壁面壓力可控的內外乘波一體化設計方法與流程
2023-09-23 12:22:45 4
本發明涉及臨近空間高超聲速飛行器，尤其是涉及一種壁面壓力可控的內外乘波一體化設計方法。
背景技術：
臨近空間飛行器的發展涉及國家安全與和平利用空間，是目前國際競相爭奪空間技術的焦點之一。以美國、俄羅斯為代表的世界強國都在大力推進各自的高超聲速飛行研製計劃(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)。自上世紀60年代以來的大量研究充分說明，飛機器與推進系統的一體化設計是實現高超聲速飛行的關鍵，而機體與推進系統一體化的核心則是飛行器和進氣道的一體化。從目前的研究熱點和趨勢看，外乘波體飛行器設計和三維內收縮進氣道研究已經成為兩個領域內公認的先進設計方法和領先技術。
進氣道是高超聲速飛行器推進系統中的主要部件。它位於飛行器前部，直接與高超聲速飛行器前體相連接，起著壓縮來流，為下遊提供儘可能多高能氣流的作用。經過長期的發展人們提出了一系列高超聲速進氣道形式，主要包括：二元式進氣道、軸對稱式進氣道、側壓式進氣道，並就它們的設計方法、流動特徵、工作特性、工程設計研究等問題開展了研究。此外，國外研究人員還提出了一系列三維內收縮高超聲速進氣設計思路和方案。如：美國約翰霍普金斯大學F.S.Billig等提出的流線追蹤Busemann進氣道(Brien,T.F.and Colville,J.R.Analytical Computation of Leading Edge Truncation Effects on Inviscid Busemann Inlet Performance,AIAA paper,2007)；美國Astrox公司的P.K.Ajay等提出的「Funnel」型進氣道概念(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)；美國航天宇航研究中心的M.K.Smart等提出的將矩形進口光滑轉為橢圓形出口(Smart,M.K.and Trexler,C.A.Mach4Performance of a Fixed-Geometry Hypersonic Inlet with Rectangular-to-Elliptical Shape Transition,41st AIAAAerospace Sciences Meeting&Exhibit,2002)的思路等。在國內，尤延鋮等學者率先將外流乘波理論運用在進氣道內流研究中，提出了一種被稱為內乘波式的三維內收縮高超聲速進氣道。數值模擬和高焓風洞試驗證實：設計狀態下，該進氣道可以全流量捕獲來流；在非設計狀態，該類進氣道可以通過進口的自動溢流，明顯改善低馬赫數工作能力，因而具有較好的總體特性。
雖然在高超聲速飛行器和高超聲速進氣道研究領域，各項研究已經取得了顯著的進展，部件性能也在不斷提升。然而，迄今為止，科研人員尚未發現有效的方法，使得壁面壓力分布得到控制。而壁面壓力對飛行器性能提升有至關重要的作用。與此同時，科研人員也尚未得到高性能且適用於外乘波體飛行器與三維內轉進氣道的一體化裝置，使二者的結合實現飛行器總體性能的最大化。由於二者工作要求不同，很長一段時間裡，人們一直認為一體化就是分別設計兩個高性能部件，對它們進行相干疊加和相互折衷。但一體化問題絕非如此簡單。美國空軍高超聲速計劃首席科學家Mark Lewis在文獻(M.Lewis,A Hypersonic Propulsion Airframe Integration Overview,39th AIAA與ASME與SAE與ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit,2003)中指出，雖然我們很容易設計出升阻比7～8的飛行器，但現有的匹配上發動機的高超聲速飛行器升阻比最大也只有3.8。而乘波進氣道對飛行器性能提升也有至關重要的作用。由此可見，目前制約高超聲速系統總體性能的問題之一是缺乏一種壁面壓力可控的內外乘波一體化設計方法。
技術實現要素：
本發明的目的旨在提供一種壁面壓力可控的內外乘波一體化設計方法。
本發明包括以下步驟：
1)根據設計要求指定前緣捕獲型線在設計截面上的投影和所需的壓力分布。
2)設計前緣捕獲型線在俯視圖上的投影，根據給定壓力分布，利用逆向特徵線法求解對應的壓縮型線。
3)根據壓縮型線以及密切面與對稱面夾角，在相應的軸對稱外壓縮流場或軸對稱內收縮流場內，通過坐標變換，得到內外乘波一體化的壓縮型面。
4)設計三維內轉進氣道出口截面和三維內轉進氣道唇口在設計截面上的投影，並根據激波關係得到三維內轉進氣道唇口的三維構型。
5)以壓縮型面為基礎對內外乘波一體化飛行器進行幾何構造。
在步驟5)中，所述幾何構造包括飛行器上表面、飛行器下表面、隔離段向後等直拉伸等。
本發明得到壁面壓力可控的內外乘波一體化方案設有外乘波體飛行器和三維內轉進氣道；所述三維內轉進氣道設有三維內轉進氣道壓縮型面、三維內轉進氣道唇口、三維內轉進氣道肩部、三維內轉進氣道隔離段和三維內轉進氣道橫向溢流口；所述外乘波體飛行器與三維內轉進氣道依靠二元平面楔導乘波段連接過渡，三維內轉進氣道型面於三維內轉進氣道肩部處轉平進入三維內轉進氣道隔離段，橫向溢流口存在於外乘波體飛行器與三維內轉進氣道壓縮型面連接過渡處。
本發明的優點如下：
利用本發明生成的壁面壓力可控的內外乘波一體化飛行器同時兼顧了外乘波體飛行器與三維內轉進氣道的性能，並且實現了對乘波體壁面壓力的控制。其中，外乘波體飛行器具有較高的升阻力特性。進氣道為三維內轉進氣道，而且乘波體壁面壓力得到控制，保證了全流量捕獲來流，增大發動機推力的同時減小外流阻力；在低馬赫數情況下又能自動調整溢流，拓寬進氣道的工作馬赫數範圍。依靠曲率半徑無窮遠的平面楔導乘波體過渡段，實現內外乘波部分的自然過渡，保證了實現高升阻比的乘波裝置不會因為與進氣道裝置的耦合而犧牲總體性能，從而在不降低升阻比的情況下出色地完成進氣道的工作。
附圖說明
圖1是壁面壓力可控的內外乘波一體化方案壓縮型面正視圖。
圖2是壁面壓力可控的內外乘波一體化方案流向壓力分布以及壓縮型面俯視圖。
圖3是逆向特徵線法的求解示意圖。
圖4是壁面壓力可控的內外乘波一體化方案仰視示意圖。
圖5是壁面壓力可控的內外乘波一體化方案半剖結構示意圖。
圖6是壁面壓力可控的內外乘波一體化方案總體結構示意圖。
圖中的標記為：1表示壁面壓力可控的內外乘波一體化方案對稱截面、2表示三維內轉進氣道前緣捕獲型線在設計截面上的投影、3表示外乘波體前緣捕獲型線在設計截面上的投影、4表示二元平面乘波段密切面、5表示外乘波段激波曲線當地曲率中心、6表示外乘波段密切面、7表示前緣捕獲型線在設計平面的離散點、8表示內乘波段激波曲線當地曲率中心、9表示內乘波段密切面、10表示外乘波體下表面型線、11表示三維內轉進氣道壓縮型面、12表示外乘波體壓縮型面、13表示三維內轉進氣道壓縮型線、14表示外乘波體壓縮型線、15表示壁面壓力可控的內外乘波一體化方案流向壓力分布、16表示二維平面壓縮段、17表示外乘波段密切面6上外乘波體流向截面的壓縮型線、18表示內乘波段密切面9上三維內轉進氣道流向截面壓縮型線、19表示三維內轉進氣道橫向溢流口、20表示三維內轉進氣道唇口、21表示三維內轉進氣道肩部型線、22表示三維內轉進氣道隔離段、23表示三維內轉進氣道隔離段出口、24表示外乘波體飛行器與三維內轉進氣道前緣、25表示外乘波體飛行器、A表示A1和A2在壓力分布曲線15的對應點、B表示B1和B2在壓力分布曲線15的對應點、C表示C1和C2在壓力分布曲線15的對應點、D表示DA和DC在壓力分布曲線15的對應點、A1和A2表示三維內轉進氣道壓縮型線起始點、B1和B2表示二維平面乘波段壓縮型線起始點、C1和C2表示外乘波體壓縮型線起始點、DA表示三維內轉進氣道壓縮型線終止點、DC表示外乘波體壓縮型線終止點、E表示外壓縮軸對稱流場內右行特徵線與激波的交點、F表示內收縮軸對稱流場內右行特徵線與激波的交點。
具體實施方式
以下實施例將結合附圖對本發明作進一步的說明。
參見圖1～6，壁面壓力可控的內外乘波一體化設計方法的主要實施步驟包括：
(1)、根據設計要求指定前緣捕獲型線在設計截面上的投影和所需的壓力分布。前緣捕獲型線在設計截面上的投影分為外乘波段和內乘波段，分別對應曲線3和曲線2，並求解曲線上每一離散點曲率以及曲率中心，其中外乘波段和內乘波段通過曲率為∞的二元平面乘波段16過渡。以外乘波段為例，將離散點7與對應的曲率中心5相連得到密切軸，沿垂直於直面方向拉伸得到密切面6，同理，將離散點與對應的曲率中心8相連得到密切軸，沿垂直於直面方向拉伸可得內乘波段密切面9。曲率為無窮時得到二元平面乘波段密切面4。流向壓力分布15可以採用二次曲線或三次曲線等設計，改變流向截面中壓力分布曲線15來實現對壁面壓力分布的控制。其中內外乘波體沿橫向方向壓力相同，即橫向方向A1A2之間壁面壓力均為A點壓力，橫向方向B1B2之間壁面壓力均為B點壓力。
(2)、設計前緣捕獲型線在俯視圖上的投影，根據給定壓力分布，利用逆向特徵線法求解對應的壓縮型線。求解過程分為外乘波段和內乘波段，分別對應軸對稱外壓縮基本流場和軸對稱內收縮基本流場。其中外乘波段以密切面6為例，內乘波段以密切面9為例。根據外乘波段密切面6對應的壓力分布曲線CD，結合來流參數以及該密切面曲率，並以右行特徵線EDCs為特徵線邊界條件，如圖3(a)所示，採用逆向特徵線法求解得到壓縮型線17(壓縮型線C1sDCs)以及對應的軸對稱外壓縮流場；同理，根據內乘波段密切面9對應的壓力分布曲線AD，結合來流參數以及該密切面曲率，並以左行特徵線FDAs為特徵線邊界條件，如圖3(b)所示，採用逆向特徵線法求解得到密切面9內的壓縮型線18(壓縮型線A1sDAs)以及對應的軸對稱內收縮流場。
(3)、根據壓縮型線以及密切面與對稱面夾角，在相應的軸對稱外壓縮流場或軸對稱內收縮流場內，通過坐標變換，得到內外乘波一體化的壓縮型面。首先根據外乘波段密切面6與壁面壓力可控的內外乘波一體化方案對稱截面1的夾角α，在對應的軸對稱外壓縮流場內，利用壓縮型線C1sDCs上每一點坐標(x，y)，求解得到密切面6內壓縮型線14(即壓縮型線C1DC)上每一點的三維坐標(x，ysinα，ycosα)，之後將外乘波體的各密切面內壓縮型線組合得到外乘波體壓縮型面12；同理，根據密切面9與對稱面1的夾角β，在對應的軸對稱內收縮流場內，利用壓縮型線A1sDAs上每一點坐標(x，y)，求解得到密切面9內壓縮型線13(即壓縮型線A1DA)上每一點的三維坐標(x，ysinβ，ycosβ)，將內乘波段各密切面內壓縮型線組合得到三維內轉進氣道壓縮型面11。
(4)、設計三維內轉進氣道出口截面和三維內轉進氣道唇口在設計截面上的投影，並根據激波關係得到三維內轉進氣道唇口的三維構型。其中，三維內轉進氣道隔離段出口截面23設計為類矩形，外乘波體與三維內轉進氣道所乘激波曲線內乘波段沿壓縮型面11向下遊發展，與三維內轉進氣道唇口在設計截面上的投影沿流向發展得到的面相貫求得三維內轉進氣道唇口20的三維構型。
(5)、以壓縮型面為基礎對內外乘波一體化飛行器進行幾何構造(如飛行器上表面前緣捕獲型線24、下表面型線10，隔離段向後等直拉伸等)。獲得在設計飛行狀態下壁面壓力可控的內外乘波一體化裝置。
本壁面壓力可控的內外乘波一體化方案在保持外乘波體與三維內轉進氣道優點的同時，實現了兩種高性能裝置的一體化，並且使壁面壓力分布得到了控制，從而提高飛行器與推進系統的總體性能。
如圖6所示，本壁面壓力可控的內外乘波一體化方案包括外乘波體飛行器25與三維內轉進氣道，三維內轉進氣道由三維內轉進氣道壓縮面11、三維內轉進氣道唇口20、三維內轉進氣道肩部型線21、三維內轉進氣道隔離段22與三維內轉進氣道橫向溢流口19組成。且三維內轉進氣道能夠實現內部乘波。外乘波體飛行器25與三維內轉進氣道依靠二元楔導乘波段16連接過渡，三維內轉進氣道型面11於三維內轉進氣道肩部型線21處轉平進入三維內轉進氣道隔離段22，三維內轉進氣道唇口20位置由設計條件下三維內轉進氣道入射激波反射點位置確定，三維內轉進氣道橫向溢流口19存在於外乘波體飛行器25與三維內轉進氣道壓縮型面11連接過渡處。