本發(fā)明涉及進氣道邊界層抽吸，尤其是涉及一種完全流向抽吸的三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道設(shè)計方法。

背景技術(shù)：

臨近空間飛行器的發(fā)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(shù)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制計劃。而超燃沖壓發(fā)動機作為實現(xiàn)高超聲速飛行器的關(guān)鍵技術(shù)，更是世界各國爭相關(guān)注的熱門領(lǐng)域之一。對于超燃沖壓發(fā)動機而言，一個高性能的進氣道是設(shè)計高性能超燃沖壓發(fā)動機的關(guān)鍵。進氣道位于高超聲速飛行器推進系統(tǒng)的最前部，直接與高超聲速飛行器前體相連接，起著壓縮來流，為下游提供盡可能多高能氣流的作用。經(jīng)過長期的發(fā)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(cè)壓式進氣道，并就它們的設(shè)計方法、流動特征、工作特性、工程設(shè)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(nèi)轉(zhuǎn)高超聲速進氣設(shè)計思路和方案。如：美國約翰霍普金斯大學(xué)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(zhuǎn)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 AIAA Aerospace Sciences Meeting&Exhibit,2002)的思路等。在國內(nèi)，本申請的發(fā)明人尤延鋮等學(xué)者率先將外流乘波理論運用在進氣道內(nèi)流研究中，提出了一種被稱為內(nèi)乘波式的三維內(nèi)轉(zhuǎn)高超聲速進氣道。數(shù)值模擬和高焓風(fēng)洞試驗證實：設(shè)計狀態(tài)下，該進氣道可以全流量捕獲來流。由此可見，三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道作為先進的進氣道技術(shù)目前收到國內(nèi)外眾多學(xué)者的研究。此類進氣道具有流量系數(shù)大、壓縮效率高、浸潤面積小的優(yōu)點。但高的流量捕獲能力同時會增加低馬赫數(shù)起動的負(fù)擔(dān)。因此，研究如何降低三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道起動馬赫數(shù)，以拓寬此類進氣道的工作范圍，對此類進氣道的發(fā)展具有重要意義。

降低進氣道起動馬赫數(shù)的方法無外乎變幾何法和定幾何條件的其他方法這兩類。變幾何方法設(shè)計原理是根據(jù)來流馬赫數(shù)大小來適當(dāng)調(diào)整進氣道總收縮比。但此方法不適合三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道，因為相比于常規(guī)的二元進氣道，三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道型面過于復(fù)雜。

至于定幾何條件下的起動方法，比較常見的是附面層抽吸。抽吸方法設(shè)計理念是希望抽吸方案對進氣道設(shè)計狀態(tài)性能影響不大，非設(shè)計狀態(tài)下還可以有效排除進氣道內(nèi)的低能氣體，以最小的流量損失實現(xiàn)進氣道在指定條件下的自起動。抽吸方案多采用順向開槽或開孔，來排出進氣道內(nèi)一部分低能邊界層，減小了邊界層厚度，從而抑制分離，改善進氣道自起動性能。潘成劍、李怡慶等學(xué)者還提出了一種逆向開槽的抽吸概念和方法，可以根據(jù)進氣道是否起動，自動切換開啟或關(guān)閉狀態(tài)。

然而，無論是順向抽吸槽還是逆向抽吸槽，都存在一個顯著問題：會額外引入抽吸激波，降低總壓恢復(fù)；額外引入的激波與反射激波相互干擾，形成復(fù)雜的波系結(jié)構(gòu)，還會降低出口均勻性，甚至引起附面層分離，引入新的不起動因素。由此可見，提供一種完全流向抽吸的三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道設(shè)計方法對提高高超聲速三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道自起動性能具有重要意義。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的旨在提供一種完全流向抽吸的三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道設(shè)計方法。

本發(fā)明包括以下步驟：

(1)根據(jù)設(shè)計要求采用特征線法求解軸對稱基本流場；

(2)運用流線追蹤方法生成三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道壓縮型面；

(3)根據(jù)位移厚度公式計算三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道肩部不同位置錐切面位移厚度；以步驟(2)得到的進氣道壓縮型面與步驟(3)計算得到的位移厚度為基礎(chǔ)，設(shè)計完全流向抽吸口；在位移厚度公式中，ρ表示邊界層內(nèi)的當(dāng)?shù)亓黧w密度；u表示邊界層內(nèi)的當(dāng)?shù)厮俣?；?sub>e表示邊界層外邊界處的當(dāng)?shù)亓黧w密度；u_e表示邊界層外邊界處的當(dāng)?shù)亓魉?；y表示垂直于流向方向的距離，壁面處y＝0；

(4)以步驟(3)中得到的完全流向抽吸口構(gòu)造新的進氣道出口形狀,并等直向后拉伸得到三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道隔離段；獲得能夠完全沿流向排除附面層低速低能氣流，同時不影響高速高能氣流在進氣道內(nèi)的流動特征的三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道。

在步驟(1)中，所述根據(jù)設(shè)計要求采用特征線法求解軸對稱基本流場的具體方法可為：軸對稱內(nèi)收縮基本流場為360°回轉(zhuǎn)體，回轉(zhuǎn)中心為軸對稱內(nèi)收縮基本流場回轉(zhuǎn)中心線；軸對稱內(nèi)收縮基本流場包括軸對稱內(nèi)收縮基本流場內(nèi)乘波式進氣道部分；運用特征線法求解軸對稱內(nèi)收縮基本流場，得到軸對稱內(nèi)收縮基本流場內(nèi)乘波式進氣道部分入射激波、軸對稱內(nèi)收縮基本流場反射激波。

在步驟(2)中，所述運用流線追蹤方法生成三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道壓縮型面的具體方法可為：設(shè)計三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道出口截面為圓形，在步驟(1)所述基本流場中進行流線追蹤。其中，提取流線和反射激波的交點與流線和入射激波的交點之間的流線，作為三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道的壓縮型線，將截斷后的流線布置于軸對稱內(nèi)收縮基本流場軸向切面內(nèi)得到內(nèi)乘波式高超聲速進氣道進口型線、進氣道肩部型線和進氣道壓縮型面。

本發(fā)明得到完全流向抽吸的三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道設(shè)計方案設(shè)有三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道和完全流向抽吸通道；所述三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道設(shè)有三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道壓縮型面、三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道唇口、三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道肩部、三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道隔離段；所述完全流向抽吸通道位置及大小根據(jù)三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道肩部邊界層位移厚度確定，抽吸通道出口工作壓力小于腔體壓力。

本發(fā)明的優(yōu)點：利用本發(fā)明生成的完全流向抽吸的三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道可以顯著提升三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道自起動性能。完全流向抽吸通道采用附面層位移理論計算可以保證將附面層低能流完全排除，同時不影響進氣道內(nèi)部流動特征。進氣道為三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道可保證全流量捕獲來流，增大發(fā)動機推力的同時減小外流阻力。依靠附面層位移理論計算位移厚度保證了三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道不會因為完全流向抽吸通道而犧牲總體性能，從而在不降低升阻比的情況下出色地完成進氣道的自起動。

附圖說明

圖1是完全流向抽吸的三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道設(shè)計方案基本流場示意圖。

圖2是完全流向抽吸的三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道設(shè)計方案壓縮型面總體結(jié)構(gòu)示意圖。

圖3是完全流向抽吸的三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道設(shè)計方案壓縮型面左視示意圖。

圖4是完全流向抽吸的三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道設(shè)計方案壓縮型面主視示意圖。

圖5是完全流向抽吸的三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道設(shè)計方案總體結(jié)構(gòu)示意圖。

圖6是完全流向抽吸的三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道設(shè)計方案仰視示意圖。

圖7是完全流向抽吸的三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道設(shè)計方案左視示意圖。

具體實施方式

如圖1～7所示，圖中的標(biāo)記為：1表示三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道參考面、2表示三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道前緣點所在位置、3表示基本流場流線的有效部分、4表示反射激波、5表示三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道唇口、6表示三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道進口入射激波、7表示基本流場回轉(zhuǎn)中心線、8表示流線與反射激波的交點、9表示三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道肩部型線、10表示三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道前緣捕獲型線、11表示流線追蹤法追蹤出的流線、12表示基本流線有效部分離散成的點集、13表示三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道壓縮型面、14表示三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道附面層、15表示三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道錐切面、16表示三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道完全流向抽吸通道、17表示三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道隔離段、18表示三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道隔離段出口、19表示高超聲速來流、20表示附面層低速低能氣流、21表示高速高能氣流。

完全流向抽吸的三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道設(shè)計方案包括完全流向抽吸通道16與三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道，其中完全流向抽吸通道大小根據(jù)三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道肩部不同位置錐切面的附面層位移厚度決定，抽吸壓力小于腔體內(nèi)壓力；三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道由三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道壓縮面13、三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道唇口5、三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道肩部型線9、三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道隔離段17組成。且三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道能夠?qū)崿F(xiàn)內(nèi)部乘波。三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道壓縮型面13于三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道肩部型線9處轉(zhuǎn)平進入三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道隔離段17，三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道唇口5位置由設(shè)計條件下三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道入射激波反射點位置確定。

本發(fā)明實施例的具體步驟包括：

(1)、根據(jù)設(shè)計要求采用特征線法求解軸對稱基本流場。軸對稱內(nèi)收縮基本流場為360°回轉(zhuǎn)體，回轉(zhuǎn)中心為軸對稱內(nèi)收縮基本流場回轉(zhuǎn)中心線7。軸對稱內(nèi)收縮基本流場包括軸對稱內(nèi)收縮基本流場內(nèi)乘波式進氣道部分；運用特征線法求解軸對稱內(nèi)收縮基本流場，得到軸對稱內(nèi)收縮基本流場內(nèi)乘波式進氣道部分入射激波6、軸對稱內(nèi)收縮基本流場反射激波4。

(2)、運用流線追蹤方法生成三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道壓縮型面。設(shè)計三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道出口截面為圓形，在步驟(1)所述基本流場中進行流線追蹤。其中，提取流線和反射激波的交點2與流線和入射激波的交點8之間的流線，作為三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道的壓縮型線，將截斷后的流線布置于軸對稱內(nèi)收縮基本流場軸向切面內(nèi)得到內(nèi)乘波式高超聲速進氣道進口型線10、進氣道肩部型線9和進氣道壓縮型面13。

(3)、根據(jù)位移厚度公式計算三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道肩部不同位置錐切面位移厚度。以步驟(2)得到的進氣道壓縮型面13與步驟(3)計算得到的位移厚度為基礎(chǔ)，設(shè)計完全流向抽吸口16。其中，進氣道肩部不同位置錐切面位移厚度不同，呈中間高，向兩邊逐漸減小的分布狀態(tài)。用二次曲線擬合不同錐切面內(nèi)位移厚度，與三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道肩部型線9構(gòu)成新月形完全流向抽吸通道。抽吸通道出口工作壓力小于腔內(nèi)壓力。

(4)以步驟(3)中得到的完全流向抽吸口構(gòu)造新的進氣道出口形狀,并等直向后拉伸得到三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道隔離段。獲得能夠完全沿流向排除附面層低速低能氣流20，同時不影響高速高能氣流21在進氣道內(nèi)的流動特征的三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道。

完全流向抽吸的三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道設(shè)計方案在保持三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道優(yōu)點的同時，實現(xiàn)了完全沿流向排出附面層低速低能氣流，從而提高進氣道低馬赫數(shù)自起動性能。