一种展向压力分布可控的高速前体/压缩面气动设计方法

1.本发明涉及高超声速飞行器进气道领域，特别是一种展向压力分布可控的前体/压缩面气动设计方法。


背景技术：

2.进气道作为飞行器和推进系统的气动交界面，承担着为发动机提供足量品质压缩空气的重任，其工作特性直接影响飞行器的气动力、发动机的工作效率和稳定工作边界。随着飞行马赫数的增加，进气道的重要性越来越强，其和飞行器-发动机一体化程度越来越高。对于高超声速飞行器，其前体和进气道压缩面高度一体化，前体分担了部分的压缩空气、流量捕获的任务。与此同时，由于高超声速飞行器普遍很长，前体边界层很厚。研究发现对于ma5量级的前体/进气道，进气道管道入口截面的边界层厚度可达管道高度的20％以上。当自前体发展而来的厚厚边界层吸入至进气道之后，在进气道压缩面、唇罩等诱导的激波系作用下，进气道内部出现诸多的激波/边界层干扰流动现象，如压缩拐角/激波边界层干扰、唇罩入射激波/边界层干扰、唇罩激波/侧壁边界层形成的扫掠激波边界层干扰、结尾激波串流动等等。激波/边界层干扰现象的存在，在进气道局部形成低能流堆积或者卷起低能旋涡，并诱导一些额外的分离激波、再附激波等，显著地降低进气道的气动性能、缩小进气道的稳定工作边界。因此，如何减薄前体/压缩面上的边界层厚度，避免其被吸入进气道，是高超声速进气道研究领域面临的一个严峻的、必须要解决的难题。
3.目前已经发展的前体边界层排移方法主要有：边界层隔道、三维鼓包。边界层隔道是在超声速飞机中通过将进气道内通道高悬在边界层外部，从根源上避免了飞机机体边界层被吸入至进气道内，但其气动阻力大，不适合推阻余量本来就不大的高超声速飞行器。为了取消飞行器上的隔道，提出了利用三维压缩鼓包替换平面压缩面，试验证明鼓包压缩相比于平面压缩的进气道具有更好的气动性能，且对攻角、侧滑角变化不敏感。三维鼓包其自身对称面附近的展向压力梯度不足，低能流排移能力较弱，其必须和临界状态时正激波形成的展向压力梯度协同工作才能发挥出边界层排移的效果，然而对于高超声速前体/压缩面其工作模式决定了没有正激波，必须要发展其他方式强化三维鼓包自身的边界层排移能力。


技术实现要素：

4.为了解决上述问题，本发明提出了人为设计前体/压缩面的展向压力梯度以强化其边界层排移能力。为了达到上述目的，本发明采用的技术方案如下。
5.一种基于展向压力分布可控的高超声速前体/压缩面一体化气动设计方法，包含以下步骤：
6.(1)求解taylor-maccoll方程，获得第一道锥形激波波后压力分布p(θ)；
7.(2)根据有旋流特征线法，求解基准流场波系结构；
8.(3)给定第一道锥形激波波后某一个栈位x横截面的压力分布规律p’(δ)，其中δ为
扇形角，p’(δ)随着δ的增大而减小；
9.(4)根据步骤(3)给出栈位上任一点的压力p’(δ)，结合步骤(1)中的锥形激波压力分布规律p(θ)，插值反求点所在的半径r＝x*tan(θ)；
10.(5)根据步骤(4)确定的半径r，进而可确定点的空间坐标为[x,y＝r*cos(δ),z＝r*sin(δ)]；
[0011]
(6)根据给定栈位任一点的坐标(x,r)，在基准流场中沿上、下游追踪流线，并仅保留第一道锥形激波波后的部分流线；
[0012]
(7)对追踪获得的流线进行旋转变换，其中旋转角为对应的扇形角δ；
[0013]
(8)将各点追踪的流线构成前体/压缩面。
[0014]
进一步的，基准流畅中，多级压缩的外锥形流场中第一级为直母线锥形激波，第二级为激波，第三级为等熵压缩波。
[0015]
进一步的，压力分布规律中，横截面捕获型线上压力随δ角的分布为连续单调降低，且压力的上限p’max在对称面处，即a1点，取为锥形激波波后壁面上的静压；压力下限p’min取为紧靠锥形激波波后的静压，即a4点。
[0016]
进一步的，压力分布规律中，δ在0～50
°
范围内，随扇形角δ的增加，展向压力梯度逐渐增大。
[0017]
进一步的，设计完成的一体化前体/压缩面中，前体和压缩面同时实现流场结构和几何结构一体化，前体和压缩面中间无边界层隔道或其他装置。
[0018]
相比于传统设计方法，本设计方法解决了传统前体对称面展向压力梯度不足、横向流动极弱、低能流堆积的难题，通过人为给定的展向压力分布，强化对称面附近的展向压力梯度，促使近壁低能流强横向流动，减少了边界层厚度，提升进气道的总体性能。
附图说明
[0019]
图1为本发明中展向压力分布可控的前体/压缩面气动设计方法进行一体化前体/压缩面设计时的示意图；
[0020]
图2为x＝800mm位置展向压力分布；
[0021]
图3为两种前体边界层厚度分布对比；
[0022]
图4为现有技术中的常规前体构型；
[0023]
图5为通过本发明的设计方法所设计出的展向压力分布可控前体构型。
具体实施方式
[0024]
请参阅图1所示，图1上半部分所指为基准锥形流场，其中包括锥形流场的对称轴2。多级压缩的外锥形流场4中第一级为直母线锥形激波1，第二级为激波8，第三级为等熵压缩波9。对于基准流场中的a1～a4压力对应与本发明所设计横截面捕获型线7上的a1～a4压力相等。本发明提供了一种展向压力分布可控的前体/压缩面气动设计方法，利用外锥流场沿径向方向压力逐渐降低的特性，通过给定外锥波后流场中某一个栈位沿展向逐渐降低的压力分布规律，基于坐标变换，在外锥流场中反求壁面型线空间坐标，再利用流线追踪方法从壁面型线向上、下游追踪三维流线，并仅保留锥形激波波后部分流线，以此流线簇构成前体/压缩面的气动型面。
[0025]
下面对本发明方法设计该实施例的详细实施步骤进行叙述。
[0026]
(1)设计马赫数取为7.0，基准流场采用三级压缩形式，其中第一级压缩角为4
°
，第二级压缩角为8
°
，第三级采用等熵压缩，其压缩角为13
°
。求解taylor-maccoll方程，获得第一道锥形激波波后压力分布，现有技术中已将锥形激波后气流参数整理成图表，通过查阅图表而可直接获得第一道锥形激波波后压力分布，查阅克拉斯诺夫hф的著作(旋成体空气动力学[m].北京:科学出版社,1965)
[0027]
(2)根据有旋流特征线法，求解基准流场波系结构。对于超声速流动，沿着特征线，将控制流场的偏微分方程变为可以积分的全微分方程，从而求得无粘流场的解，具体求解方法可以参阅张堃元(流体动力学[m].北京：科学出版社,2017)。基准流场中第一、第二级为等直母线锥形激波，第三级为等熵压缩波。
[0028]
(3)给定第一道锥形激波波后x＝800mm栈位横截面上的压力分布规律p’(δ)，如图2所示，其中δ为扇形角，p’(δ)随着δ的增大而减小，压力梯度为常规前体在同样来流条件下形成压力分布的五倍。压力的上限p
max
＝1.489在对称面处(δ＝0
°
)，取为锥形壁面上的静压；压力下限p
min
＝1.217取为紧靠锥形激波波后的静压；沿着宽度方向，压力连续地从上限降低至下限。
[0029]
(4)根据第3步给出栈位上任一点的压力p’(δ)，结合第1步求解的锥形激波压力分布规律p(θ)，线性插值反求点所在的半径r＝x*tan(θ)，例如对于δ1扇形角位置压力为p1，带入第一步给出的波后压力分布规律中，线性插值求得对应基准流场的θ1，可得横截面捕获型线的半径r1＝x*tan(θ1)。
[0030]
(5)根据第4步确定的半径r，进而可确定点的空间坐标为[x,y＝r
*
cos(δ),z＝r*sin(δ)]。
[0031]
(6)根据给定栈位任一点的坐标(x,r)，在基准流场中沿上、下游追踪流线，并仅保留第一道锥形激波波后的部分流线。
[0032]
(7)对追踪获得的流线进行旋转变换，其中旋转角为对应的扇形角。
[0033]
(8)将各点追踪的流线构成前体/压缩面；这样形成的前体/压缩面在给定工况下，横截面捕获型线位置处的展向压力分布与设计时给定的展向压力分布一致，从而实现了展向压力分布可控。
[0034]
采用上述方法所设计的前体/压缩面如图5所示，作为对照，按照常规鼓包前体设计方法，即通过给定前缘捕获型线(水平)，在基准流场中追踪流线，得到如图4所示的常规前体。对比了常规前体在x＝800mm位置和展向压力梯度控制前体在x＝800mm位置的展向压力分布，可以看到展向压力分布可控的前体压缩面上展向压力梯度在靠近对称面附近要显著大于常规前体。为进一步考核本发明对边界层的排移能力，采用三维数值仿真方法进行评估。定量对比了两种前体的边界层厚度演变规律。对于常规前体，在对称面附近边界层较厚，随后沿着展向方向，由于近壁低能流的展向流动增强，边界层有所减薄；然后再次增加，在前体边缘处，再次变薄。而对于展向压力分布可控的前体，其边界层厚度的演变规律总体来说和常规前体类似，但是对称面附近的边界层更薄，这主要还是得益于近壁低能流具有更强的展向流动，而且沿着展向迅速减薄。对于进气道扇形区(45度范围以内)，采用展向压力分布可控方法设计的前体，其边界层厚度总体更薄，最大可降低20％以上。说明采用本方法确实可以增强前体的边界层排移能力。
[0035]
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。