基于弗格森曲线的二元进气道优化设计方法

1.本发明涉及飞行器进气道技术领域，具体是一种基于弗格森曲线的二元进气道优化设计方法。


背景技术：

2.在当前的研究中，二元进气道的设计大多采用最佳波系理论，使压缩面在设计状态下产生的激波可以在唇口处封口，既保证了进气道的压缩效率又可以给燃烧室提供足够的气流。利用最佳波系理论设计二元进气道时，需要首先选定设计点和总压缩角以及压缩面的数量，再根据斜激波关系式求出各级压缩角的大小。总压缩角的大小和压缩面的数量会直接影响到进气道的性能。
3.专利公开号cn113221483a基于类别形状函数的二元自由造型进气道优化设计方法及系统也提出通过类别形状函数来控制压缩面的形状，将类别形状函数的控制参数作为优化变量，将不同状态点性能参数作为优化目标，通过归一化方法转化成单目标优化问题得到最优二元自由造型进气道构型。
4.最佳波系理论基于无黏流假设，在实际飞行过程中，由于粘性的影响会出现附面层，附面层对压缩面产生的激波进行干扰，使其向唇口下方偏移，无法达到理想的设计状态。而基于类别形状函数优化设计方法中，形函数类函数参数作为纯几何变量，在进气道流动中没有明显的物理意义，对进气道设计没有很好的指导作用。并且该设计方法在优化时采用归一化方法，对不同评估状态点的流量系数与总压恢复系数的比进行加权求和，是一个单目标问题，但是在操作过程中由于无法精准确定权重，以及线性相加缺乏理论基础，优化结果很难具有说服力。


技术实现要素：

5.针对上述现有技术中的不足，本发明提供一种基于弗格森曲线的二元进气道优化设计方法，具有更强的物理意义，使得二元进气道的设计更加适用于实际飞行应用。
6.为实现上述目的，本发明提供一种基于弗格森曲线的二元进气道优化设计方法，包括如下步骤：步骤1，获取进气道的基本几何参数；步骤2，基于基本几何参数构建进气道外压缩面型线的弗格森曲线模型；步骤3，确定进气道外压缩面型线的约束条件，以进气道外压缩面型线两端点的切线矢量为控制参数、出口总压恢复系数和流量为优化目标，对进气道外压缩面型线的弗格森曲线模型进行优化，得到进气道外压缩面型线的最优帕累托前沿；步骤4，基于进气道外压缩面型线的最优帕累托前沿确定进气道构型。
7.在其中一个实施例，步骤1中，所述进气道的基本几何参数包括：进气系统总长度l、唇口距前缘长度l
cowl
、隔离段长度l
isolator
、进气道迎风高度h
capture
和喉道高度h
throat
。
8.在其中一个实施例，步骤2中，所述基于基本几何参数构建进气道外压缩面型线的
弗格森曲线模型，具体为：弗格森曲线可以用三阶多项式来表示，为：其导数方程为：式中，a、b、c、d表示多项式各项系数，表示变量；进气道外压缩面型线的左、右端点坐标分别为p0(0，h
capture
)、p1(l
cowl
，h
throat
)，进气道外压缩面型线的左、右端点处的切线矢量分别为t
p0
、t
p1
；基于弗格森曲线及其导数方程可得：代入弗格森曲线可得：因此得到进气道外压缩面型线的弗格森曲线模型为：。
9.在其中一个实施例，步骤3中，所述以进气道外压缩面型线两端点的切线矢量为控制参数，具体为：以进气道外压缩面型线两端点的切线矢量t
p0
、t
p1
的方向参数θ0、θ1，以及切线矢量t
p0
、t
p1
的大小参数l0、l1为控制参数。
10.在其中一个实施例，步骤3中，在优化过程中，采用nsga-ii多目标优化算法调节控
制参数θ0、θ1、l0、l1的取值，直至优化目标达到收敛。
11.在其中一个实施例，所述进气道外压缩面型线的约束条件为：所述进气道外压缩面型线的斜率单调变化。
12.本发明提供的，具有如下有益技术效果：1.利用弗格森曲线表示进气道外压缩型面型线，以进气道外压缩型面型线两端的坐标及切线矢量为控制参数，其中，进气道外压缩型面型线两端坐标点的位置影响着进气道捕获高度和内收缩比，切矢量方向影响压缩的激波强度，切矢量的大小影响着壁面的曲率，进而影响压缩的剧烈程度，使得设计过程具有很强的物理意义；2. 该设计方法能够得到最优的帕累托前沿，可以给设计者提供满足不同设计的选择。
附图说明
13.为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。
14.图1为本发明实施例中设计方法的流程图；图2为本发明实施例中进气道的几何参数示意图；图3为本发明实施例中进气道外压缩面型线的最优帕累托前沿示意图。
15.本发明目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。
具体实施方式
16.下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
17.需要说明，本发明实施例中所有方向性指示（诸如上、下、左、右、前、后
……
）仅用于解释在某一特定姿态（如附图所示）下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。
18.另外，在本发明中如涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。
19.在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接，还可以是物理连接或无线通信连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
20.另外，本发明各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普
通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。
21.如图1所示为本实施例公开的一种基于弗格森曲线的二元进气道优化设计方法，其具体包括如下步骤：步骤1，针对二元进气道，首先获取其基本几何参数，参考图2，二元进气道的基本几何参数包括：进气系统总长度l、唇口距前缘长度l
cowl
、隔离段长度l
isolator
、进气道迎风高度h
capture
和喉道高度h
throat
。其中，进气系统总长度l由高超声速飞行器前体的长度确定，进气道唇口和外压缩面构成的最大高度差即捕获高度h
capture
由发动机需求确定，隔离段的长度l
isolator
可以根据所需抗反压能力的大小，再由l
cowl
＝l-l
isolator
确定唇口距前缘长度l
cowl
。喉道高度h
throat
由激波串长度、激波串前后压力来确定，或者也可以将喉道高度h
throat
作为后续步骤3中优化过程中的一个控制参数。
22.步骤2，进气道的外压缩段p
0-p1对气流进行压缩，选择弗格森曲线对进气道的外压缩段进行参数化设计，在进气道外压缩面型线的左、右端点p0、p1坐标确定后，曲线p
0-p1的形状由点p0、p1的切线矢量，因此基于基本几何参数构建进气道外压缩面型线的弗格森曲线模型的具体实施方式为：弗格森曲线可以用三阶多项式来表示，为：其导数方程为：式中，a、b、c、d表示多项式各项系数，表示变量；进气道外压缩面型线的左、右端点坐标分别为p0(0，h
capture
)、p1(l
cowl
，h
throat
)，进气道外压缩面型线的左、右端点处的切线矢量分别为t
p0
、t
p1
；基于弗格森曲线及其导数方程可得：代入弗格森曲线可得：
整理可得：因此得到进气道外压缩面型线的弗格森曲线模型为：步骤3，确定进气道外压缩面型线的约束条件，以进气道外压缩面型线两端点的切线矢量为控制参数、出口总压恢复系数和流量为优化目标，对进气道外压缩面型线的弗格森曲线模型进行优化，得到进气道外压缩面型线的最优帕累托前沿，即图3所示。在优化过程中，采用nsga-ii多目标优化算法调节控制参数θ0、θ1、l0、l1的取值，直至优化目标达到收敛。
23.本实施例中，以进气道外压缩面型线两端点的切线矢量t
p0
、t
p1
的方向参数θ0、θ1，以及切线矢量t
p0
、t
p1
的大小参数l0、l1为控制参数。改变切线矢量t
p0
、t
p1
的方向参数 θ0、θ1，以及大小参数l0、l1即能改变进气道外压缩面型线的形状，进而改变进气道的性能。其中，θ0、θ1影响着前缘压缩角和出口压缩角，其大小的不同影响着激波的强度， θ0、θ1的角度越大，激波越强；l0、l1影响着端点处的曲率，l0、l1越小代表曲率越小，压缩更剧烈，l0、l1越大，则代表端点处曲率越大，压缩越弱。
24.本实施例中，进气道外压缩面型线的约束条件为：所述进气道外压缩面型线的斜率单调变化。即仿真优化过程中的优化目标实质为：以出口总压恢复系数和流量作为最优，且斜率单调变化的曲线为优化目标。
25.步骤4，基于进气道外压缩面型线的最优帕累托前沿确定进气道构型，由于不同的发动机对进气道要求不同，对总压恢复系数与流量的需求可能具有一定的偏向，根据发动机燃烧室对总压恢复系数和流量具体需求在帕累托前沿上确定具体的进气道构型，进而可以给设计者提供满足不同设计的选择。
26.本实施例中的设计方法以进气道外压缩型面型线两端的坐标及切线矢量为控制参数，其中，进气道外压缩型面型线两端坐标点的位置影响着进气道捕获高度和内收缩比，切矢量方向影响压缩的激波强度，切矢量的大小影响着壁面的曲率，进而影响压缩的剧烈程度，使得设计过程具有很强的物理意义。
27.通过采用本实施例中的设计方法与专利公开号cn113221483a公开的类别形状函数方案中的设计实例进行了优化，相比原有的直线压缩方式，经过使用本实施例方法优化
过后总压恢复系数提高了3%，流量提高了19.5%，优化效果十分可观。
28.以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。