本發(fā)明涉及飛行器設(shè)計(jì)領(lǐng)域，尤其是一種高超聲速進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)方法。

背景技術(shù)：

高超聲速進(jìn)氣道是超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的三大關(guān)鍵部件之一，其承擔(dān)著捕獲來流、壓縮來流并向燃燒室提供所需流量、品質(zhì)氣流的功能，其工作效率及運(yùn)行能力對超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的推進(jìn)效率、穩(wěn)定工作包線有著重要影響。

根據(jù)高超聲速進(jìn)氣道的幾何形式，其一般可以分為矩形進(jìn)氣道、軸對稱進(jìn)氣道、側(cè)壓式進(jìn)氣道、三維內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道等類型。其中，矩形進(jìn)氣道由于其流動(dòng)結(jié)構(gòu)、幾何結(jié)構(gòu)均相對簡單，且便于與飛行器前體進(jìn)行一體化設(shè)計(jì)，為此是當(dāng)前國際上各類高超聲速試飛器樂于采用的主流方案，如美國的x-43a和x-51a、德國的japhar，法國的lea等飛行器均采用了廣義矩形進(jìn)氣道。

高超聲速進(jìn)氣道的氣動(dòng)設(shè)計(jì)包括總體設(shè)計(jì)、外部壓縮面設(shè)計(jì)、內(nèi)通道型面設(shè)計(jì)等關(guān)鍵環(huán)節(jié)。其中，進(jìn)氣道外部壓縮面對進(jìn)氣道內(nèi)流特性和飛行器氣動(dòng)力特性均有著顯著影響，需要與飛行器前體進(jìn)行一體化設(shè)計(jì)。而進(jìn)氣道內(nèi)通道型面則由于涉及到進(jìn)氣道起動(dòng)問題、唇罩激波/邊界層干擾等流動(dòng)現(xiàn)象而變得相當(dāng)復(fù)雜，不能直接依據(jù)無粘激波理論進(jìn)行設(shè)計(jì)，并且其對進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)性能、極限反壓能力和寬包線運(yùn)行能力等均有著重要影響。例如，美國的x-51a高超聲速試飛器在飛行試驗(yàn)中便出現(xiàn)了兩次進(jìn)氣道不起動(dòng)問題，并導(dǎo)致了飛行試驗(yàn)的失敗。為此，急需要發(fā)展一種矩形高超聲速進(jìn)氣道的內(nèi)通道型面設(shè)計(jì)方法。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明提供一種矩形高超聲速進(jìn)氣道的內(nèi)通道型面設(shè)計(jì)方法，能夠快速完成進(jìn)氣道內(nèi)收縮比確定以及內(nèi)通道唇罩壓縮面、肩部型面、唇罩側(cè)板的設(shè)計(jì)，且同時(shí)滿足進(jìn)氣道的喉道馬赫數(shù)要求、自起動(dòng)能力要求、流動(dòng)組織要求等。

為達(dá)到上述目的，本發(fā)明的矩形高超聲速進(jìn)氣道的內(nèi)通道型面設(shè)計(jì)方法采用如下技術(shù)方案：

一種矩形高超聲速進(jìn)氣道的內(nèi)通道型面設(shè)計(jì)方法，該設(shè)計(jì)方法的設(shè)計(jì)對象為進(jìn)氣道內(nèi)通道，進(jìn)氣道內(nèi)通道包括：內(nèi)通道進(jìn)口、位于內(nèi)通道進(jìn)口及內(nèi)通道之間的喉道、位于內(nèi)通道進(jìn)口及喉道之間的進(jìn)氣道內(nèi)收縮段、形成進(jìn)氣道內(nèi)收縮段及內(nèi)通道的唇罩、位于唇罩兩側(cè)的唇罩側(cè)板；

該設(shè)計(jì)方法包括如下步驟：

(1)、確定進(jìn)氣道內(nèi)收縮比的大??；內(nèi)收縮比art的定義為進(jìn)氣道內(nèi)通道入口截面與喉道截面的面積之比；內(nèi)收縮比art的確定按照起動(dòng)能力因子s的方法進(jìn)行操作；起動(dòng)能力因子s的定義為：

s＝(art-art,等熵極限)/(art,kantrowitz極限-art,等熵極限)

其中

式中m0為飛行馬赫數(shù)，γ＝1.4；

s取值區(qū)間為0.75～0.85；

(2)、選擇進(jìn)氣道內(nèi)收縮段的唇罩配波形式，包括雙激波壓縮或則單激波壓縮；若飛行器對進(jìn)氣道唇罩高度和阻力有約束，則唇罩配波采用單激波壓縮形式，若飛行器對進(jìn)氣道唇罩高度和阻力沒有約束，則唇罩配波采用雙激波壓縮形式；

(3)、設(shè)計(jì)進(jìn)氣道內(nèi)收縮段的唇罩激波系；若采用單激波壓縮方式，由于進(jìn)氣道的唇罩前緣(高度位置已經(jīng)確定，為此唇罩的內(nèi)型線即為過唇罩前緣的水平線；若雙激波壓縮方式，則需對兩級(jí)壓縮角度、長度進(jìn)行專門設(shè)計(jì)；

(4)、對位于進(jìn)氣道主壓縮面一側(cè)的肩部型線進(jìn)行倒圓設(shè)計(jì)，使第一道唇罩激波入射在肩部倒圓區(qū)，利用肩部膨脹扇來削弱其反射激波的強(qiáng)度，使第一道唇罩激波的氣流偏轉(zhuǎn)角度達(dá)到12°而不導(dǎo)致顯著的邊界層分離；

(5)、采取流動(dòng)控制措施對唇罩激波及邊界層干擾進(jìn)行控制，控制措施的選擇原則如下：若進(jìn)氣道唇罩配波采用雙激波壓縮方式，選擇采用二元鼓包控制方法或大后掠斜坡式渦流發(fā)生器陣列控制方法；若進(jìn)氣道唇罩配波采用單激波壓縮方式，使用多區(qū)獨(dú)立放氣控制措施，并且，將放氣比例控制在3％以內(nèi)；

(6)、選擇唇罩側(cè)板的形式；側(cè)板形式分為后掠側(cè)板、垂直側(cè)板、前掠側(cè)板三種；選取原則為：如無特殊要求，選擇后掠側(cè)板或垂直側(cè)板形式；出于結(jié)構(gòu)需要或減小低馬赫數(shù)溢流的需要，采用前掠側(cè)板形式；

(7)、確定側(cè)板前緣的傾角；后掠側(cè)板的前緣傾角略小于進(jìn)氣道第一道唇罩壓縮激波的傾角；垂直側(cè)板的前緣傾角取90°；前掠側(cè)板的前緣傾角略大于進(jìn)氣道最后一道外部壓縮激波的傾角。

相對于現(xiàn)有技術(shù)，本發(fā)明可具有以下有益效果：

通過確定進(jìn)氣道內(nèi)收縮比的大小、選擇進(jìn)氣道內(nèi)收縮段的唇罩配波形式、設(shè)計(jì)進(jìn)氣道內(nèi)收縮段的唇罩激波系、設(shè)計(jì)唇罩激波/邊界層干擾現(xiàn)象的控制措施、設(shè)計(jì)進(jìn)氣道唇罩兩側(cè)的側(cè)板、進(jìn)氣道內(nèi)通道型面的三維仿真分析與調(diào)整設(shè)計(jì)等總體設(shè)計(jì)流程，并引入起動(dòng)能力因子s、激波/邊界層干擾的控制措施和控制特性等，完成進(jìn)氣道內(nèi)收縮比確定以及內(nèi)通道唇罩壓縮面、肩部型面、唇罩側(cè)板的設(shè)計(jì)，且同時(shí)滿足進(jìn)氣道的喉道馬赫數(shù)要求、自起動(dòng)能力要求、流動(dòng)組織要求等。該設(shè)計(jì)方法還給出了依據(jù)三維仿真結(jié)果對進(jìn)氣道內(nèi)通道型面設(shè)計(jì)結(jié)果的具體調(diào)整方法。

進(jìn)一步的，步驟(3)中，采用雙激波壓縮方式時(shí)，唇罩激波系的設(shè)計(jì)步驟為

(3.1)、確定唇罩一級(jí)壓縮面的氣流偏轉(zhuǎn)角度，在按照等分唇罩氣流總偏轉(zhuǎn)角的基礎(chǔ)上，將第一道唇罩激波的氣流偏轉(zhuǎn)角選取大于第二道唇罩激波氣流偏轉(zhuǎn)角1°～3°；

(3.2)、確定唇罩一級(jí)壓縮面的長度，唇罩一級(jí)壓縮面的長度取值一般在2.0～3.0倍喉道高度之間；

(3.3)、設(shè)計(jì)唇罩二級(jí)壓縮面，由于唇罩處的氣流總偏轉(zhuǎn)角和第一道激波的氣流偏轉(zhuǎn)角均已經(jīng)確定，故其氣流偏轉(zhuǎn)角為氣流總偏轉(zhuǎn)角和第一道激波的氣流偏轉(zhuǎn)角之差；

(3.4)、確定是否采用弱壓縮波束替換第二道唇罩激波，將唇罩一級(jí)、二級(jí)壓縮面交點(diǎn)處進(jìn)行倒圓處理，形成一束匯聚的壓縮波束替代第二級(jí)唇罩激波進(jìn)行壓縮，倒圓弧長在唇罩一級(jí)壓縮面長度的50％以上。

附圖說明

圖1是本發(fā)明采用雙激波壓縮方式的一種矩形高超聲速進(jìn)氣道的內(nèi)通道型面設(shè)計(jì)方法的設(shè)計(jì)對象示意圖；

圖2是本發(fā)明采用單激波壓縮方式的一種矩形高超聲速進(jìn)氣道的內(nèi)通道型面設(shè)計(jì)方法的設(shè)計(jì)對象示意圖；

圖3是本發(fā)明一種矩形高超聲速進(jìn)氣道的內(nèi)通道型面設(shè)計(jì)方法中肩部倒圓區(qū)設(shè)計(jì)示意圖。

圖4a是本發(fā)明一種矩形高超聲速進(jìn)氣道的內(nèi)通道型面設(shè)計(jì)方法中后掠唇罩側(cè)板設(shè)計(jì)示意圖，圖4b是垂直側(cè)板設(shè)計(jì)示意圖，圖4c是前掠側(cè)板設(shè)計(jì)示意圖。

圖5是本發(fā)明一種矩形高超聲速進(jìn)氣道的內(nèi)通道型面設(shè)計(jì)方法的設(shè)計(jì)流程圖。

具體實(shí)施方式

本發(fā)明公開了一種矩形高超聲速進(jìn)氣道的內(nèi)通道型面設(shè)計(jì)方法。請參閱圖1～圖5，其包括以下具體的設(shè)計(jì)步驟：

1、以高超聲速進(jìn)氣道的外部壓縮面1三維型面以及內(nèi)通道入口2的流場參數(shù)為基礎(chǔ)。

2、確定進(jìn)氣道內(nèi)收縮比的大小。內(nèi)收縮比art的定義為內(nèi)通道入口2截面(即唇罩前緣所在截面)與喉道3截面的面積之比。內(nèi)收縮比art的確定按照起動(dòng)能力因子s的方法進(jìn)行操作。起動(dòng)能力因子s的定義為：

s＝(art-art,等熵極限)/(art,kantrowitz極限-art,等熵極限)；

其中

式中m0為飛行馬赫數(shù)，γ＝1.4；

也就是說利用s將等熵起動(dòng)極限、kantrowitz起動(dòng)極限之間的區(qū)間進(jìn)行等比例劃分，獲得不同的等值線，其取值越高則越接近kantrowitz起動(dòng)極限。s取值建議區(qū)間為0.75～0.85，且采用流動(dòng)控制措施時(shí)取較高值。

3、選擇進(jìn)氣道內(nèi)收縮段4的唇罩5配波形式。唇罩配波形式主要有兩種，一為雙激波壓縮，另一則為單激波壓縮。在前者中，還可將第二道激波采用一束弱壓縮替代。唇罩配波形式的選取原則為：

(1)若飛行器對進(jìn)氣道唇罩5高度和阻力有嚴(yán)格約束，則唇罩配波采用單激波壓縮形式，但必須采用邊界層控制措施和消波措施，否則會(huì)出現(xiàn)大面積的邊界層分離，嚴(yán)重影響進(jìn)氣道的性能參數(shù)和工作包線。

(2)反之，則唇罩配波應(yīng)采用雙激波壓縮形式，或激波+弱壓縮波束方式。

4、設(shè)計(jì)進(jìn)氣道內(nèi)收縮段4的唇罩激波系。此時(shí)，需要著重減小唇罩激波本身總壓損失和激波誘導(dǎo)邊界層分離的風(fēng)險(xiǎn)。分兩類配波形式分別介紹：

(1)雙激波壓縮方式的唇罩激波系配置

a.確定唇罩一級(jí)壓縮面7的氣流偏轉(zhuǎn)角度。由于唇罩的氣流總偏轉(zhuǎn)角一般在20°左右，唇罩第一道激波、第二道激波均存在分離的風(fēng)險(xiǎn)，而第二道激波入射點(diǎn)處的邊界層氣流已經(jīng)受到了第一道激波的干擾，故更容易導(dǎo)致邊界層分離。在按照等分唇罩氣流總偏轉(zhuǎn)角的基礎(chǔ)上，將第一道唇罩激波10的氣流偏轉(zhuǎn)角選取較第二道唇罩激波8的氣流偏轉(zhuǎn)角略大一些，幅度在1°～3°之間。

b.確定唇罩一級(jí)壓縮面7的長度。取值過小會(huì)使得兩道激波的入射點(diǎn)11、12間距過小，導(dǎo)致兩干擾區(qū)13、14發(fā)生耦合作用；取值過大則會(huì)使得進(jìn)氣道喉道3截面顯著上移，增加唇罩5的迎風(fēng)面積和飛行器的氣動(dòng)阻力。一般，唇罩一級(jí)壓縮面7的長度取值一般在2.0～3.0倍喉道3高度之間。

c.設(shè)計(jì)唇罩二級(jí)壓縮面15。由于唇罩處的氣流總偏轉(zhuǎn)角和第一道唇罩激波10的氣流偏轉(zhuǎn)角均已經(jīng)確定，故其氣流偏轉(zhuǎn)角已經(jīng)確定，為兩者之差。

d.確定是否采用弱壓縮波束16替換第二道唇罩激波8。將唇罩一級(jí)、二級(jí)壓縮面交點(diǎn)17處進(jìn)行倒圓處理，形成一束匯聚的壓縮波束16替代第二級(jí)唇罩激波8進(jìn)行壓縮，這樣可以一定程度上減小入射點(diǎn)附近邊界層9氣流遭受的逆壓強(qiáng)梯度，降低流動(dòng)分離風(fēng)險(xiǎn)。但是，這樣會(huì)一定程度上增加唇罩5的加工難度。一般設(shè)計(jì)中，倒圓圓弧18的長度在唇罩一級(jí)壓縮面7長度的50％以上。倒圓圓弧18也可以采用樣條曲線替代。

(2)單激波壓縮方式的唇罩激波系配置

對于單激波壓縮方式，由于進(jìn)氣道的唇罩前緣19高度位置已經(jīng)確定，為此唇罩的內(nèi)型線20即為過唇罩前緣的水平線。不過，采用單道激波21壓縮方式時(shí)，必須采取激波/邊界層干擾控制措施，否則會(huì)由于總壓恢復(fù)系數(shù)過低、工作包線過窄，而無法實(shí)用。

5、對位于進(jìn)氣道主壓縮面一側(cè)的肩部型線22進(jìn)行倒圓設(shè)計(jì)。使第一道唇罩激波10入射在肩部倒圓區(qū)23，利用肩部膨脹扇24來削弱其反射激波25的強(qiáng)度，可使第一道唇罩激波10的氣流偏轉(zhuǎn)角度達(dá)到12°而不導(dǎo)致顯著的邊界層9分離。并且，分析不同馬赫數(shù)下第一道唇罩激波10在肩部附近的入射點(diǎn)位置，并使肩部倒圓區(qū)23設(shè)計(jì)兼顧不同的工作馬赫數(shù)，特別是低馬赫數(shù)狀態(tài)，必要時(shí)可放棄圓弧而采用樣條曲線24進(jìn)行過渡。

6、采取專門的流動(dòng)控制措施對唇罩激波/邊界層干擾現(xiàn)象25進(jìn)行控制。典型控制措施的選擇原則如下：

(1)若進(jìn)氣道唇罩配波采用雙激波壓縮方式，每道激波的強(qiáng)度相對較低，可以選擇采用二元鼓包控制方法或大后掠斜坡式渦流發(fā)生器陣列控制方法，前者控制能力達(dá)15°氣流偏轉(zhuǎn)角，后者控制能力則為12°氣流偏轉(zhuǎn)角；本實(shí)施方式中采用的二元鼓包控制方法請參考論文文獻(xiàn)：“zhangyue,tanhui-jun,etc.controlofincidentshock/boundary-layerinteractionbyatwo-dimensionalbump.aiaajournal.vol.52,no.4.2014”中的記載。本實(shí)施方式中采用的大后掠斜坡式渦流發(fā)生器陣列控制方法請參考論文文獻(xiàn)：“zhangyue,tanhui-jun,etc.controlofshock/boundarylayerinteractionforhypersonicinletsbyhighlysweptmicroramps.journalofpropulsionandpower.vol.31,no.1.2015”中的記載。

(2)若進(jìn)氣道唇罩配波采用單激波壓縮方式，激波強(qiáng)度很高，必須使用多區(qū)獨(dú)立放氣控制措施。其控制能力達(dá)18°～20°氣流偏轉(zhuǎn)角。并且，設(shè)計(jì)中應(yīng)將放氣比例控制在3％以內(nèi)，否則在放氣阻力、占用空間以及熱防護(hù)等方面付出的代價(jià)過大。本實(shí)施方式中的多區(qū)獨(dú)立放氣控制措施請參考中國專利“zl.2014101589066一種具有可變放氣系統(tǒng)的飛行器超聲速進(jìn)氣道”中的記載。

7、選擇唇罩側(cè)板26的形式。側(cè)板形式可分為后掠側(cè)板27、垂直側(cè)板28、前掠側(cè)板29三種。前掠側(cè)板29指側(cè)板前伸至唇罩前緣30的上游，后掠側(cè)板27則剛好相反。選取原則為：

(1)一般，高超聲速進(jìn)氣道應(yīng)該選擇后掠側(cè)板27或垂直側(cè)板28形式。其主要優(yōu)勢包括：有利于提高進(jìn)氣道起動(dòng)和再起動(dòng)能力；可一定程度減小側(cè)板的結(jié)構(gòu)重量。

(2)出于結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)或減小低馬赫數(shù)溢流的需要，可以采用前掠側(cè)板29形式。但必須要對角區(qū)流動(dòng)進(jìn)行控制。

8、確定側(cè)板前緣的傾角。

(1)后掠側(cè)板27的前緣傾角，略小于進(jìn)氣道第一道唇罩壓縮激波10的傾角；

(2)垂直側(cè)板28的前緣傾角，取90°；

(3)前掠側(cè)板29的前緣傾角，略大于進(jìn)氣道最后一道外部壓縮激波30的傾角。

9、進(jìn)行進(jìn)氣道內(nèi)通道型面的三維仿真分析與調(diào)整設(shè)計(jì)。根據(jù)獲得的仿真結(jié)果，按照以下不達(dá)標(biāo)項(xiàng)及對應(yīng)方法進(jìn)行設(shè)計(jì)調(diào)整：

(1)若流動(dòng)控制措施的放氣比例超標(biāo)，則調(diào)整放氣縫的出口限流喉道面積；

(2)若唇罩激波/邊界層干擾嚴(yán)重，則：

a.調(diào)整唇罩壓縮波系的配置方式和參數(shù)，特別是第一、二道唇罩激波的參數(shù)，避免提前匯聚或者入射點(diǎn)過于接近；

b.調(diào)整進(jìn)氣道主壓縮面的肩部倒圓區(qū)23；

c.調(diào)整放氣縫位置；

d.調(diào)整放氣比例。

(3)若進(jìn)氣道起動(dòng)能力不達(dá)標(biāo)，則：

a.減小進(jìn)氣道的內(nèi)收縮比，避免喉道3發(fā)生流動(dòng)壅塞；

b.調(diào)整唇罩波系配置，避免內(nèi)通道出現(xiàn)嚴(yán)重的邊界層分離；

c.調(diào)整放氣縫位置，抑制起動(dòng)過程中的流動(dòng)分離現(xiàn)象；

d.調(diào)整側(cè)板前緣傾角，對起動(dòng)過程中進(jìn)口兩側(cè)的氣流進(jìn)行溢流。

另外，本發(fā)明的具體實(shí)現(xiàn)方法和途徑很多，以上所述僅是本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施方式。應(yīng)當(dāng)指出，對于本技術(shù)領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來說，在不脫離本發(fā)明原理的前提下，還可以做出若干改進(jìn)和潤飾，這些改進(jìn)和潤飾也應(yīng)視為本發(fā)明的保護(hù)范圍。本實(shí)施例中未明確的各組成部分均可用現(xiàn)有技術(shù)和理論加以實(shí)現(xiàn)。