一种矩形高超声速进气道的内通道型面设计方法

摘要

本发明公开了一种矩形高超声速进气道的内通道型面设计方法。通过确定进气道内收缩比的大小、选择进气道内收缩段的唇罩配波形式、设计进气道内收缩段的唇罩激波系、设计唇罩激波/边界层干扰现象的控制措施、设计进气道唇罩两侧的侧板、进气道内通道型面的三维仿真分析与调整设计等总体设计流程，并引入起动能力因子S、激波/边界层干扰的控制措施和控制特性等，完成进气道内收缩比确定以及内通道唇罩压缩面、肩部型面、唇罩侧板的设计，且同时满足进气道的喉道马赫数要求、自起动能力要求、流动组织要求等。该设计方法还给出了依据三维仿真结果对进气道内通道型面设计结果的具体调整方法。

权利要求

1.一种矩形高超声速进气道的内通道型面设计方法，其特征在于，该设计方法的设计对象为进气道内通道，进气道内通道包括：内通道进口(2)、位于内通道进口(2)及内通道之间的最小截面位置即喉道(3)、位于内通道进口(2)及喉道(3)之间的进气道内收缩段(4)、形成进气道内收缩段及内通道的唇罩(5)、位于唇罩(5)两侧的唇罩侧板(26)；

该设计方法包括如下步骤：

(1)、确定进气道内收缩比的大小；内收缩比Art的定义为进气道内通道入口(2)截面与喉道(3)截面的面积之比；内收缩比Art的确定按照起动能力因子S的方法进行操作；起动能力因子S的定义为：S＝(Art-ARt,等熵极限)/(ARt,Kantrowitz极限-ARt,等熵极限)其中

式中M0为飞行马赫数，γ＝1.4；

S取值区间为0.75～0.85；

(2)、选择进气道内收缩段(4)的唇罩(5)配波形式，包括双激波压缩或单激波压缩；若飞行器对进气道唇罩(5)高度和阻力有约束，则唇罩配波采用单激波压缩形式，若飞行器对进气道唇罩(5)高度和阻力没有约束，则唇罩配波采用双激波压缩形式；

(3)、设计进气道内收缩段(4)的唇罩激波系；若采用单激波压缩方式，由于进气道的唇罩前缘(19)高度位置通过在步骤(2)中对进气道唇罩高度的约束已经确定，为此唇罩的内型线(20)即为过唇罩前缘的水平线；若双激波压缩方式，则需对两级压缩角度、长度进行专门设计；

(4)、对位于进气道主压缩面一侧的肩部型线(22)进行倒圆设计，使第一道唇罩激波(10)入射在肩部倒圆区(23)，利用肩部膨胀扇(24)来削弱其反射激波(25)的强度，使第一道唇罩激波(10)的气流偏转角度达到12°而不导致显著的边界层(9)分离；

(5)、采取流动控制措施对唇罩激波(8、10)及边界层(9)干扰进行控制，控制措施的选择原则如下：若进气道唇罩配波采用双激波压缩方式，选择采用二元鼓包控制方法或大后掠斜坡式涡流发生器阵列控制方法；若进气道唇罩配波采用单激波压缩方式，使用多区独立放气控制措施，并且，将放气比例控制在3％以内；

(6)、选择唇罩侧板(26)的形式；侧板形式分为后掠侧板(27)、垂直侧板(28)、前掠侧板(29)三种；选取原则为：如无特殊要求，选择后掠侧板(27)或垂直侧板(28)形式；出于结构需要或减小低马赫数溢流的需要，采用前掠侧板(29)形式；

(7)、确定侧板前缘的倾角；后掠侧板(27)的前缘倾角略小于进气道第一道唇罩压缩激波(10)的倾角；垂直侧板(28)的前缘倾角取90°；前掠侧板(29)的前缘倾角略大于进气道最后一道外部压缩激波(30)的倾角。

2.根据权利要求1所述的一种矩形高超声速进气道的内通道型面设计方法，其特征在于：步骤(3)中，采用双激波压缩方式时，唇罩激波系的设计步骤为(2.1)、确定唇罩一级压缩面(7)的气流偏转角度，在按照等分唇罩气流总偏转角的基础上，将第一道唇罩激波的气流偏转角选取大于第二道唇罩激波气流偏转角1°～3°；

(2.2)、确定唇罩一级压缩面(7)的长度，唇罩一级压缩面的长度取值一般在2.0～3.0倍喉道高度之间；

(2.3)、设计唇罩二级压缩面(15)，由于唇罩处的气流总偏转角和第一道激波的气流偏转角均已经确定，故其气流偏转角为气流总偏转角和第一道激波的气流偏转角之差；

(2.4)、确定是否采用弱压缩波束(16)替换第二道唇罩激波(8)，将唇罩一级、二级压缩面交点处进行倒圆处理，形成一束汇聚的压缩波束(16)替代第二级唇罩激波(8)进行压缩，倒圆弧长在唇罩一级压缩面长度的50％以上。

说明书

一种矩形高超声速进气道的内通道型面设计方法

技术领域

[0001] 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

[0002] 高超声速进气道是超燃冲压发动机的三大关键部件之一，其承担着捕获来流、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对超燃冲压发动机的推进效率、稳定工作包线有着重要影响。

[0003] 根据高超声速进气道的几何形式，其一般可以分为矩形进气道、轴对称进气道、侧压式进气道、三维内转式进气道等类型。其中，矩形进气道由于其流动结构、几何结构均相对简单，且便于与飞行器前体进行一体化设计，为此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等飞行器均采用了广义矩形进气道。

[0004] 高超声速进气道的气动设计包括总体设计、外部压缩面设计、内通道型面设计等关键环节。其中，进气道外部压缩面对进气道内流特性和飞行器气动力特性均有着显著影响，需要与飞行器前体进行一体化设计。而进气道内通道型面则由于涉及到进气道起动问题、唇罩激波/边界层干扰等流动现象而变得相当复杂，不能直接依据无粘激波理论进行设计，并且其对进气道的总压恢复性能、极限反压能力和宽包线运行能力等均有着重要影响。例如，美国的X-51A高超声速试飞器在飞行试验中便出现了两次进气道不起动问题，并导致了飞行试验的失败。为此，急需要发展一种矩形高超声速进气道的内通道型面设计方法。

发明内容

[0005] 本发明提供一种矩形高超声速进气道的内通道型面设计方法，能够快速完成进气道内收缩比确定以及内通道唇罩压缩面、肩部型面、唇罩侧板的设计，且同时满足进气道的喉道马赫数要求、自起动能力要求、流动组织要求等。

[0006] 为达到上述目的，本发明的矩形高超声速进气道的内通道型面设计方法采用如下技术方案：

[0007] 一种矩形高超声速进气道的内通道型面设计方法，该设计方法的设计对象为进气道内通道，进气道内通道包括：内通道进口、位于内通道进口及内通道之间的喉道、位于内通道进口及喉道之间的进气道内收缩段、形成进气道内收缩段及内通道的唇罩、位于唇罩两侧的唇罩侧板；

[0008] 该设计方法包括如下步骤：

[0009] (1)、确定进气道内收缩比的大小；内收缩比Art的定义为进气道内通道入口截面与喉道截面的面积之比；内收缩比Art的确定按照起动能力因子S的方法进行操作；起动能力因子S的定义为：

[0010] S＝(Art-ARt,等熵极限)/(ARt,Kantrowitz极限-ARt,等熵极限)

[0011] 其中

[0012] 式中M0为飞行马赫数，γ＝1.4；

[0013] S取值区间为0.75～0.85；

[0014] (2)、选择进气道内收缩段的唇罩配波形式，包括双激波压缩或则单激波压缩；若飞行器对进气道唇罩高度和阻力有约束，则唇罩配波采用单激波压缩形式，若飞行器对进气道唇罩高度和阻力没有约束，则唇罩配波采用双激波压缩形式；

[0015] (3)、设计进气道内收缩段的唇罩激波系；若采用单激波压缩方式，由于进气道的唇罩前缘(高度位置已经确定，为此唇罩的内型线即为过唇罩前缘的水平线；若双激波压缩方式，则需对两级压缩角度、长度进行专门设计；

[0016] (4)、对位于进气道主压缩面一侧的肩部型线进行倒圆设计，使第一道唇罩激波入射在肩部倒圆区，利用肩部膨胀扇来削弱其反射激波的强度，使第一道唇罩激波的气流偏转角度达到12°而不导致显著的边界层分离；

[0017] (5)、采取流动控制措施对唇罩激波及边界层干扰进行控制，控制措施的选择原则如下：若进气道唇罩配波采用双激波压缩方式，选择采用二元鼓包控制方法或大后掠斜坡式涡流发生器阵列控制方法；若进气道唇罩配波采用单激波压缩方式，使用多区独立放气控制措施，并且，将放气比例控制在3％以内；

[0018] (6)、选择唇罩侧板的形式；侧板形式分为后掠侧板、垂直侧板、前掠侧板三种；选取原则为：如无特殊要求，选择后掠侧板或垂直侧板形式；出于结构需要或减小低马赫数溢流的需要，采用前掠侧板形式；

[0019] (7)、确定侧板前缘的倾角；后掠侧板的前缘倾角略小于进气道第一道唇罩压缩激波的倾角；垂直侧板的前缘倾角取90°；前掠侧板的前缘倾角略大于进气道最后一道外部压缩激波的倾角。

[0020] 相对于现有技术，本发明可具有以下有益效果：

[0021] 通过确定进气道内收缩比的大小、选择进气道内收缩段的唇罩配波形式、设计进气道内收缩段的唇罩激波系、设计唇罩激波/边界层干扰现象的控制措施、设计进气道唇罩两侧的侧板、进气道内通道型面的三维仿真分析与调整设计等总体设计流程，并引入起动能力因子S、激波/边界层干扰的控制措施和控制特性等，完成进气道内收缩比确定以及内通道唇罩压缩面、肩部型面、唇罩侧板的设计，且同时满足进气道的喉道马赫数要求、自起动能力要求、流动组织要求等。该设计方法还给出了依据三维仿真结果对进气道内通道型面设计结果的具体调整方法。

[0022] 进一步的，步骤(3)中，采用双激波压缩方式时，唇罩激波系的设计步骤为[0023] (3.1)、确定唇罩一级压缩面的气流偏转角度，在按照等分唇罩气流总偏转角的基础上，将第一道唇罩激波的气流偏转角选取大于第二道唇罩激波气流偏转角1°～3°；

[0024] (3.2)、确定唇罩一级压缩面的长度，唇罩一级压缩面的长度取值一般在2.0～3.0倍喉道高度之间；

[0025] (3.3)、设计唇罩二级压缩面，唇罩的气流总偏转角一般在20°左右，由于唇罩处的气流总偏转角和第一道激波的气流偏转角均已经确定，故其气流偏转角为气流总偏转角和第一道激波的气流偏转角之差；

[0026] (3.4)、确定是否采用弱压缩波束替换第二道唇罩激波，将唇罩一级、二级压缩面交点处进行倒圆处理，形成一束汇聚的压缩波束替代第二级唇罩激波进行压缩，倒圆弧长在唇罩一级压缩面长度的50％以上。

附图说明

[0027] 图1是本发明采用双激波压缩方式的一种矩形高超声速进气道的内通道型面设计方法的设计对象示意图；

[0028] 图2是本发明采用单激波压缩方式的一种矩形高超声速进气道的内通道型面设计方法的设计对象示意图；

[0029] 图3是本发明一种矩形高超声速进气道的内通道型面设计方法中肩部倒圆区设计示意图。

[0030] 图4a是本发明一种矩形高超声速进气道的内通道型面设计方法中后掠唇罩侧板设计示意图，图4b是垂直侧板设计示意图，图4c是前掠侧板设计示意图。

[0031] 图5是本发明一种矩形高超声速进气道的内通道型面设计方法的设计流程图。

具体实施方式

[0032] 本发明公开了一种矩形高超声速进气道的内通道型面设计方法。请参阅图1～图5，其包括以下具体的设计步骤：

[0033] 1、以高超声速进气道的外部压缩面1三维型面以及内通道入口2的流场参数为基础。

[0034] 2、确定进气道内收缩比的大小。内收缩比Art的定义为内通道入口2截面(即唇罩前缘所在截面)与喉道3截面的面积之比。内收缩比Art的确定按照起动能力因子S的方法进行操作。起动能力因子S的定义为：

[0035] S＝(Art-ARt,等熵极限)/(ARt,Kantrowitz极限-ARt,等熵极限)；

[0036] 其中式中M0为飞行马赫数，γ＝1.4；

[0037] 也就是说利用S将等熵起动极限、Kantrowitz起动极限之间的区间进行等比例划分，获得不同的等值线，其取值越高则越接近Kantrowitz起动极限。S取值建议区间为0.75～0.85，且采用流动控制措施时取较高值。

[0038] 3、选择进气道内收缩段4的唇罩5配波形式。唇罩配波形式主要有两种，一为双激波压缩，另一则为单激波压缩。在前者中，还可将第二道激波采用一束弱压缩替代。唇罩配波形式的选取原则为：

[0039] (1)若飞行器对进气道唇罩5高度和阻力有严格约束，则唇罩配波采用单激波压缩形式，但必须采用边界层控制措施和消波措施，否则会出现大面积的边界层分离，严重影响进气道的性能参数和工作包线。

[0040] (2)反之，则唇罩配波应采用双激波压缩形式，或激波+弱压缩波束方式。

[0041] 4、设计进气道内收缩段4的唇罩激波系。此时，需要着重减小唇罩激波本身总压损失和激波诱导边界层分离的风险。分两类配波形式分别介绍：

[0042] (1)双激波压缩方式的唇罩激波系配置

[0043] a.确定唇罩一级压缩面7的气流偏转角度。由于唇罩的气流总偏转角一般在20°左右，唇罩第一道激波、第二道激波均存在分离的风险，而第二道激波入射点处的边界层气流已经受到了第一道激波的干扰，故更容易导致边界层分离。在按照等分唇罩气流总偏转角的基础上，将第一道唇罩激波10的气流偏转角选取较第二道唇罩激波8的气流偏转角略大一些，幅度在1°～3°之间。

[0044] b.确定唇罩一级压缩面7的长度。取值过小会使得两道激波的入射点11、12间距过小，导致两干扰区13、14发生耦合作用；取值过大则会使得进气道喉道3截面显著上移，增加唇罩5的迎风面积和飞行器的气动阻力。一般，唇罩一级压缩面7的长度取值一般在2.0～3.0倍喉道3高度之间。

[0045] c.设计唇罩二级压缩面15。由于唇罩处的气流总偏转角和第一道唇罩激波10的气流偏转角均已经确定，故其气流偏转角已经确定，为两者之差。

[0046] d.确定是否采用弱压缩波束16替换第二道唇罩激波8。将唇罩一级、二级压缩面交点17处进行倒圆处理，形成一束汇聚的压缩波束16替代第二级唇罩激波8进行压缩，这样可以一定程度上减小入射点附近边界层9气流遭受的逆压强梯度，降低流动分离风险。但是，这样会一定程度上增加唇罩5的加工难度。一般设计中，倒圆圆弧18的长度在唇罩一级压缩面7长度的50％以上。倒圆圆弧18也可以采用样条曲线替代。

[0047] (2)单激波压缩方式的唇罩激波系配置

[0048] 对于单激波压缩方式，由于进气道的唇罩前缘19高度位置已经确定，为此唇罩的内型线20即为过唇罩前缘的水平线。不过，采用单道激波21压缩方式时，必须采取激波/边界层干扰控制措施，否则会由于总压恢复系数过低、工作包线过窄，而无法实用。

[0049] 5、对位于进气道主压缩面一侧的肩部型线22进行倒圆设计。使第一道唇罩激波10入射在肩部倒圆区23，利用肩部膨胀扇24来削弱其反射激波25的强度，可使第一道唇罩激波10的气流偏转角度达到12°而不导致显著的边界层9分离。并且，分析不同马赫数下第一道唇罩激波10在肩部附近的入射点位置，并使肩部倒圆区23设计兼顾不同的工作马赫数，特别是低马赫数状态，必要时可放弃圆弧而采用样条曲线进行过渡。

[0050] 6、采取专门的流动控制措施对唇罩激波/边界层干扰现象进行控制。典型控制措施的选择原则如下：

[0051] (1)若进气道唇罩配波采用双激波压缩方式，每道激波的强度相对较低，可以选择采用二元鼓包控制方法或大后掠斜坡式涡流发生器阵列控制方法，前者控制能力达15°气流偏转角，后者控制能力则为12°气流偏转角；本实施方式中采用的二元鼓包控制方法请参考论文文献：“Zhang Yue,Tan Hui-jun,etc.Control of Incident Shock/Boundary-Layer Interaction by a Two-Dimensional Bump.AIAA Journal.Vol.52,No.4.2014”中的记载。本实施方式中采用的大后掠斜坡式涡流发生器阵列控制方法请参考论文文献：“Zhang Yue,Tan Hui-jun,etc.Control of Shock/boundary Layer Interaction for Hypersonic Inlets by Highly Swept Microramps.Journal of Propulsion and Power.Vol.31,No.1.2015”中的记载。

[0052] (2)若进气道唇罩配波采用单激波压缩方式，激波强度很高，必须使用多区独立放气控制措施。其控制能力达18°～20°气流偏转角。并且，设计中应将放气比例控制在3％以内，否则在放气阻力、占用空间以及热防护等方面付出的代价过大。本实施方式中的多区独立放气控制措施请参考中国专利“ZL.2014101589066一种具有可变放气系统的飞行器超声速进气道”中的记载。

[0053] 7、选择唇罩侧板26的形式。侧板形式可分为后掠侧板27、垂直侧板28、前掠侧板29三种。前掠侧板29指侧板前伸至唇罩前缘30的上游，后掠侧板27则刚好相反。选取原则为：

[0054] (1)一般，高超声速进气道应该选择后掠侧板27或垂直侧板28形式。其主要优势包括：有利于提高进气道起动和再起动能力；可一定程度减小侧板的结构重量。

[0055] (2)出于结构设计或减小低马赫数溢流的需要，可以采用前掠侧板29形式。但必须要对角区流动进行控制。

[0056] 8、确定侧板前缘的倾角。

[0057] (1)后掠侧板27的前缘倾角，略小于进气道第一道唇罩压缩激波10的倾角；

[0058] (2)垂直侧板28的前缘倾角，取90°；

[0059] (3)前掠侧板29的前缘倾角，略大于进气道最后一道外部压缩激波30的倾角。

[0060] 9、进行进气道内通道型面的三维仿真分析与调整设计。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：

[0061] (1)若流动控制措施的放气比例超标，则调整放气缝的出口限流喉道面积；

[0062] (2)若唇罩激波/边界层干扰严重，则：

[0063] a.调整唇罩压缩波系的配置方式和参数，特别是第一、二道唇罩激波的参数，避免提前汇聚或者入射点过于接近；

[0064] b.调整进气道主压缩面的肩部倒圆区23；

[0065] c.调整放气缝位置；

[0066] d.调整放气比例。

[0067] (3)若进气道起动能力不达标，则：

[0068] a.减小进气道的内收缩比，避免喉道3发生流动壅塞；

[0069] b.调整唇罩波系配置，避免内通道出现严重的边界层分离；

[0070] c.调整放气缝位置，抑制起动过程中的流动分离现象；

[0071] d.调整侧板前缘倾角，对起动过程中进口两侧的气流进行溢流。

[0072] 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。