，在高超聲速條件下可以設計出具備優良性能的進氣道，如高的總壓恢復能力、較高的流量捕獲能力、較好的流動均勻性等。但進氣道本身的設計并未充分考慮與飛行器機體特別是乘波體的一體化，往往采用幾何修型的辦法與乘波體相匹配。人工修型在破壞乘波體及進氣道原始構型的同時，帶來的進氣道非均勻入流等不利條件，將降低集成系統的整體性能，使之很難達到單獨設計的指標。由乘波體和進氣道系統的集成引起的性能損失應得到充分重視，特別是在高超聲速推阻余量甚微的條件下。
[0007]基于提高飛行器升阻比和減小乘波體-進氣道集成性能損失的考慮，迫切需要構建一種符合空氣動力學原理的，無需人工修型的乘波體和進氣道的一體化構型，在采用高容積率、高壓縮能力的乘波構型獲得高升阻比機體的同時，通過進氣道同乘波體的一體化設計技術，獲得良好的進氣特性，為提升飛行器的升阻比和提高推進流道的進氣流量給出工程實用化的可行性技術途徑。

【發明內容】

[0008]本發明的目的是提供一種乘波體和進氣道一體化構型的設計方法，綜合采用曲外錐乘波體和類二元進氣道的一體化設計方法，在獲得具有較高升阻比的曲外錐乘波體的同時，還克服現有乘波體存在的容積率及壓縮量不足問題；同時在一體化設計過程中，乘波體和進氣道采用一體化全流線追蹤設計，乘波體和進氣道同時設計生成，符合氣動原理，避免了進氣道和乘波體之間因相互匹配而產生的人工幾何修型，進氣道的壓縮性能不會因乘波體和進氣道的匹配而產生任何流動損失。基于該型一體化乘波體進氣道可構建一體化吸氣式高超聲速飛行器的氣動布局方案，可在顯著提升飛行器升阻比的同時，保持良好的進氣特性，有利于吸氣式高超聲速飛行器克服推阻屏障。同時由于采用了曲外錐乘波體和類二元進氣道的一體化設計方案，乘波壓縮面外凸，整個機體型面更加飽滿，具有良好的容積特性，工程可實現性強。
[0009]本發明技術方案如下:
[0010]一種乘波體和進氣道一體化構型的設計方法，包括以下步驟:
[0011]步驟一:設計生成內外流壓縮匹配的包含曲外錐和內壓通道的軸對稱基準流場，如圖1所示，所述軸對稱基準流場包含軸對稱曲面母錐2和位于軸對稱曲面母錐2尾部外側的軸對稱進氣道唇罩3，二者具有公共的對稱軸I。所述軸對稱基準流場的波系結構包含初始直激波4，等熵壓縮波系和進氣道唇罩反射激波5，其中初始直激波4和進氣道唇罩3相交于進氣道唇罩3的前緣點6。
[0012]步驟二:定義乘波體和進氣道的一體化構型進氣道唇口激波型線7和乘波體前緣型線8。如圖2所示，所述進氣道唇口激波型線7和乘波體前緣型線8首尾相連，形成一個封閉曲面;其中，所述唇口激波型線7為下凸曲線，沿展向光滑連續，且二階倒數連續;所述乘波前體前緣型線8為上凸曲線，沿展向光滑連續。
[0013]步驟三:如圖2所示，由通過所述進氣道唇口激波型線7上的任一點6’和唇口激波型線7的曲率中心點I’，且垂直于所述進氣道唇口激波型線7和乘波體前緣型線8形成的封閉曲面的平面形成一個密切面9。圖2中的唇口激波型線7的曲率中心點I’同圖1中的對稱軸I相對應，圖2中的所述進氣道唇口激波型線7上的任一點6’與圖1中的所述進氣道唇罩3的前緣點6相對應。
[0014]步驟四:通過幾何等比縮放，將步驟一中所述對稱軸I與步驟三中所述密切面9內的曲率中心點I’相匹配，同時將步驟一中所述進氣道唇罩3的前緣點6與步驟三中所述進氣道唇口激波型線7上的任一點6’相匹配。
[0015]步驟五；如圖3所示，以通過密切面9與乘波體前緣型線8的交點10，且平行于所述對稱軸I的直線與所述初始直激波4的交點13為起始點，自起始點開始，在所述基準流場內，沿平行于軸對稱曲面母錐2的方向向后追蹤一條從頭至尾的流線14’，所述流線14’止于軸對稱基準流場內通道出口。
[0016]步驟六:如圖2所示，定義所述進氣道唇口激波型線7的中點與所述乘波體前緣型線8的中點的連線12與密切面9之間的夾角為密切面9的偏置角α17;如圖4所示，根據所述偏置角α17及所述曲率中心點I’的位置信息，按照步驟四中所述匹配關系，將步驟五中所述流線14’變換到三維坐標系內，獲得一條乘波體和進氣道的一體化構型的乘波機體壓縮型線14ο
[0017]步驟七:沿著所述唇口激波型線7逐點重復步驟三至步驟六，獲得乘波體和進氣道的一體化構型的乘波機體壓縮面18。
[0018]步驟八:將步驟一中所述軸對稱進氣道唇罩3內平行于所述對稱軸I的進氣道唇線逐一變換到三維坐標系內，獲得乘波體和進氣道的一體化構型的進氣道唇罩面19。其中進氣道唇罩面19平行于對稱軸I的兩側采用側壁版20與所述乘波機體壓縮面18相連;所述側壁版20采用同一密切面內的乘波機體壓縮型線14和唇罩型線15生成；另外，所獲得的乘波體和進氣道一體化構型的乘波體上表面8’由步驟二中所述乘波體前緣型線8沿對稱軸I平移所決定，其前端與乘波機體壓縮面18相交，后端止于軸對稱基準流場內通道出口。整個乘波體和進氣道一體化構型的三維視圖如圖4所示。
[0019]進一步的，步驟一中所述軸對稱曲面母錐2由順序連接的直錐段22、等熵壓縮段23、過渡段24和內收縮段25構成;所述直錐段22與對稱軸I的夾角α130的取值范圍為5度至15度;流場波系結構由初始直激波4、等熵壓縮波21、唇口反射激波5組成;基準流場設計來流馬赫數29為4.0到12.0;基準流場的設計捕獲高度26與出口高度28之比為4.0到10.0;內壓縮段入口高度27與出口高度28之比為1.5到4.0。如圖6所示。
[0020]更進一步的，步驟二中所述由進氣道唇口激波型線7和乘波體前緣型線8形成的封閉曲面的寬度11和高度12之比在0.5到1.5之間;三維進氣道唇口 31沿著展向的寬度32和所述封閉曲面的寬度11之比在0.10到0.65之間，如圖7所示。
[0021]更進一步的，本發明所設計的乘波體和進氣道一體化構型，其中由乘波機體壓縮面(18)、進氣道唇罩面(19)和兩側側壁版(20)所確定的進氣道的內通道(33)的數量為I個、2個或4個。分別如圖9至11所示。
[0022]本發明的效益是:
[0023]本發明提供的乘波體和進氣道一體化構型的設計方法，可以有效提高吸氣式高超聲速飛行器的升阻比及流量捕獲特性。所獲得乘波體和進氣道一體化構型，乘波體的容積率大、外表面光滑、無異型結構，具有很好的工程實用性。進氣道和乘波體通過一體化流線追蹤設計，乘波體和進氣道原有的高性能未受到幾何修型破壞;進氣道的隔離段可以經過簡單的幾何設計就可與圓形或矩形截面燃燒室匹配。本發明有助于提升吸氣式高超聲速飛行器的高升阻比特性和高流量捕獲特性，將有力推動吸氣式高超聲速飛行器克服推阻屏障，可作為吸氣式高超聲速飛行器的一體化氣動布局方案，具有很強的工程實用性。
[0024]說明書附圖
[0025]圖1為包含曲面外錐和內壓通道的軸對稱基準流場示意圖；
[0026]圖2為在進氣道唇口截面上的一體化密切曲外錐乘波前體進氣道設計方法示意圖；
[0027]圖3為在密切面內的一體化密切曲外錐乘波前體進氣道設計方法示意圖。
[0028]圖4為設計的一體化曲外錐乘波前體進氣道三維視圖；
[0029]圖5為本發明設計的乘波體和進氣道一體化構型的立體結構示意圖；
[0030]圖6為軸對稱基準流場的流場結構詳細示意圖；
[0031]圖7前體進氣道唇口截面上的幾何尺寸及約束示意圖；
[0032]圖8單通道一體化前體進氣道三維視圖；
[0033]圖9單通道一體化前體進氣道前視圖；
[0034]圖10雙通道一體化前體進氣道前視圖；
[0035]圖11四通道一體化前體進氣道前視圖。
[0036]所有附圖中附圖標記為:I一對稱軸，I’一唇口激波型線7的曲率中心點，2—軸對稱曲面母錐，3—軸對稱進氣道唇罩，4 一初始直激波，5—進氣道唇罩反射激波，6—進氣道唇罩3的前緣點，6 ’ 一唇口激波型線7上的任一點，7—唇口激波型線，8—乘波體前緣型線，8’一乘波體上表面，9一密切面，10—密切面9與乘波體前緣型線8的交點，11一激波型線7和乘波體前緣型線8形成的封閉曲面的寬度，12—激波型線7和乘波體前緣型線8形成的封閉曲面的高度，13—通過密切面9與乘波體前緣型線8的交點10、且平行于所述對稱軸I的直線與所述初始直激波4的交點，14一乘波機體壓縮型線，14’ 一追蹤流線，15—唇罩型線，17-偏置角α，18—乘波機體壓縮面，19一進氣道唇罩面，20—側壁版，21—等；1??壓縮波，22—軸對稱曲面母錐直錐段，23—軸對稱曲面母錐等熵壓縮段，24—軸對稱曲面母錐過渡段，25—軸對稱曲面母錐內收縮段，26—設計捕獲高度，27—內壓縮段入口高度，28—內壓縮段出口高度，29—基準流場設計來流馬赫數，30—夾角α?，31—三維進氣道唇口，32—展向寬度，33—進氣道的內通道。
【具體實施方式】
[0037]
【發明內容】
部分已對本發明技術方案作出了清楚完整的描述，再比不再贅述。
【主權項】
1.一種乘波體和進氣道一體化構型的設計方法，包括以下步驟: 步驟一:設計生成內外流壓縮匹配的包含曲外錐和內壓通道的軸對稱基準流場;所述軸對稱基準流場包含軸對稱曲面母錐(2)和位于軸對稱曲面母錐(2)尾部外側的軸對稱進氣道唇罩(3)，二者具有公共的對稱軸(I); 步驟二:定義乘波體和進氣道一體化構型的進氣道唇口激波型線(7)和乘波體前緣型線(8);所述進氣道唇口激波型線(7)和乘波體前緣型線(8)首尾相連，形成一個封閉曲面；其中，所述唇口激波型線(7)為下凸曲線，沿展向光滑連續，且二階倒數連續;所述乘波前體前緣型線(8)為上凸曲線，沿展向光滑連續； 步驟三:由通過所述進氣道唇口激波型線(7)上的任一點(6’)和唇口激波型線(7)的曲率中心點(1’)，且垂直于所述進氣道唇口激波型線(7)和乘波體前緣型線(8)形成的封閉曲面的平面形成一個密切面(9);所述唇口激波型線(7)的曲率中心點(Γ)同所述對稱軸(I)相對應，所述進氣道唇口激波型線(7)上的任一點(6 ’)與所述進氣道唇罩(3)的前緣點(6)相對應； 步驟四:通過幾何等比縮放，將步驟一中所述對稱軸(I)與步驟三中所述密切面(9)內的曲率中心點(Γ)相匹配，同時將步驟一中所述進氣道唇罩(3)的前緣點(6)與步驟三中所述進氣道唇口激波型線(7)上的任一點(6’)相匹配； 步驟五；以通過密切面(9)與乘波體前緣型線(8)的交點(10)，且平行于所述對稱軸(I)的直線與所述初始直激波(4)的交點(13)為起始點，自起始點開始，在所述基準流場內，沿平行于軸對稱曲面母錐(2)的方向向后追蹤一條從頭至尾的流線(14’)，所述流線(14’)止于軸對稱基準流場內通道出口 ； 步驟六:定義所述進氣道唇口激波型線(7)的中點與所述乘波體前緣型線(8)的中點的連線(12)與密切面(9)之間的夾角為密切面(9)的偏置角a(17);根據所述偏置角α(17)及所述曲率中心點(Γ)的位置信息，按照步驟四中所述匹配關系，將步驟五中所述流線(14’)變換到三維坐標系內，獲得一條乘波體和進氣道的一體化構型的乘波機體壓縮型線(14); 步驟七:沿著所述唇口激波型線(7)逐點重復步驟三至步驟六，獲得乘波體和進氣道一體化構型的乘波機體壓縮面(18); 步驟八:將步驟一中所述軸對稱進氣道唇罩(3)內平行于所述對稱軸(I)的進氣道唇線逐一變換到三維坐標系內，獲得乘波體和進氣道一體化構型的進氣道唇罩面(19);其中進氣道唇罩面(19)平行于對稱軸(I)的兩側采用側壁版(20)與所述乘波機體壓縮面(18)相連;所述側壁版(20)采用同一密切面內的乘波機體壓縮型線(14)和唇罩型線(15)生成；另夕卜，所獲得的乘波體和進氣道一體化構型的乘波體上表面(8’)由步驟二中所述乘波體前緣型線(8)沿對稱軸(I)平移所決定，其前端與乘波機體壓縮面(18)相交，后端決定于止于軸對稱基準流場內通道出口。2.根據權利要求1所述的乘波體和進氣道一體化構型的設計方法，其特征在于，步驟一中所述軸對稱曲面母錐(2)由順序連接的直錐段(22)、等熵壓縮段(23)、過渡段(24)和內收縮段(25)構成;所述直錐段(22)與對稱軸(I)的夾角α I (30)的取值范圍為5度至15度;流場波系結構由初始直激波(4)、等熵壓縮波(21)、唇口反射激波(5)組成;基準流場設計來流馬赫數(29)為4.0到12.0;基準流場的設計捕獲高度(26)與出口高度(28)之比為4.0到1.0;內壓縮段入口高度(27)與出口高度(28)之比為1.5到4.0。3.根據權利要求1所述的乘波體和進氣道一體化構型的設計方法，其特征在于，步驟二中所述由進氣道唇口激波型線7和乘波體前緣型線8形成的封閉曲面的寬度(11)和高度(12)之比在0.5到1.5之間；三維進氣道唇口(31)沿著展向的寬度(32)和所述封閉曲面的寬度(I I)之比在0.10到0.65之間。4.根據權利要求1所述的乘波體和進氣道一體化構型的設計方法，其特征在于，由乘波機體壓縮面(18)、進氣道唇罩面(19)和兩側側壁版(20)所確定的進氣道的內通道(33)的數量為I個、2個或4個。
【文檔編號】B64F5/00GK105947230SQ201610349707
【公開日】2016年9月21日
【申請日】2016年5月24日
【發明人】賀旭照, 樂嘉陵, 倪鴻禮, 劉偉雄, 賀元元, 吳穎川, 秦思, 周正
【申請人】中國人民解放軍63820部隊吸氣式高超聲速技術研究中心