三维内转四通道高超声速组合进气道的设计方法与流程

本发明涉及宽速域航空飞行器的高超声速进气道，尤其是涉及三维内转四通道高超声速组合进气道的设计方法。

背景技术：

自航空飞行器诞生以来，一直都是世界各国争相发展的对象，无论是作为交通运输还是国防装备，航空飞行器的地位都是举足轻重的。人类对飞行器性能和速度的追求是无止境的，大量的科技研究及创新使飞行器迅速地从亚声速飞行发展到跨声速、超声速以及目前众多国家都在大力发展的高超声速飞行。高超声速飞行器飞行速域较宽，以往单一模式的发动机无法满足高超声速飞行器的需求，所以出现了组合动力装置，旨在为高超声速飞行器提供可靠的动力([1]张华军，郭荣伟，李博.tbcc进气道研究现状及其关键技术[j]空气动力学报，2010，28(05)：613-620)。

组合动力装置的出现，极大地促进了高超声速飞行器的发展，以往单一模态的进气道也无法为多模态的组合动力装置提供稳定的高品质气流。进气道是高超声速推进系统里重要的组成部分，只有进气道提供稳定的高品质来流，组合发动机才能高性能的工作。([2]彭小波.组合动力飞行器技术发展[j]导弹与航天运载技术，2016(5)：1-6)随着tbcc组合发动机(涡轮、冲压发动机的组合)的发展，结构相对简单的双通道的内、外并联进气道发展相对较多，双通道进气道即通过控制分流板的转动，从而实现进气道模态的转换。但由于冲压发动机的起动马赫数较高，涡轮发动机需要工作到很高的马赫数才能进行模态转换，而现有的涡轮发动机并不能达到其要求，所以在该类型进气道进行模态转换时会出现推力不足的现象。为了弥补此缺陷，trijet组合发动机(涡轮、引射火箭、冲压发动机的组合)，同时将进气道发展为三通道组合进气道，在双模态基础上增加引射火箭模态，形成涡轮模态到冲压模态之间的过渡，弥补飞行器从涡轮到冲压模态转换过程中了推力不足，其中典型的一款为上中下式(上中下分别为涡轮通道、引射火箭通道、冲压通道)的高超声速三通道进气道。虽然该类型的组合动力在一定程度上改善了模态转换过程中推力不足的状况，但是同时也带来了新的问题，如进气道的分流板在模态转换过程中旋转角度过大造成气流局部过大膨胀、涡轮通道入口面积过小流量不足等问题。由于进气道设计的不足，导致组合动力无法高性能的工作，所以一款高性能的进气道会在一定程度上促进高超声速飞行器的发展。

考虑到双通道进气道与三通道进气道设计的不足，同样采用涡轮、引射火箭、冲压发动机三种动力装置组合，选择新的进气道通道布局方式，将高超声速进气道优化设计为四通道组合进气道。四通道进气道两侧为涡轮通道，即两个涡轮发动机同时工作，保证为飞行器提供充足的推力；中间上侧为引射火箭通道，采用引射火箭助推，实现涡轮到冲压模态的平稳过渡，确保发动机转级过程的顺利进行；中间下侧为冲压通道，采用高性能的冲压发动机，为高速状态下的飞行器提供充足的推力。该四通道组合进气道的分流板分别开在冲压通道的上侧和左右两侧，避免了单个分流板旋转角度过大产生膨胀等问题，可以有效地改善三通道进气道的设计缺陷。此种布局形式的四通道进气道结构紧凑、模态转换过程稳定可靠，工作性能良好，促进对进气道模态转换的研究，对于组合动力技术与高超声速飞行器的发展有着重要的意义。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种可提高模态转换过程稳定性、布局形式更紧凑、各模态下工作性能较高的三维内转四通道高超声速组合进气道的设计方法。

本发明包括以下步骤：

1)设计工作马赫数范围为ma＝4～6的冲压通道；

在步骤1)中，所述设计工作马赫数范围为ma＝4～6的冲压通道的具体方法可为：

(1)设计三维内转类矩形压缩型面：冲压通道的设计以icfd流场为设计基础，将冲压通道的设计马赫数为来流条件，根据所要求的来流马赫数、喉道马赫数以及压缩型面前端初始楔角，在icfd流场中得到一条内收缩基本流场的壁面型线，根据设计要求选取基本流场流线的有效部分；再运用特征线法求解轴对称内收缩基本流场，得到内乘波式进气道的入射激波和轴对称内收缩基本流场的反射激波，入射激波和基本流场回转中心线的交点设计为进气道的唇口，入射激波和基本流场流线的有效部分的交点设计为进气道前缘点位置，反射激波和基本流场流线的有效部分的交点为内收缩基本流场有效终点；然后根据设计三维内转类矩形压缩型面肩部，在得到的基本流场中运用逆向流线追踪法追踪出的流线通过基本流线有效部分离散成的点集形成进出口截面均为类矩形的三维内转类矩形压缩型面；

(2)冲压通道隔离段：将冲压通隔离段设计为扩张型面，根据冲压通道隔离段的扩张比以及冲压通道隔离段椭圆形出口的要求设计冲压通道隔离段，三维内转类矩形压缩型面肩部与冲压通道隔离段椭圆形出口之间采用面积均匀过渡生成型面。

2)设计引射火箭通道分流板和涡轮通道分流板，进入引射火箭通道和涡轮通道的气流经过分流板转动调节，在设计分流板时要结合引射火箭通道、涡轮通道的布局进行设计；

在步骤2)中，所述设计引射火箭通道分流板和涡轮通道分流板，进入引射火箭通道和涡轮通道的气流经过分流板转动调节，在设计分流板时要结合引射火箭通道、涡轮通道的布局进行设计的具体方法可分为：

(1)设计引射火箭通道分流板和涡轮通道分流板：引射火箭通道和涡轮通道不共用同一分流板，将引射火箭通道分流板布置在三维内转类矩形压缩型面的上壁面，两个涡轮通道分流板布置在三维内转类矩形压缩型面的左右两侧；引射火箭通道分流板的末端型线所在的竖直截面面积与三维内转进气道压缩型面肩部面积的压缩比控制在1.1以下，结合设计要求选定引射火箭通道分流板末端，根据预设的引射火箭通道分流段的出口的面积，同时保证引射火箭通道分流板的旋转角度不过大，从旋转后的末端向前延伸与三维内转类矩形压缩型面相交，交线即设计为引射火箭通道分流板的旋转轴；涡轮通道分流板的旋转轴与引射火箭通道分流板的旋转轴控制在同一截面，根据预设的涡轮通道分流段的出口面积，以及保证涡轮通道分流板的旋转角度不过大的要求，确定涡轮通道分流板的末端；

(2)设计引射火箭通道分流板旋转角度和涡轮通道分流板旋转角度：旋转角度取决于引射火箭通道分流板、涡轮通道分流板末端长度以及引射火箭通道扩张段和涡轮通道扩张段的入口面积要求，为了降低膨胀的影响，控制旋转角度不超过10°，根据步骤(1)中设计的引射火箭通道分流板的旋转轴和涡轮通道分流板的旋转轴，确定引射火箭通道分流板的旋转角度和涡轮通道分流板的旋转角度；

(3)设计分流板旋转方式：模态转换过程中引射火箭通道分流板和涡轮通道分流板的旋转，会对通过的气流造成影响，会产生局部的膨胀现象，为了降低影响，使来流尽可能平稳地流入涡轮通道、引射火箭通道及冲压通道，选择匀速旋转的方式来调节分流板。

3)设计工作马赫数范围为ma＝0～2的涡轮通道扩张段；

在步骤3)中，所述设计工作马赫数范围为ma＝0～2的涡轮通道扩张段的具体方法可为：

(1)设计涡轮通道类矩形可调扩张段：涡轮通道类矩形可调扩张段的旋转型面在模态转换中旋转可调，控制其与涡轮通道分流板的调节同步，提高模态转换过程的密封性；由于涡轮通道类矩形可调扩张段的旋转型面在模态转换过程中旋转，所述扩张段设计为类矩形；根据设计的该扩张段的扩张比，及15°以内的旋转角度，结合涡轮通道分流段的出口截面确定涡轮通道可调扩张段的长度及涡轮通道类矩形可调扩张段转动型面的旋转轴；根据确定的涡轮通道类矩形可调扩张段出口的形状，采用面积均匀过度的形式与涡轮通道分流段的出口之间生成涡轮通道类矩形可调扩张段的其余型面；

(2)设计涡轮通道不可调扩张段：涡轮通道类矩形可调扩张段的出口为类矩形，涡轮通道出口截面为圆形，为了保证涡轮通道不可调扩张段型面的光滑过渡，使用三次曲线；以两端与涡轮通道类矩形可调扩张段的出口及涡轮通道的出口相切设置端点处的斜率，生成连接涡轮通道不可调扩张段进出口的三次曲线，随后采用面积均匀过渡的形式，生成涡轮通道不可调扩张段的型面。

4)设计工作马赫数范围为ma＝2～4的引射火箭通道扩张段。

在步骤4)中，所述设计工作马赫数范围为ma＝2～4的引射火箭通道扩张段的具体方法可为：

(1)设计引射火箭通道类矩形可调扩张段：引射火箭通道类矩形可调扩张段的旋转型面在模态转换中旋转可调，控制其与引射火箭通道分流板的调节同步，提高模态转换过程的密封性；由于引射火箭通道类矩形可调扩张段的旋转型面在模态转换过程中旋转，所述扩张段设计为类矩形；根据设计的该扩张段的扩张比，及20°以内的旋转角度，结合引射火箭通道分流段出口截面确定引射火箭通道可调扩张段的长度及引射火箭通道类矩形可调扩张段的旋转型面的旋转轴；根据确定的引射火箭通道类矩形可调扩张段的出口形状，采用面积均匀过度的形式与引射火箭通道分流段出口之间生成引射火箭通道类矩形可调扩张段的其余型面；

(2)设计引射火箭通道不可调扩张段：引射火箭通道类矩形可调扩张段的出口截面为类矩形，引射火箭通道的出口截面为圆形，为了保证引射火箭通道不可调扩张段型面的光滑过渡，使用三次曲线。以两端与引射火箭通道类矩形可调扩张段的出口截面及引引射火箭通道的出口截面相切设置端点处的斜率，生成连接引射火箭通道不可调扩张段进出口的三次曲线，随后采用面积均匀过渡的形式，生成引射火箭通道不可调扩张段的型面。

本发明在考虑了内并联双通道和三通道高超声速进气道不足的基础之上，提出了一种布局新颖、结构紧凑、设计合理的三维内转四通道高超声速组合进气道的设计方法。

本发明设计的一种三维内转四通道高超声速组合进气道，其结构包括：三维内转进气道压缩型面、冲压通道扩张隔离段、涡轮通道分流段、涡轮通道类矩形可调扩张段、涡轮通道可调不可调扩张段、引射火箭通道分流段、引射火箭通道类矩形可调扩张段、引射火箭通道不可调扩张段。其中三维内转进气道压缩型面采用特征线法和逆向流线追踪技术生成，分流段型面通过旋转生成，其它型面根据面积均匀过渡生成。

本发明具有以下的优势：三维内转四通道高超声速组合进气道设计为双涡轮通道，其可为飞行器在低速时提供更可靠的推力保证，其涡轮、冲压、引射火箭的组合动力装置使飞行器拥有更宽的飞行速域。每个分流板控制单个通道的分流，分流板旋转角度小，解决了三通道分流板旋转角度过大带来的膨胀问题，以及涡轮通道和引射火箭通道流量不足问题。冲压通道的隔离段为扩张型面，在一定程度上提高了冲压通道的抗反压能力；涡轮通道与引射火箭通道的扩张段均设计为可调类矩形扩张段与不可调类矩形转圆形扩张段的组合，在模态转换的过程中可调扩张段与分流板同步旋转，提高了结构的紧凑性与模态转换过程的密封性，在一定程度上提高了进气道模态转换的性能。该四通道进气道的通道布局紧凑，减小了迎风面积和外部阻力，其结构形式更符合未来飞行器的需求。

附图说明

图1是三维内转四通道高超声速组合进气道的基本流场示意图。

图2是三维内转四通道高超声速组合进气道三维内转类矩形压缩型面入口与肩部的二维投影图。

图3是三维内转四通道高超声速组合进气道的冲压通道设计原理图。

图4是三维内转四通道高超声速组合进气道的引射火箭通道和涡轮通道设计原理图。

图5是三维内转四通道高超声速组合进气道的分流板与可调扩张段旋转壁面的旋转示意图。

图6是三维内转四通道高超声速组合进气道的入口前视图。

图7是三维内转四通道高超声速组合进气道的全模视图。

在图1～7中，各标记为：1表示压缩型面前端初始楔角、2表示内收缩基本流场的壁面型线、3表示基本流场流线的有效部分、4表示内收缩基本流场有效终点、5表示反射激波、6表示进气道的唇口、7表示入射激波、8表示基本流场回转中心线、9表示进气道前缘点位置、10表示进气道前缘捕获型线的二维投影、11表示三维内转类矩形压缩型面肩部的二维投影、12表示逆向流线追踪法追踪出的流线、13表示基本流线有效部分离散成的点集、14表示轴对称内收缩基本流场、15表示进气道初始锥切面上的流线投影、16表示三维内转类矩形压缩型面的二维投影、17表示三维内转类矩形压缩型面、18表示引射火箭通道分流板、19表示进气道的冲压通道、20表示冲压通道隔离段椭圆形出口、21表示冲压通道隔离段、22表示三维内转类矩形压缩型面肩部、23表示涡轮通道分流板的末端、24表示涡轮通道分流板、25表示涡轮通道分流板的旋转轴、26表示引射火箭通道分流板的旋转轴、27表示引射火箭通道分流板的旋转角度、28表示引射火箭通道分流段的出口截面、29引射火箭通道类矩形可调扩张段的旋转型面、30表示引射火箭通道类矩形可调扩张段、31表示引射火箭通道类矩形可调扩张段转动型面的旋转轴、32表示引射火箭通道类矩形可调扩张段的出口截面、33表示引射火箭通道不可调扩张段、34表示引射火箭通道的出口截面、35表示涡轮通道的出口截面、36表示涡轮通道不可调扩张段、37表示涡轮通道类矩形可调扩张段的出口、38表示涡轮通道类矩形可调扩张段转动型面的旋转轴、39表示涡轮通道类矩形可调扩张段的旋转型面、40表示涡轮通道类矩形可调扩张段、41表示涡轮通道分流段的出口截面、42表示涡轮通道分流板的旋转角度、43表示四通道进气道的前端压缩型面、44表示引射火箭通道分流板在模态转换过程中的位置示意、45表示在模态转换过程中引射火箭通道分流板与引射火箭通道可调扩张段转动型面形成的缝隙、46表示引射火箭通道可调扩张段旋转板在模态转换过程中的位置示意、47表示涡轮通道可调扩张段旋转板在模态转换过程中的位置示意、48表示在模态转换过程中涡轮通道分流板与涡轮通道可调扩张段转动型面形成的缝隙、49表示涡轮通道分流板在模态转换过程中的位置示意、50表示引射火箭通道分流段、51表示引射火箭通道、52表示引射火箭通道扩张段、53表示涡轮通道扩张段、54表示涡轮通道、55表示涡轮通道分流段。

具体实施方式

以下实施例将结合附图对本发明作进一步的说明。

参见图1～7，本发明实施例包括以下步骤：

1)设计工作马赫数范围为ma＝4～6的冲压通道19，主要包括：

(1)设计三维内转类矩形压缩型面17：冲压通道19的设计以icfd流场为设计基础，将冲压通道19的设计马赫数为来流条件，根据所要求的来流马赫数、喉道马赫数以及压缩型面前端初始楔角1，在icfd流场中得到一条内收缩基本流场的壁面型线2，根据设计要求选取基本流场流线的有效部分3；再运用特征线法求解轴对称内收缩基本流场14，得到内乘波式进气道的入射激波7和轴对称内收缩基本流场14的反射激波5，入射激波7和基本流场回转中心线8的交点设计为进气道的唇口6，入射激波7和基本流场流线的有效部分3的交点设计为进气道前缘点位置9，反射激波5和基本流场流线的有效部分3的交点为内收缩基本流场有效终点4；然后根据设计三维内转类矩形压缩型面肩部22，在得到的基本流场中运用逆向流线追踪法追踪出的流线12通过基本流线有效部分离散成的点集13形成进出口截面均为类矩形的三维内转类矩形压缩型面17，结构中进气道初始锥切面上的流线投影15、进气道前缘捕获型线的二维投影10、三维内转类矩形压缩型面肩部的二维投影11以及三维内转类矩形压缩型面的二维投影16在图2中表示。

(2)设计冲压通道隔离段21：将冲压通隔离段21设计为扩张型面，根据冲压通道隔离段21的扩张比以及冲压通道隔离段椭圆形出口20的要求设计冲压通道隔离段21，三维内转类矩形压缩型面肩部22与冲压通道隔离段椭圆形出口20之间采用面积均匀过渡生成型面。

2)设计引射火箭通道分流板18和涡轮通道分流板24，进入引射火箭通道51和涡轮通道54的气流是经过分流板转动来调节的，在设计分流板时要结合引射火箭通道51、涡轮通道54的布局分别进行设计，主要包括：

(1)设计引射火箭通道分流板18和涡轮通道分流板24：引射火箭通道51和涡轮通道54不共用同一分流板，将引射火箭通道分流板18布置在三维内转类矩形压缩型面17的上壁面，两个涡轮通道分流板24布置在三维内转类矩形压缩型面17的左右两侧。引射火箭通道分流板18的末端型线所在的竖直截面面积与三维内转进气道压缩型面肩部22面积的压缩比控制在1.1以下，结合设计要求选定引射火箭通道分流板18末端，根据预设的引射火箭通道分流段50的出口的面积，同时保证引射火箭通道分流板18的旋转角度不过大，从旋转后的末端向前延伸与三维内转类矩形压缩型面17相交，交线即设计为引射火箭通道分流板的旋转轴26；涡轮通道分流板的旋转轴25与引射火箭通道分流板的旋转轴26控制在同一截面，根据预设的涡轮通道分流段55的出口面积，以及保证涡轮通道分流板24的旋转角度不过大的要求，确定涡轮通道分流板的末端23。

(2)设计引射火箭通道分流板的旋转角度27和涡轮通道分流板的旋转角度42：旋转角度取决于引射火箭通道扩张段52和涡轮通道扩张段53的入口面积，为了降低膨胀的影响，控制旋转角度不超过10°，根据步骤(1)中设计的引射火箭通道分流板的旋转轴26和涡轮通道分流板的旋转轴25，确定引射火箭通道分流板的旋转角度27和涡轮通道分流板的旋转角度42。

(3)设计分流板旋转方式：模态转换过程中引射火箭通道分流板18和涡轮通道分流板24的旋转，会对通过的气流造成影响，使气流产生局部的膨胀，为了降低影响，使来流尽可能平稳地流入涡轮通道54、引射火箭通道51及冲压通道19，选择匀速旋转的方式来调节分流板。

3)设计工作马赫数范围为ma＝0～2的涡轮通道扩张段53，主要包括:

(1)设计涡轮通道类矩形可调扩张段40：涡轮通道类矩形可调扩张段的旋转型面39在模态转换中旋转可调，控制其与涡轮通道分流板24的调节同步，提高模态转换过程的密封性。由于涡轮通道类矩形可调扩张段的旋转型面39在模态转换过程中旋转，该段设计为类矩形。根据设计的该段的扩张比，及15°以内的旋转角度，结合涡轮通道分流段的出口截面41确定涡轮通道可调扩张段40的长度以及涡轮通道类矩形可调扩张段转动型面的旋转轴38。根据确定的涡轮通道类矩形可调扩张段的出口37的形状，采用面积均匀过度的形式与涡轮通道分流段的出口截面41之间生成涡轮通道类矩形可调扩张段40的其余型面。

(2)设计涡轮通道不可调扩张段36：涡轮通道类矩形可调扩张段的出口37为类矩形，涡轮通道的出口截面35为圆形，为了保证涡轮通道不可调扩张段36型面的光滑过渡，使用三次曲线。以两端与涡轮通道类矩形可调扩张段的出口37及涡轮通道的出口截面35相切设置端点处的斜率，生成连接涡轮通道不可调扩张段36进出口的三次曲线，随后采用面积均匀过渡的形式，生成涡轮通道不可调扩张段36的型面。

4)设计工作马赫数范围为ma＝2～4的引射火箭通道扩张段52，主要包括：

(1)设计引射火箭通道类矩形可调扩张段30：引射火箭通道类矩形可调扩张段的旋转型面29在模态转换中旋转可调，控制其与引射火箭通道分流板18的调节同步，提高模态转换过程的密封性。由于引射火箭通道类矩形可调扩张段的旋转型面29在模态转换过程中旋转，该段设计为类矩形。根据设计的该段的扩张比，及20°以内的旋转角度，结合引射火箭通道分流段的出口截面28确定引射火箭通道可调扩张段30的长度及引射火箭通道类矩形可调扩张段的旋转型面的旋转轴31。根据确定的引射火箭通道类矩形可调扩张段的出口截面32的形状，采用面积均匀过度的形式与引射火箭通道分流段的出口截面28之间生成引射火箭通道类矩形可调扩张段30的其余型面。

(2)设计引射火箭通道不可调扩张段33：引射火箭通道类矩形可调扩张段的出口截面32为类矩形，引射火箭通道的出口截面34为圆形，为了保证引射火箭通道不可调扩张33段型面的光滑过渡，使用三次曲线。以两端与引射火箭通道类矩形可调扩张段的出口截面32及引射火箭通道的出口截面34相切设置端点处的斜率，生成连接引射火箭通道不可调扩张段33进出口的三次曲线，随后采用面积均匀过渡的形式，生成引射火箭通道不可调扩张段33的型面。

在涡轮模态向火箭模态转换的过程中，涡轮通道分流板24和涡轮通道类矩形可调扩张段的旋转型面39同时旋转，在模态转换过程中涡轮通道分流板在模态转换过程中的位置示意49以及涡轮通道可调扩张段旋转板在模态转换过程中的位置示意47在均在图5中表示，由于涡轮通道类矩形可调扩张段的旋转型面39不可伸缩，会出现在模态转换过程中涡轮通道分流板与涡轮通道可调扩张段转动型面形成的缝隙48；在火箭模态向冲压模态转换的过程中，引射火箭通道分流板18和引射火箭通道类矩形可调扩张段的旋转型面29同时旋转，在模态转换过程中引射火箭通道分流板在模态转换过程中的位置示意44以及引射火箭通道可调扩张段旋转板在模态转换过程中的位置示意46在均在图5中表示，由于引射火箭通道类矩形可调扩张段的旋转型面29不可伸缩，会出现在模态转换过程中涡轮通道分流板与涡轮通道可调扩张段转动型面形成的缝隙45。

以下给出具体实施例。

参考三维内转四通道高超声速组合进气道的设计方法，本实施例采用设计马赫数ma＝5做为来流马赫数，初始楔角7°，内收缩比6，设计如图7所示的工作范围为ma＝0～6(其中涡轮模态工作马赫数为ma＝0～2、引射火箭模态马赫数为ma＝2～4、冲压模态工作马赫数为ma＝4～6)的组合动力内转四通道进气道，所述进气道由高速冲压通道19、引射火箭通道51、两个低速涡轮通道54组成。通过cfd数值模拟计算发现，该进气道在设计马赫数为来流条件的情况下能够实现三维激波贴口及全流量捕获，具有较高的性能。