本發(fā)明涉及飛行器進氣道設計領域，特別是一種高超聲速內(nèi)轉式進氣道的內(nèi)通道設計方法。

背景技術：
高超聲速內(nèi)轉式進氣道是一種采用流線追蹤方法設計的新型進氣道構型。在設計點狀態(tài)，前體激波貼口，實現(xiàn)全流量捕獲，避免了傳統(tǒng)二元進氣道的三維展向溢流，而且內(nèi)轉式進氣道的前體壓縮面三面參與壓縮，壓縮效率更高，可以實現(xiàn)短距大擴壓；不僅如此，內(nèi)轉式進氣道的前體便于和飛行器機身進行一體化設計，因此獲得了研究人員的青睞，成為美國下一代高超聲速計劃中采用的進氣道方案。自三維內(nèi)轉式進氣道這一概念提出以來，研究人員主要關注的是其基準流場的構造與優(yōu)化，進氣道前體壓縮面的設計等等，而對于內(nèi)轉式進氣道的設計則比較簡單?，F(xiàn)有的內(nèi)通道設計方法可以分為兩類：第一類是按照基準流場，仍然采用和前體壓縮面相同的流線追蹤方法來構造內(nèi)通道，這種方法實施起來簡單，但設計出來的進氣道內(nèi)收縮比太大，進氣道的起動問題特別突出，而且出口形狀不規(guī)則，不可控，為了實現(xiàn)對出口截面的形狀和面積進行控制，研究人員另辟蹊徑，采用從出口截面向上游追蹤流線的方式，但內(nèi)收縮比過大的問題仍然存在，而且這種自下而上的流線追蹤方法使得進氣道的前體形狀又不可控，因此無論是自上而下還是自下而上的流線追蹤方法都無法實現(xiàn)進氣道進出口截面同時滿足要求；第二類：為了避免這種方法的問題，國外提出了一種REST進氣道，該類進氣道的捕獲形狀為矩形，出口形狀為橢圓，其設計進氣道前體及內(nèi)通道的方法是首先根據(jù)捕獲形狀，自上游向下游追蹤流線，然后根據(jù)出口形狀的要求自下而上追蹤流線，最后根據(jù)一定的規(guī)律擬合出兩套流線的中間型線，這種方式實現(xiàn)了進氣道捕獲形狀和出口形狀的雙可控，但由于最終的型線并非真正的流線，因此對前體激波以及前體壓縮面的流量捕獲特性有影響。實際上對于內(nèi)轉式進氣道，其前體決定了進氣道的流量捕獲能力，而內(nèi)通道設計的好壞則直接決定進氣道的內(nèi)流性能。如果僅僅從基準流場的無粘流動出發(fā)設計內(nèi)通道，在有粘條件下，唇罩反射激波和進氣道內(nèi)的邊界層相干，使得內(nèi)通道的流動結構明顯偏離基準流場，因此在設計內(nèi)通道時必須考慮粘性的影響，盡量削弱唇罩反射激波和邊界層干擾現(xiàn)象。根據(jù)已有的研究表明：唇罩反射激波和進氣道肩部膨脹扇的相對位置對唇罩激波/邊界層干擾現(xiàn)象有重要影響，因此在進行內(nèi)通道設計時必須能做到可以對唇罩反射激波和肩部膨脹扇的相對位置關系進行人工干預。在結構上，內(nèi)通道銜接著上游的進氣道前體壓縮面和下游的燃燒室，因此內(nèi)通道型面必須滿足從前體壓縮面到燃燒室的光滑過渡，在數(shù)學形式上則需要滿足零階和一階連續(xù)。近年來，南京航空航天大學發(fā)展了一種通用擴壓器的設計方法(專利公開號：CN103950544A)，由于這種方法的先決條件是進出口截面上所有點必須滿足切線方向水平，而對于內(nèi)轉式進氣道前體呈現(xiàn)高度的三維收縮狀態(tài)，進口截面上每一點的切線方向都不同，這種設計方法不再適用。因此發(fā)展出一種不影響進氣道的流量捕獲特性，更加通用，氣動上可控的通用內(nèi)通道型面設計方法顯得十分必要。

技術實現(xiàn)要素：
為解決上述問題，本發(fā)明提供了一種不影響進氣道流量捕獲特性的通用內(nèi)轉式進氣道內(nèi)通道設計方法，能夠實現(xiàn)內(nèi)通道進出口復雜截面形狀、切向分布特性的光滑過渡，滿足各種進氣道捕獲形狀和燃燒室形狀的內(nèi)轉式進氣道內(nèi)通道型面設計，具有良好的通用性。為了達到上述目的，本發(fā)明采用的技術方案如下：(1).將進氣道的捕獲型線離散化，在基準流場中追蹤流線，獲得流線的集合；(2).將流線在內(nèi)通道進口截面位置進行截斷，分析進口截面的形狀、位置，根據(jù)流線，分析進口截面上每一點的三維切線方向；(3).確定出口截面形狀，位置以及出口截面上每一點的三維切線方向，根據(jù)進氣道對總收縮比或者內(nèi)收縮比的要求，對該形狀進行縮放處理；(4).將內(nèi)通道進出口截面形狀用弧長坐標進行表述，建立進出口截面上點的映射關系；(5).選擇過渡曲線上兩個控制點的位置變化規(guī)律，包括線性變化規(guī)律等；(6).根據(jù)進出口截面上點的映射關系，確定進出口截面上對應點的位置，方向，根據(jù)第(5)的控制點位置變化規(guī)律，確定兩個控制點的位置，求解貝塞爾曲線各項系數(shù)，構建通過進出口截面上兩點之間的過渡曲線；(7).校驗過渡曲線的凹凸性。為了保證整個管道是收縮的，需要保證每一條過渡曲線都是凸的，如果不滿足這一條件，調(diào)整控制點的前后位置；(8).將所有過渡曲線組成進氣道的內(nèi)通道型面。本發(fā)明的內(nèi)轉式進氣道內(nèi)通道設計方法的關鍵在于提出了一種實現(xiàn)進出口截面之間任意形狀、位置、切線方向的光滑過渡的通用算法，其主要原理在于：任意的幾何形狀都可以用弧長坐標進行表述，選擇合適的進出口截面弧長系數(shù)的映射規(guī)律，根據(jù)這進出口截面上對應點的切線方向，通過指定控制點的位置，構建出光滑的三維貝塞爾曲線。本方法克服了二次貝塞爾曲線無法實現(xiàn)對斜率變化進行控制，無法拓展到三維空間的缺陷，而且本發(fā)明方法對進出口截面的形狀以及切向沒有限制，克服了以往的設計方法對切線方向的約束，同時本方法通過改變控制點的位置變化規(guī)律還可實現(xiàn)對唇罩反射激波和肩部膨脹扇相對位置的控制，這是以前的設計方法無法實現(xiàn)的，而且本方法不涉及到處理前體壓縮面，因此不會改變進氣道的流量捕獲能力。附圖說明圖1是內(nèi)轉式進氣道內(nèi)通道進出口截面及過渡曲線的定義，圖中1為內(nèi)通道進口形狀，2為內(nèi)通道出口形狀，3為過渡曲線。圖2是進出口截面具有相同弧長系數(shù)點定義。圖3是進出口截面弧長系數(shù)映射關系。圖4是貝塞爾曲線通過的兩個點及控制點的定義。圖5是控制點的位置變化規(guī)律。圖6是采用本發(fā)明方法設計的捕獲形狀為圓形，出口截面為圓形的高超聲速內(nèi)轉式進氣道，包括前體壓縮面和內(nèi)通道。圖7是圖6中的內(nèi)通道型面。圖8是采用本發(fā)明方法設計的捕獲形狀為矩形，出口截面為圓形的高超聲速內(nèi)轉式進氣道，包括前體壓縮面和內(nèi)通道。圖9是圖8中的內(nèi)通道型面。圖10是采用本發(fā)明方法設計的捕獲形狀為非常規(guī)的異形，出口截面為橢圓的高超聲速內(nèi)轉式進氣道，包括前體壓縮面和內(nèi)通道。圖11是圖10中的內(nèi)通道型面。圖12是采用本發(fā)明方法設計的捕獲形狀為圓形，出口截面為矩形的高超聲速內(nèi)轉式進氣道，包括前體壓縮面和內(nèi)通道。圖13是圖12中的內(nèi)通道型面。具體實施方式本發(fā)明公開一種高超聲速內(nèi)轉式進氣道的內(nèi)通道設計方法。請參閱圖1至圖7所示，選擇進氣道捕獲形狀為圓形，出口截面也是圓形的內(nèi)轉式進氣道的實施例，下面對本發(fā)明方法設計該實施例的詳細實施步驟進行敘述。(1).將進氣道的捕獲形狀在ZOY平面離散化，根據(jù)進氣道對流量的需求對該形狀進行縮放處理，然后在基準流場中追蹤流線，獲得流線的集合pf(i,k)，i＝1,2…n，k＝1,2…q，pf(i,k)表示從捕獲形狀上第i點追蹤得到的流線上第k個點，以此作為內(nèi)通道設計的輸入；(2).將流線在內(nèi)通道進口截面位置進行截斷，其中進口截面位置為前體壓縮面前緣型線的最后一點所在平面位置(如圖6所示)，求解進口平面和每一條前體流線pf(i,k)的交點p(i,1)，點集p(i,1),i＝1,2…n即組成了內(nèi)轉式進氣道內(nèi)通道的入口截面，為了獲得內(nèi)通道進口截面每一點的三維切線方向，判斷點p(i,1)在pf(i,k)的位置，找出其相鄰點記為s(i,1)，點s(i,1)和點p(i,1)的連線即可視作進口截面點p(i,1)的切線方向；(3).確定出口截面形狀，將其離散化成p’(i,m)，為了便于后續(xù)設計，出口截面點集p’(i,m)的點序方向和進口截面的點集p(i,1)保持完全一致，否則無法使用本發(fā)明方法生成正確的型面，請參閱圖2，沿著順時針方向指針i是不斷增加的，因此其點序方向是順時針的，以進口截面為例，對于形狀內(nèi)部任意一點O(1)和點p(i,1)，點p(i+1,1)形成的兩個矢量的矢量積的模的符號應滿足小于0，即如果兩個形狀都滿足該條件則點序方向是一致的，然后根據(jù)進氣道對總收縮比或者內(nèi)收縮比的需求，對該形狀進行縮放處理，根據(jù)出口截面的位置對出口形狀進行平移處理，得到最終的出口截面點集p”(i,m)，為了保證和下游燃燒室光滑過渡，還需指定出口截面各點的切線方向，常見的燃燒室進口切線方向要求為水平方向，不失一般性，用b(i,m)和p”(i,m)的連線表征出口切線方向，；(4).將內(nèi)通道進出口截面形狀用弧長坐標Si進行表述，采用總弧長L對弧長坐標Si進行無量綱處理，得到弧長系數(shù)ri＝Si/L，為了對進出口截面變化劇烈的情況進行控制，需要確定一種進出口截面上點的映射關系，如圖3所示，其特征在于起點和終點分別為(0,0)和(1,1)，中間的變化則根據(jù)需要適當調(diào)整，最簡單的映射關系：r(i,m)＝r(i,1)；(5).過渡曲線上的兩個控制點pc1(i)和pc2(i)的定義請參閱圖4，其中pc1(i)位于p(i,1)和s(i,1)組成的直線上，pc2(i)位于切線p”(i,m)和b(i,m)組成的直線上；給定控制點pc1(i)和pc2(i)的位置隨弧長系數(shù)的變化規(guī)律rc1(i)和rc2(i)，常用的變化規(guī)律為線性變化規(guī)律，如圖5所示，也可以是其他的連續(xù)光滑曲線，且需滿足以下條件：rc1(i)和rc2(i)均為0～1的系數(shù)，而且rc2(i)>rc1(i)，這樣才能保證控制點位于p(i,1)和點p”(i,m)之間，且pc1(i)位于pc2(i)的上游，對于本設計實例，rc1(i)＝0.4，rc2(i)＝0.8。pc1(i)的坐標按照下式計算：xpc1(i)＝xp(i,1)+rc1(i)*[xp(i,1)-xp(i,m)]；ypc1(i)＝y(tǒng)p(i,1)+[yp(i,1)-ys(i,1)]*rc1(i)*[xp(i,1)-xp(i,m)]/{rc1(i)*[xp(i,1)-xp(i,m)]+xp(i,1)-xs(i,1)}zpc1(i)＝zp(i,1)+[zp(i,1)-zs(i,1)]*rc1(i)*[xp(i,1)-xp(i,m)]/{rc1(i)*[xp(i,1)-xp(i,m)]+xp(i,1)-xs(i,1)}pc2(i)的坐標按照下式計算：xpc2(i)＝xp(i,m)+rc2(i)*[xp(i,1)-xp(i,m)]；ypc2(i)＝y(tǒng)p(i,m)+[yp(i,m)-yb(i,m)]*rc2(i)*[xp(i,1)-xp(i,m)]/{rc2(i)*[xp(i,1)-xp(i,m)]+xp(i,m)-xb(i,m)}zpc2(i)＝zp(i,m)+[zp(i,m)-zb(i,m)]*rc2(i)*[xp(i,1)-xp(i,m)]/{rc2(i)*[xp(i,1)-xp(i,m)]+xp(i,m)-xb(i,m)}(6).根據(jù)進出口截面上點的映射關系，根據(jù)r(i,m)插值求得p(i,1)的對應點p(i,m)和方向點b(i,m)，根據(jù)第(5)步的控制點位置變化規(guī)律，確定兩個控制點的位置pc1(i)和pc2(i)的位置，根據(jù)三次貝塞爾曲線數(shù)學形式求得過渡曲線上各點坐標：x(i,j)＝(1-t)3*x(i,1)+3t*(1-t)2*xpc1(i)+3(1-t)t2*xpc2(i)+t3*x(i,m)；y(i,j)＝(1-t)3*y(i,1)+3t*(1-t)2*ypc1(i)+3(1-t)t2*ypc2(i)+t3*y(i,m)；z(i,j)＝(1-t)3*z(i,1)+3t*(1-t)2*zpc1(i)+3(1-t)t2*zpc2(i)+t3*z(i,m)；其中0≤t≤1；(7).校驗過渡曲線的凹凸性。為了保證整個管道是收縮的，需要保證每一條過渡曲線在XOY平面、ZOY以及XOZ平面的投影都是凸的，如果不滿足這一條件，需要調(diào)整控制點pc1(i)和pc2(i)的位置變化規(guī)律，另外通過調(diào)整pc1(i)和pc2(i)的位置變化規(guī)律，改變了過渡曲線的斜率變化規(guī)律從而影響唇罩反射激波和肩部膨脹扇的相對位置；(8).將所有過渡曲線組成進氣道的內(nèi)通道型面。請參閱圖8及圖9所示，是采用本發(fā)明方法設計的捕獲形狀為矩形，出口截面為圓形的高超聲速內(nèi)轉式進氣道，包括前體壓縮面和內(nèi)通道，其中進、出口截面弧長的映射關系取為r(i,m)＝r(i,1)，控制點的位置變化規(guī)律取為恒值:rc1(i)＝0.2，rc2(i)＝0.8。請參閱圖10及圖11所示，是采用本發(fā)明方法設計的捕獲形狀為非常規(guī)的異形，出口截面為橢圓的高超聲速內(nèi)轉式進氣道，包括前體壓縮面和內(nèi)通道，其中進、出口截面弧長的映射關系取為r(i,m)＝r(i,1)2，控制點的位置變化規(guī)律取為恒值:rc1(i)＝0.4，rc2(i)＝0.6。請參閱圖12及圖13所示，是采用本發(fā)明方法設計的捕獲形狀為圓形，出口截面為矩形的高超聲速內(nèi)轉式進氣道，包括前體壓縮面和內(nèi)通道，其中進、出口截面弧長的映射關系取為r(i,m)＝r(i,1)，控制點的位置變化規(guī)律取為線性變化規(guī)律：rc1(i)＝-0.1*r(i,1)+0.4，對于rc2(i)＝-0.2*r(i,1)+0.8。另外，本發(fā)明的具體實現(xiàn)方法和途徑很多，以上所述僅是本發(fā)明的優(yōu)選實施方式。應當指出，對于本技術領域的普通技術人員來說，在不脫離本發(fā)明原理的前提下，還可以做出若干改進和潤飾，這些改進和潤飾也應視為本發(fā)明的保護范圍。