基于弯曲激波理论的全三维内转进气道反设计方法

摘要

基于弯曲激波理论的全三维内转进气道反设计方法1)根据设计要求指定全三维基准流场内全三维入射激波；2)将全三维入射激波离散为一系列参考平面，根据全三维入射激波角、激波曲率以及波后参数，利用弯曲激波理论求解对应的全三维内收缩基本流场；3)设计全三维内转进气道出口截面，并在步骤2)的全三维内收缩基本流场中进行流线追踪得到高超声速全三维内转进气道压缩型面；所述截面的形状采用椭圆形或类矩形；4)以步骤3)中的全三维内转进气道压缩型面为基础对高超声速全三维内转进气道进行几何构造：根据出口面积要求，将肩部型线等直或扩张拉伸得到全三维内转进气道隔离段，获得在设计飞行状态下基于弯曲激波理论的全三维内转进气道。

权利要求

1.基于弯曲激波理论的全三维内转进气道反设计方法，其特征在于包括以下步骤：

1)根据设计要求指定全三维基准流场内全三维入射激波，全三维入射激波采用椭圆或非轴对称形状设计；

2)将全三维入射激波离散为一系列参考平面，根据全三维入射激波角、激波曲率以及波后参数，利用弯曲激波理论求解对应的全三维内收缩基本流场；

3)设计全三维内转进气道出口截面，并在步骤2)的全三维内收缩基本流场中进行流线追踪得到高超声速全三维内转进气道压缩型面；所述截面的形状采用椭圆形或类矩形；

4)以步骤3)中的全三维内转进气道压缩型面为基础对高超声速全三维内转进气道进行几何构造：根据出口面积要求，将肩部型线等直或扩张拉伸得到全三维内转进气道隔离段，获得在设计飞行状态下基于弯曲激波理论的全三维内转进气道。

2.如权利要求1所述的基于弯曲激波理论的全三维内转进气道反设计方法，其特征在于：步骤2)中，弯曲激波理论的控制方程如下所示：其中，p为压力，δ为流动角，μ为马赫角，ρ为密度，V为流向速度，w为周向速度，γ为比热比，j为判断因子，s为流线，l为特征线，φ为周向角度，P为沿流线压力的导数，D为气流角沿流线的导数，y为笛卡尔坐标系内纵坐标，a为当地声速。

3.如权利要求1所述的基于弯曲激波理论的全三维内转进气道反设计方法，其特征在于：在步骤3)中，首先在全三维内收缩基本 流场内，利用出口截面上每一点坐标(x，y)，求解得到不同参考平面内有效流线上每一点的三维坐标(x，y，z)，之后将有效流线上每一点三维坐标组合得到压缩型线，不同参考平面内压缩型线组合构成全三维内转进气道压缩型面。

4.一种基于弯曲激波理论反设计法的全三维内转进气道，其特征在于：所述全三维内转进气道包括全三维内转进气道压缩型面、进气道唇口、进气道肩部、全三维内转进气道隔离段；所述全三维内转进气道压缩型面于进气道肩部处转平进入全三维内转进气道隔离段；所述进气道唇口位于全三维内转进气道压缩型面对应入射激波截止处；所述进气道肩部位于全三维内转进气道压缩型面对应反射激波截止处。

5.如权利要求4所述的一种基于弯曲激波理论反设计法的全三维内转进气道，其特征在于：所述全三维内转进气道压缩型面为非轴对称曲面，且呈左右对称。

6.如权利要求4所述的一种基于弯曲激波理论反设计法的全三维内转进气道，其特征在于：所述全三维内转进气道隔离段为非轴对称曲面，且呈左右对称。

说明书

基于弯曲激波理论的全三维内转进气道反设计方法

技术领域

[0001] 本发明涉及临近空间高超声速进气道领域，尤其涉及基于弯曲激波理论的全三维内转进气道反设计方法。

背景技术

[0002] 临近空间飞行器的发展涉及国家安全与和平利用空间，是目前国际竞相争夺空间技术的焦点之一。以美国、俄罗斯为代表的世界强国都在大力推进各自的高超声速飞行研
制计划(Joseph,M.H,James S.M.Richard C.M.,The X‑51A Scramjet Engine Flight 
Demonstration Program,15th AIAA International Space Planes and Hypersonic 
Systems and Technologies Conference,2008)。进气道是高超声速飞行器推进系统中的
主要部件。它位于飞行器前部，直接与高超声速飞行器前体相连接，起着压缩来流，为下游
提供尽可能多高能气流的作用。经过长期的发展人们提出了一系列高超声速进气道形式，
主要包括：二元式进气道、轴对称式进气道、侧压式进气道，并就它们的设计方法、流动特
征、工作特性、工程设计研究等问题开展了研究。此外，国外研究人员还提出了一系列三维
内收缩高超声速进气设计思路和方案。如：美国约翰霍普金斯大学F.S.Billig等提出的流
线追踪Busemann进气道(Brien,T.F.and Colville,J.R.Analytical Computation of 
Leading Edge Truncation Effects on Inviscid Busemann Inlet Performance,AIAA 
paper,2007)；美国Astrox公司的P.K.Ajay等提出的“Funnel”型进气道概念(Billig,
F.S.and Kothari,A.P.,Streamline Tracing:Technique for Designing Hypersonic 
Vehicles,Journal of Propulsion and Power,Vol.16,No.3,2000,pp.465‑471)；美国航
天宇航研究中心的M.K.Smart等提出的将矩形进口光滑转为椭圆形出口(Smart,M.K.and 
Trexler,C.A.Mach4 Performance of a Fixed‑Geometry Hypersonic Inlet with 
Rectangular‑to‑Elliptical Shape Transition,41st AIAA Aerospace Sciences 
Meeting&Exhibit,2002)的思路等。在国内，尤延铖等学者率先将外流乘波理论运用在进气
道内流研究中，提出了一种被称为内乘波式的三维内收缩高超声速进气道。数值模拟和高
焓风洞试验证实：设计状态下，该进气道可以全流量捕获来流；在非设计状态，该类进气道
可以通过进口的自动溢流，明显改善低马赫数工作能力，因而具有较好的总体特性。

[0003] 虽然在高超声速进气道研究领域，各项研究已经取得了显著的进展，部件性能也在不断提升。然而，迄今为止，三维内转进气道反设计均采用给定轴对称激波的轴对称基准
流场，进而利用流线追踪技术获得对应型面。但是基于轴对称基准流场得到的三维内转进
气道内部并非全三维流动，仅为伪三维流动而无横向流动。目前，科研人员尚未发现有效的
方法获得全三维基准流场，进而得到具有全三维流动的三维内转进气道。而横向流动对飞
行器性能提升有至关重要的作用。与此同时，科研人员普遍采用传统特征线法进行基准流
场反设计，不仅编程复杂，而且稳定性差，限制了基本流场选择范围，进而减小了进气道的
几何构造范围。由此可见，目前制约高超声速进气道性能的问题之一是缺乏一种基于弯曲
激波理论的全三维内转进气道反设计方法。

发明内容

[0004] 本发明的目的在于解决现有技术中的上述问题，提供基于弯曲激波理论的全三维内转进气道反设计方法。

[0005] 为达到上述目的，本发明采用如下技术方案：

[0006] 基于弯曲激波理论的全三维内转进气道反设计方法，包括以下步骤：

[0007] 1)根据设计要求指定全三维基准流场内全三维入射激波，全三维入射激波采用椭圆或非轴对称形状设计；

[0008] 2)将全三维入射激波离散为一系列参考平面，根据全三维入射激波角、激波曲率以及波后参数，利用弯曲激波理论求解对应的全三维内收缩基本流场；

[0009] 3)设计全三维内转进气道出口截面，并在步骤2)的全三维内收缩基本流场中进行流线追踪得到高超声速全三维内转进气道压缩型面；所述截面的形状采用椭圆形或类矩
形；

[0010] 4)以步骤3)中的全三维内转进气道压缩型面为基础对高超声速全三维内转进气道进行几何构造：根据出口面积要求，将肩部型线等直或扩张拉伸得到全三维内转进气道
隔离段，获得在设计飞行状态下基于弯曲激波理论的全三维内转进气道。

[0011] 步骤2)中，弯曲激波理论的控制方程如下所示：

[0012]

[0013]

[0014]

[0015]

[0016]

[0017]

[0018]

[0019] 其中，p为压力，δ为流动角，μ为马赫角，ρ为密度，V为流向速度，w为周向速度，γ为比热比，j为判断因子，s为流线，l为特征线，φ为周向角度，P为沿流线压力的导数，D为气流
角沿流线的导数，y为笛卡尔坐标系内纵坐标，a为当地声速。

[0020] 在步骤3)中，首先在全三维内收缩流场内，利用出口截面上每一点坐标(x，y)，求解得到不同参考平面内有效流线上每一点的三维坐标(x，y，z)，之后将有效流线上每一点
三维坐标组合得到压缩型线，不同参考平面内压缩型线组合构成全三维内转进气道压缩型
面。

[0021] 一种基于弯曲激波理论反设计法的全三维内转进气道，所述全三维内转进气道包括全三维内转进气道压缩型面、进气道唇口、进气道肩部、全三维内转进气道隔离段；所述
全三维内转进气道压缩型面于进气道肩部处转平进入全三维内转进气道隔离段；所述进气
道唇口位于进全三维内转气道压缩型面对应入射激波截止处；所述进气道肩部位于全三维
内转进气道压缩型面对应反射激波截止处。

[0022] 所述全三维内转进气道压缩型面为非轴对称曲面，且呈左右对称。

[0023] 所述全三维内转进气道隔离段为非轴对称曲面，且呈左右对称。

[0024] 相对于现有技术，本发明技术方案取得的有益效果是：

[0025] 利用本发明生成的基于弯曲激波理论的全三维内转进气道同时兼顾三维内转进气道横向流动与三维内转进气道的出口性能，并且实现已知激波的全三维流动反设计。所
述进气道为全三维内转进气道，保证全流量捕获来流，增大发动机推力的同时减小外流阻
力；在低马赫数情况下又能自动调整溢流，拓宽进气道的工作马赫数范围。此外，弯曲激波
理论相较于传统特征线法计算效率更高，精度更高，范围更广。全三维内转进气道通过合理
设计横向流动拓宽了三维内转进气道的设计范围，从而进一步提高进气道工作性能。

附图说明

[0026] 图1为基于弯曲激波理论的全三维内转进气道方案基准流场示意图。

[0027] 图2为弯曲激波理论的求解示意图。

[0028] 图3为基于弯曲激波理论的全三维内转进气道方案入口以及出口截面二维投影图。

[0029] 图4为基于弯曲激波理论的全三维内转进气道方案半剖结构示意图。

[0030] 图5为基于弯曲激波理论的全三维内转进气道方案仰视示意图。

[0031] 图6为基于弯曲激波理论的全三维内转进气道方案总体结构示意图。

具体实施方式

[0032] 为了使本发明所要解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚、明白，以下结合附图和实施例，对本发明做进一步详细说明。

[0033] 如图1～6所示，基于弯曲激波理论的全三维内转进气道反设计方法，包括以下步骤：

[0034] 1)根据设计要求指定全三维基准流场内全三维入射激波1，全三维入射激波1采用椭圆或其他非轴对称形状设计；其中，由于全三维基准流场的非轴对称性，不同参考平面内
的全三维入射激波1的型线并不相同，同理，待求解的不同参考平面内的压缩型线3以及反
射激波型线2也不相同。

[0035] 2)将全三维入射激波离散为一系列参考平面，根据全三维入射激波角、激波曲率以及波后参数，利用弯曲激波理论求解对应的全三维内收缩基本流场；

[0036] 具体地，求解过程在不同参考平面11内进行，如图2所示，全三维入射激波1在侧向的投影即为全三维内转进气道前缘捕获型线10，根据全三维入射激波1上离散点(与全三维
内转进气道前缘点6在位置上重合)激波角、激波曲率以及波后参数、全三维基本流场中心
线4，利用弯曲激波理论求解得到不同参考平面11内的压缩型线3，将所有参考平面11内的
压缩型线3组合得到对应的全三维内收缩流场。

[0037] 弯曲激波理论的控制方程如下所示：

[0038]

[0039]

[0040]

[0041]

[0042]

[0043]

[0044]

[0045] 其中，p为压力，δ为流动角，μ为马赫角，ρ为密度，V为流向速度，w为周向速度，γ为比热比，j为判断因子，s为流线，l为特征线，φ为周向角度，P为沿流线压力的导数，D为气流
角沿流线的导数，y为笛卡尔坐标系内纵坐标，a为当地声速。

[0046] 3)设计全三维内转进气道出口截面，并在步骤2)的全三维内收缩基本流场中进行流线追踪得到高超声速全三维内转进气道压缩型面13；所述截面的形状采用椭圆形或类矩
形；

[0047] 具体地，首先在全三维内收缩流场内，利用出口截面9上每一点，即流线与反射激波的交点7的坐标(x，y)，求解得到不同参考平面11内有效流线5上每一点的三维坐标(x，y，
z)，之后将有效流线5上每一点三维坐标组合得到流线追踪压缩型线12。不同参考平面11内
的流线追踪压缩型线12组合构成全三维内转进气道压缩型面13。

[0048] 4)以全三维内转进气道压缩型面13为基础对高超声速全三维内转进气道进行几何构造：根据全三维内转进气道隔离段出口16面积要求，将肩部型线14等直或扩张拉伸得
到全三维内转进气道隔离段15，获得在设计飞行状态下基于弯曲激波理论的全三维内转进
气道。

[0049] 如图6所示，本发明基于弯曲激波理论反设计法的全三维内转进气道，其包括全三维内转进气道压缩型面13、进气道唇口8、进气道肩部14、全三维内转进气道隔离段15，且三
维内转进气道能够实现内部乘波；

[0050] 所述全三维内转进气道压缩型面13于进气道肩部14处转平进入全三维内转进气道隔离段15；所述进气道唇口8位于全三维内转进气道压缩型面13对应入射激波截止处；所
述进气道肩部14位于全三维内转进气道压缩型面13对应反射激波截止处；所述全三维内转
进气道压缩型面为13非轴对称曲面，且呈左右对称；所述全三维内转进气道隔离段15为非
轴对称曲面，且呈左右对称。

[0051] 本发明基于弯曲激波理论的全三维内转进气道在保持三维内转进气道优点的同时，实现三维内转进气道内部全三维流动。通过合理设计全三维基准流场可以利用气流的
三维横向流动提高进气道的工作性能，进而增加飞行器的总体性能。此外，全三维基准流场
拓宽进气道设计范围，为飞行器构造匹配提供更多的选择。