最小阻力锥导乘波体和三维内转式进气道一体化设计方法与流程

1.本发明涉及吸气式高超声速飞行器空气动力学外形和超燃冲压发动机内流道一体化设计技术领域，更具体地说，它涉及最小阻力锥导乘波体和三维内转式进气道一体化设计方法。


背景技术：

2.吸气式高超声速飞行器一直是高超声速飞行领域的研究热点。但随着飞行马赫数的增加，吸气式高超声速飞行器的推阻匹配问题仍然是制约该技术发展的瓶颈之一。原因在于：吸气式高超声速飞行器的升阻比是随飞行马赫数的增加而降低的，对于一定重量的飞行器，其阻力随飞行速度的增加将持续增大。同时吸气式飞行器的发动机比冲随飞行马赫数增加而减少。一般情况下，随着飞行速度和高度增加，发动机捕获流量是减小的。这三方面的原因综合导致的结果就是飞行器外阻增大，而发动机的推力急剧减小。增加的阻力和减小的推力将导致吸气式高超声速飞行器推阻不匹配，使得以吸气式推进系统为动力的高超声速飞行器在高马赫数条件下的飞行尤为困难。
3.从空气动力学的角度看，解决推阻匹配问题，需要提高飞行器的升阻比和增加发动机的气流捕获量。乘波体是提高飞行器升阻比的最佳选择，但乘波体仍然存在现实的缺陷，比如较低的容积率、异型曲面造成的结构制造困难、较低及不易调节的气流压缩能力等。更重要的是，一般乘波体弯曲的下表面很难和各类性能优良的进气道进行有效的一体化集成。
4.另一方面，在高超声速条件下可以设计出具备优良性能的三维内转式流道，其具备高的总压恢复能力、较高的流量捕获能力、较好的流动均匀性等。但三维内转式流道本身的设计并未充分考虑与飞行器机体特别是乘波机体的匹配问题。现有的匹配方案往往是采用几何修型的办法与特定飞行器前体进行人工修型安装。人工修型在破坏乘波机体及进气道原始构型的同时，带来的三维内转式进气道入流非均匀等不利条件，将降低集成系统的整体性能，使之很难达到单独设计的指标。目前，针对乘波机体和进气流道，符合气动原理的一体化设计技术仍然是吸气式高超声速技术领域需要攻克的技术瓶颈。
5.高超声速机体和三维内转式流道集成引起的性能损失应得到充分重视，特别是在高超声速推阻余量甚微的条件下。基于提高飞行器升阻比和减小乘波机体-三维内转式流道集成而引起的性能损失的考虑，迫切需要构建一种符合空气动力学原理的，无需人工修型的一体化乘波机体-三维内转式流道的设计方法。
6.因此，本发明旨在设计提供最小阻力锥导乘波体和三维内转式进气道一体化设计方法，以解决上述问题。


技术实现要素：

7.本发明的目的是基于解决上述问题，提供最小阻力锥导乘波体和三维内转式进气道一体化设计方法，该方法采用最小阻力锥导乘波体设计技术，在获得具有较高升阻比及
容积率，且结构可实现性好的最小阻力锥导乘波体后，基于乘波机体流动参数及压缩面、激波形状与内转式流道的内锥基准流场的流动参数及几何形状的匹配关系，设计生成在流动结构和几何外形上与乘波机体相匹配的三维内转式流道。在一体化设计过程中避免了三维内转式流道和乘波机体之间因相互匹配而产生的人工修型，同时保证了三维内转流道和乘波机体间之间的流动参数匹配；获得的一体化最小阻力锥导乘波体-三维内转式流道，几何外形自动匹配，最小阻力锥导乘波体和三维内转式进气道各自的流动结构不会因乘波机体和进气道的匹配而产生任何损失，具备高升阻比、高流动捕获特性及容积大、结构可实现性好的优点。
8.本发明的上述技术目的是通过以下技术方案得以实现的：最小阻力锥导乘波体和三维内转式进气道一体化设计方法，具体包括以下步骤：
9.s1、通过优化设计或基于最小阻力外锥近似理论，设计生成满足容积需求的低阻力轴对称最小阻力锥体，在0度攻角及相应来流马赫数条件下，最小阻力锥体产生轴对称的三维激波面和三维激波面与最小阻力锥体之间的无粘流场；最小阻力锥体及其流场的出口截面位于最小阻力锥体的后缘端面，且出口截面与最小阻力锥体的轴线垂直；
10.s2、在出口截面定义最小阻力锥导乘波体在出口截面上的下表面型线，并在最小阻力锥体的流场中，沿下表面型线逆向追踪流线，且止于最小阻力锥体的三维激波面，获得最小阻力锥导乘波体的下压缩面；然后由最小阻力锥导乘波体的下压缩面与三维激波面的交线沿最小阻力锥体的轴线方向水平向后延伸，且止于出口截面，获得乘波机体的上表面；
11.s3、从内锥基准流场中，根据与乘波机体7的流动参数及几何外形匹配关系，通过流线追踪技术获得与最小阻力锥导乘波体压缩面匹配的三维内转式流道，其中，内锥基准流场的压缩型线，由内锥压缩面和中心母锥组成；内锥基准流场的流场结构包括初始曲面激波和反射激波；内锥基准流场将给定的入口流动马赫数，压缩到内锥基准流场出口处约入口流动马赫数的一半；入口流动马赫数近似等于最小阻力锥导乘波体压缩面与三维内转式流道匹配区域的乘波体流场内的马赫数均值；
12.s4、将内锥基准流场压缩面、中心母锥及其流场，以及初始曲面激波和反射激波，置于最小阻力锥导乘波体压缩面及其流场中，使内锥基准流场的初始曲面激波与最小阻力锥导乘波体压缩面相交形成三维曲线，乘波机体的三维激波面与内锥基准流场激波面相交形成相交曲线，三维曲线和相交曲线都在内锥基准流场激波面上；其中，基准流场激波面上用于连接三维曲线和相交曲线使其形成闭合曲线的曲线为连接曲线，连接曲线根据流量捕获及几何匹配需求在内锥基准流场激波面上设计；
13.s5、沿着位于内锥基准流场激波面上的三维曲线、连接曲线和相交曲线，在内锥基准流场中，沿其轴线方向，向后追踪流线，到达内锥基准流场出口，形成的流面构成三维内转式流道的三个三维压缩曲面，即：三维压缩曲面一、三维压缩曲面二和三维压缩曲面三；
14.s6、三维内转式流道的隔离段的喉道处型线的三维压缩曲面一、三维压缩曲面二和三维压缩曲面三在内锥基准流场出口处的截断线，按照等面积变化及面心保持固定的原则，通过该几何变换，将三维内转式流道的隔离段转化成具有相应长度的出口圆形的隔离段；
15.s7、将设计获得的最小阻力锥导乘波体压缩面和三维内转式流道的三维曲线、连接曲线、相交曲线、三维压缩曲面一、三维压缩曲面二和三维压缩曲面三按照步骤s4中的匹
配关系，组合在一起，形成一体化最小阻力锥导乘波体和三维内转式进流道外形。
16.进一步地，步骤s1所述的满足容积需求的低阻力轴对称最小阻力锥体为低阻力轴对称曲面锥体、直锥体或其他形式的曲面外锥体。
17.进一步地，步骤s2中所述的最小阻力锥导乘波体的长度和乘波机体的宽度的比值为1.0～5.0，最小阻力锥导乘波体的长度为1m～50m。
18.进一步地，步骤s7中三维内转式流道的三维曲线的宽度与乘波机体在对应位置的展向宽度的比值为0.2-1.0；且对称面上，乘波体前缘到三维内转式流道的三维曲线的距离与乘波体的长度的比值为0.2～0.8。
19.进一步地，所述的进气道内通道模块的三维曲线、连接曲线、相交曲线、三维压缩曲面一、三维压缩曲面二、三维压缩曲面三和出口圆形，沿着最小阻力锥导乘波体展向布置一个或对称布置2个，其中，对称布置2个为：其间距乘波机体在对应位置的展向宽度比值为0.0-0.2。
20.综上所述，本发明具有以下有益效果：本发明给出了最小阻力锥导乘波体和三维内转式流道的一体化设计方法，克服了长期困扰高超声速飞行器的乘波机体和三维内转式流道的耦合设计难题，且能够促进一体化乘波机体和三维内转式流道在工程中的使用，在能够显著提升飞行器升阻比的同时，还能够保持其良好的进气特性，便于显著提升吸气式高超声速飞行器的气动和推进性能；同时，通过本发明的方法获得的一体化最小阻力锥导乘波体和三维内转式流道具有高容积效率和结构可实现性好的特点，更有利于工程化实现，具有很大的经济效益。
附图说明
21.图1为本发明实施例中具有低阻特征的轴对称最小阻力锥体及其流场结构示意图；
22.图2为本发明实施例中最小阻力锥导乘波体在其出口截面上的设计方法示意图；
23.图3为本发明实施例中最小阻力锥导乘波体在轴对称最小阻力锥体流场中的设计方法示意图；
24.图4为本发明实施例中设计的最小阻力锥导乘波体三维视图；
25.图5为本发明实施例中与最小阻力锥导乘波体相匹配的内锥基准流场型线及流场结构示意图；
26.图6为本发明实施例中一体化最小阻力锥导乘波体和三维内转式流道的匹配设计过程示意图；
27.图7为本发明实施例中与最小阻力锥导乘波体匹配的三维内转式进气道的流线追踪设计过程示意图；
28.图8为本发明实施例中三维内转式流道的异型转圆形隔离段设计过程示意图；
29.图9为本发明实施例中最小阻力锥导乘波体和三维内转式流道一体化匹配外形示意图；
30.图10为本发明实施例中一体化最小阻力锥导乘波体和三维内转式流道的三维视图；
31.图11为本发明实施例中最小阻力锥导乘波体的尺寸约束示意图；
32.图12为本发明实施例中三维内转式流道和最小阻力锥导乘波体几何匹配约束关系示意图；
33.图13为本发明实施例中双通道的三维内转式流道和最小阻力锥导乘波体的一体化匹配外形示意图；
34.图14为本发明实施例中一体化最小阻力锥导乘波体和三维内转式流道的流动结构匹配图；
35.图15为本发明实施例中最小阻力锥导乘波体在最小阻力锥流场中的示意图
36.图16为本发明实施例中一体化最小阻力锥导乘波体和三维内转式流道的匹配关系三维视图；
37.图17为本发明实施例中一体化最小阻力锥导乘波体和三维内转式流道的三位视图。
具体实施方式
38.以下结合附图1-17对本发明作进一步详细说明。
39.实施例：最小阻力锥导乘波体和三维内转式进气道一体化设计方法，包括以下步骤：
40.s1、通过优化设计或基于最小阻力外锥近似理论、设计生成满足一定容积需求的低阻力轴对称最小阻力锥体1，在0度攻角及一定来流马赫数条件下3，该最小阻力锥体1产生轴对称三维激波面2及激波面2与锥体1之间的无粘流场；最小阻力锥体1及其流场的出口截面4位于最小阻力锥体1的后缘端面，且与最小阻力锥体1的轴线垂直的平面，如图1所示；
41.s2、在出口截面4，如图2所示，定义最小阻力锥导乘波体在出口截面4上的下表面型线5，在最小阻力锥体1的流场中，沿下表面型线5，逆向追踪流线，止于最小阻力锥体1的三维激波面2，获得最小阻力锥导乘波体下压缩面7，如图3所示；始于最小阻力锥导乘波体下压缩面7和三维激波面2的交线，沿曲最小阻力锥体1的轴线方向，水平向后延伸，止于出口截面4，获得乘波机体的上表面6，如图3所示，获得的最小阻力锥导乘波体如图4所示；
42.s3、从内锥基准流场中，根据与乘波机体7的流动参数及几何外形匹配关系，通过流线追踪技术获得与最小阻力锥导乘波体压缩面7匹配的三维内转式流道；内锥基准流场的压缩型线由内锥压缩面8和中心母锥9组成，其流场结构包含初始曲面激波10和反射激波11；内锥基准流场将给定的入口流动马赫数12压缩到内锥基准流场出口处约入口流动马赫数12的一半；入口流动马赫数12近似等于最小阻力锥导乘波体压缩面7与三维内转式流道匹配区域的乘波体流场内的马赫数均值，内锥基准流场的结构示意图如图5所示。
43.s4、将内锥基准流场压缩面8和中心母锥9，及其流场和初始曲面激波10与反射激波11，置于最小阻力锥导乘波体压缩面7及其流场中，使初始曲面激波10(内锥基准流场激波面)与最小阻力锥导乘波体压缩面7相交形成三维曲线13，乘波机体激波面2与初始曲面激波10(内锥基准流场激波面)相交形成相交曲线15，三维曲线13和相交曲线15都在初始曲面激波10(内锥基准流场激波面)上，一条位于初始曲面激波10(内锥基准流场激波面)上的连接曲线14连接三维曲线13和相交曲线15，形成闭合曲线，连接曲线14可根据流量捕获及几何匹配需求在初始曲面激波10(内锥基准流场激波面)上设计，如图6所示。
44.s5、沿着位于初始曲面激波10(内锥基准流场激波面)上的封闭曲线的三维曲线
13、连接曲线14和相交曲线15，在内锥基准流场中，沿其轴线方向，向后追踪流线，到达内锥基准流场出口，所形成的流面，就构成了三维内转式流道的三个三维压缩曲面，即：三维压缩曲面一16、三维压缩曲面二17和三维压缩曲面三18，如图7所示；
45.s6、三维内转式流道的隔离段，其喉道处型线为三维压缩曲面的三维压缩曲面一16、三维压缩曲面二17和三维压缩曲面三18在内锥基准流场出口处的截断线，如图8中的三维压缩曲面一16、三维压缩曲面二17和三维压缩曲面三18所示，将其按照等面积变化及面心保持固定等原则，通过该几何变换，将其转化成具有一定长度的出口圆形19的隔离段。
46.s7、将设计获得的最小阻力锥导乘波体压缩面7和三维内转式流道(三维曲线13、连接曲线14、相交曲线15、三维压缩曲面一16、三维压缩曲面二17和三维压缩曲面三18)按照步骤s4中的匹配关系，组合在一起，就形成了如图9和图10中所示的一体化最小阻力锥导乘波体和三维内转式进流道外形。
47.其中，步骤s1中所述的满足一定容积需求的低阻力轴对称最小阻力锥体1，并不限于低阻力轴对称曲面锥体，也可以是直锥体和其他形式的满足一定容积需求的曲面外锥体。
48.步骤s2中最小阻力锥导乘波体的长度21和机体的宽度20的比值在1.0～5.0之间，乘波体的长度在1m～50m之间，如图11所示。
49.步骤s7中三维内转式流道压缩面13的宽度23和乘波机体在对应位置的展向宽度22的比值在0.2-1.0之间。对称面上，乘波体前缘到三维内转式流道压缩面13的距离24和乘波机体的长度21的比值在0.2～0.8之间，如图12所示。
50.此外，所描述的进气道内通道模块(三维曲线13、连接曲线14、相交曲线15、三维压缩曲面一16、三维压缩曲面二17、三维压缩曲面三18和出口圆形19)，沿着最小阻力锥导乘波体展向可以布置一个或对称布置2个(25，26)，对称布置2个是，其间距乘波机体在对应位置的展向宽度22比值在0.0-0.2之间，如图13所示。
51.通过本发明的上述实施例，本发明给出了最小阻力锥导乘波体和三维内转式流道的一体化设计方法，克服了长期困扰高超声速飞行器的乘波机体和三维内转式流道的耦合设计难题，将促进一体化乘波机体和三维内转式流道在工程中的使用，可在显著提升飞行器升阻比的同时，保持良好的进气特性，将显著提升吸气式高超声速飞行器的气动和推进性能；同时获得的一体化最小阻力锥导乘波体和三维内转式流道具有高容积效率和结构可实现性好的特点，更有利于工程化实现，因此，具有很大的经济效益。
52.本具体实施例仅仅是对本发明的解释，其并不是对本发明的限制，本领域技术人员在阅读完本说明书后可以根据需要对本实施例做出没有创造性贡献的修改，但只要在本发明的权利要求范围内都受到专利法的保护。