基于前体激波的内转式进气道/乘波前体一体化设计方法与流程

本发明涉及内转式进气道/乘波前体的一体化设计领域，适用于马赫数大于3的亚燃/超燃吸气式推进系统与飞行器前体一体化设计中。

背景技术：

在高马赫数(3<m<5)和高超声速(m>5)条件下，进气道与飞行器前体的一体化设计已经成为高超声速飞行器设计的关键，同时也对飞行器前体和进气道设计提出了新的要求。对飞行器前体而言，在为进气道提供高品质预压缩流场的同时还应尽可能帮助进气道捕获足够的流量。乘波构型的飞行器前体逐渐成为高速飞行器前体研究的一个重要方向。对于进气道来说，在对来流进行高效压缩的同时还应满足结构形状、作用力矩等要求。内转式进气道相对于传统的二元、轴对称和侧压式进气道具有压缩效率高、尺寸较短等优势，目前在高速吸气式推进系统中的应用越来越广泛。由于乘波前体与内转式进气道的的气动型面具有高度的三维复杂性，使一体化设计的难度加大。目前内转式进气道与飞行器前体一体化设计的主要有以下三类：

1)前体上设置平板的一体化设计技术，如x51飞行器。2)前体和进气道采用同一个基本流场设计，如贺旭照提出的曲外锥乘波体进气道设计方法(贺旭照,乐嘉陵.曲外锥乘波体进气道实用构型设计和性能分析[j].航空学报,2017(6).)和尤延铖提出的双乘波(youy,zhuc,guoj.dualwaveriderconceptfortheintegrationofhypersonicinward-turninginletandairframeforebody[r].aiaa2009-7421.)一体化构型.3)直接在前体预压缩流场中设计内转式进气道，即直接在非均匀来流条件下设计内转式进气道的一体化设计方法，主要有厦门大学李涛(李涛，李怡庆，尤延铖.圆锥构型高超声速飞行器前体与进气道一体化设计方法[p].cn204956937u.)和李怡庆(李怡庆，尤延铖，腾健等.飞行器前体与内乘波式高超声速进气道一体化设计方法[p].cn104908975a.)针对弹身前体发展的一体化设计方法。其中前两类方法对前体构型的设计约束太大，影响了实际的工程应用效果；第三种虽然降低了前体的约束，但对进气道的设计产生较大影响，主要有三方面问题：①为提升流量捕获性能，若通过前体激波曲面与进气道唇口的激波曲面相交构造进气道唇口型线，便难以控制进气道的捕获截面形状和面积，而且对进气道的结构形状产生较大影响；②若给定进气道捕获截面形状和进气道入口所在轴向位置，直接在基本流场上截取进气道构型，则很难将进气道唇口附着在前体激波上，且现有技术仅能实现入射激波与进气道下唇口的贴合，因此很难实现高流量捕获。

在内转式进气道与飞行器前体的一体化设计中，如何兼顾高流量捕获和进气道唇口形状可控的矛盾是一个很难绕开的问题。然而，就目前的内转式进气道设计方法而言很难同时兼顾这两个设计目标。因此，有必要发展新的内转式设计方法，使进气道可以同时兼顾捕获截面形状与高流量捕获。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种基于乘波前体激波和捕获截面形状设计的内转式进气道设计方法，使进气道和乘波前体的一体化设计可在给定的捕获截面形状下与前体激波进行匹配，实现高流量捕获的设计要求，提升内转式进气道/乘波前体一体化设计的灵活性。

本发明的技术方案如下：

基于前体激波的内转式进气道/乘波前体一体化设计方法，包括以下步骤：

1)对于已知的飞行器乘波前体，计算前体构型的流场结构：在已知的飞行高度、飞行马赫数和飞行器前体的姿态下，计算前体的流场并确定前体激波曲面的形状；

2)分解捕获截面的边界：将自定义的捕获截面边界分为前体捕获型线和进气道唇口投影型线；其中前体捕获型线为乘波前体的前缘线在捕获截面内逆来流方向上的投影，进气道唇口投影型线为进气道唇口型线在捕获截面内逆来流方向上的投影，投影至前体捕获型线和进气道唇口投影型线交点的点即进气道唇口型线与前体的交点，也就是上唇罩点；

3)确定内转式进气道的基本流场；所述基本流场包括入射激波、入射激波波后依赖域流场、反射激波上游的等熵压缩段流场、反射激波及反射激波下游的等熵压缩段流场：将进气道唇口投影型线顺流向投影至前体激波曲面上得到可实现全流量捕获的进气道唇口型线，给定中心体轴线的位置和方向，根据上唇罩点的位置和可实现全流量捕获的进气道唇口型线确定基本流场的入射激波形状，给定基本流场上边界的沿程马赫数分布和下边界的形状确定整个基本流场；

4)采用流线追踪方法确定进气道上表面和进气道下表面的形状，实现进气道与乘波前体的一体化设计。

作为优选方式，乘波前体的横向曲率半径大于基本流场的入口半径或前体型面中部朝基本流场中心体轴线方向外凸以确保上唇罩点的轴向位置处在进气道上唇口型线24和进气道下唇口型线的最前缘；

作为优选方式，步骤3)所述的基本流场结构包括入射激波、入射激波波后依赖域流场、反射激波上游的等熵压缩段流场、反射激波及反射激波下游的等熵压缩段流场，整个基本流场的确定步骤如下：

①将进气道唇口投影型线顺流向投影至前体激波曲面上得到一条可实现全流量捕获的进气道唇口型线；

②自定义中心体轴线与来流方向的夹角为α，在前体上给定一个横向位置w作为经过中心体轴线的纵向平面，自定义中心体半径r0与上唇罩点到中心体轴线的距离rmax之比，再根据中心体与进气道唇口和前体前缘线在逆中心体轴线方向的投影曲线相切的几何关系建立方程，求解该方程确定中心体轴线的纵向位置；自上唇罩点做中心体轴线的垂线，垂足作为基本流场相对坐标的原点，前体纵向为基本流场的径向r，以中心体轴线方向作为基本流场轴向x，构建基本流场所在的相对坐标系；

③将可实现全流量捕获的进气道唇口型线绕中心体轴线旋转得到一个回转曲面，该曲面的子午线即为可实现全流量捕获的基本流场入射激波形状；其中可实现全流量捕获的基本流场入射激波与中心体的交点为初始的下唇口点；

④以中心体轴线为中心，将上唇罩点沿周向投影至基本流场所在的相对坐标系内，投影点即为基本流场入射激波起始位置；自入射激波起始位置开始给定基本流场的入射激波形状，并将入射激波末端的径向坐标作为最终的中心体半径，再应用逆特征线法求解入射激波的波后依赖域流场；

⑤将入射激波波后依赖域流场出口边界作为反射激波上游的等熵压缩段流场入口边界，自定义基本流场上边界的沿程马赫数分布确定反射激波上游的等熵压缩段流场；自定义基本流场下边界的形状，将反射激波上游的等熵压缩段流场作为来流条件，应用特征线法求解反射激波及反射激波下游的等熵压缩段流场；

作为优选方式，步骤4)所述的流线追踪方法具体为：

①将基本流场的入射激波绕中心体轴线旋转得到入射激波曲面，该曲面与飞行器乘波前体曲面相交得到曲线，该曲线被两个上唇罩点截取的部分为进气道上唇口；进气道唇口投影型线顺流向投影至入射激波曲面得到进气道下唇口型线；

②分别将进气道上下唇口离散为一系列点，然后在各离散点布置基本流场并进行流线追踪得到两个流面，这两个流面即为进气道的上表面和下表面；

作为优选方式，步骤④所述的基本流场入射激波的给定方法为：首先在基本流场内，通过进气道上唇罩点的位置确定入射激波起始位置；然后在初始的下唇口点顺来流方向发出的射线上确定入射激波末端；再用曲线连接入射激波起始位置和入射激波末端，并使该曲线尽可能靠近可实现全流量捕获的基本流场的入射激波，最终确定入射激波形状；入射激波的给定还应确保满足存在性同时具有较小的激波损失。

本发明的优点是：在内转式进气道/乘波前体的一体化设计过程中，可基于前体激波形状设计捕获截面可控的内转式进气道，使内转式进气道唇口同时兼顾捕获截面形状可控和流量捕获系统较高的优点，从而提升内转式进气道与乘波前体一体化设计的灵活性。首先，内转式进气道基本流场的入射激波形状根据捕获截面边界在前体激波上的投影曲线确定，确保内转式进气道具有较高的流量捕获系数；其次，基本流场其余部分流场根据给定的沿程压缩规律设计，有利于调节进气道的压缩规律，进而提升进气道的气动性能，从而可以在唇口形状可控的条件下设计性能较好的进气道。

附图说明

图1为乘波前体的流场结构和可实现全流量捕获的进气道唇口型线的确定原理图；

图2为进气道基本流场入射激波给定原理图；

图3为进气道基本流场的结构图；

图4为进气道唇口型线的确定原理轴向剖视图；

图5为通过流线追踪方法确定进气道型面的原理轴向剖视图；

图6为基于前体激波的内转式进气道/乘波前体一体化设计方法实施方案轴测图；

图7为基于前体激波的内转式进气道/乘波前体一体化设计方法实施方案主视图；

图8为基于前体激波的内转式进气道/乘波前体一体化设计方法实施方案俯视图。

图9为基于前体激波的内转式进气道/乘波前体一体化设计方法实施方案左视图。

其中1表示乘波前体、2为前体激波曲面、3为前体捕获型线、4为进气道唇口投影型线、5为捕获截面、6为可实现全流量捕获的进气道唇口型线、7为中心体轴线、8为中心体、9为可实现全流量捕获的基本流场入射激波、10为上唇罩点、11为入射激波起始位置、12为基本流场的入射激波、13为入射激波末端、14为初始的下唇口点、15为进气道唇口和前体前缘线在逆中心体轴线方向的投影曲线、16为经过中心体轴线的纵向平面、17为入射激波波后依赖域流场、18为入射激波波后依赖域流场出口边界、19为反射激波上游的等熵压缩段流场、20为反射激波、21为反射激波下游的等熵压缩段流场、22为基本流场上边界、23为基本流场下边界、24为进气道上唇口型线、25为进气道下唇口型线、26为入射激波曲面、27进气道上表面、28为进气道下表面。

具体实施方式

基于前体激波的内转式进气道/乘波前体一体化设计方法是为了有效提升内转式进气道唇口设计的灵活性，使进气道能够在给定的捕获截面形状下与前体预压缩流场实现较好匹配以提升进气道气动性能的设计方法。

图1～图9为基于前体激波的内转式进气道/乘波前体一体化设计方法，步骤包括：

1)对于已知的飞行器乘波前体1，计算前体构型的流场结构：在已知的飞行高度、飞行马赫数和飞行器前体的姿态下，计算前体1的流场并确定前体激波曲面2；整个设计方案中乘波前体1的横向曲率半径须大于基本流场最大半径或乘波前体1型面中部朝基本流场中心体轴线7方向外凸以确保上唇罩点10的轴向位置处在进气道上唇口型线24和进气道下唇口型线25的最前缘；

2)分解捕获截面的边界：将自定义的捕获截面5边界分为前体捕获型线3和进气道唇口投影型线4；其中前体捕获型线3为乘波前体1的前缘线在捕获截面5内逆来流方向上的投影，进气道唇口投影型线为进气道唇口型线25在捕获截面5内逆来流方向上的投影，投影至前体捕获型线3和进气道唇口投影型线4交点的点即进气道唇口型线25与前体1的交点，也就是上唇罩点10；

3)确定内转式进气道的基本流场，具体结构包括入射激波12、入射激波波后依赖域流场17、反射激波上游的等熵压缩段流场19、反射激波20及反射激波下游的等熵压缩段流场21：将进气道唇口投影型线4顺流向投影至前体激波曲面2上得到可实现全流量捕获的进气道唇口型线6，给定中心体轴线7的位置和方向，根据上唇罩点10的位置和可实现全流量捕获的进气道唇口型线6确定基本流场的入射激波12形状，给定基本流场上边界22和下边界23的沿程压缩规律确定整个基本流场；整个基本流场的确定步骤如下：

①将进气道唇口投影型线4顺流向投影至前体激波曲面2上得到一条可实现全流量捕获的进气道唇口型线6；

②自定义中心体轴线7与来流方向的夹角为α，在前体1上给定一个横向位置w作为经过中心体轴线的纵向平面16，自定义中心体8半径r0与上唇罩点10到中心体轴线7的距离rmax之比，再根据中心体8与进气道唇口和前体前缘线在逆中心体轴线方向的投影曲线15相切的几何关系建立方程，求解该方程中心体轴线7的纵向位置；自上唇罩点10做中心体轴线7的垂线，垂足作为基本流场相对坐标的原点，前体纵向为基本流场的径向r，以中心体轴线方向作为基本流场轴向x，构建基本流场所在的相对坐标系；

③将可实现全流量捕获的进气道唇口型线6绕中心体轴线7旋转得到一个回转曲面，该曲面的子午线即为可实现全流量捕获的基本流场入射激波9；其中可实现全流量捕获的基本流场入射激波9与中心体8的交点为初始的下唇口点14；

④以中心体轴线7为中心，将上唇罩点10沿周向投影至基本流场所在的相对坐标系内，投影点即为基本流场入射激波起始位置11；在初始的下唇口点14顺来流方向发出的射线上自定义入射激波末端13位置；再用曲线连接入射激波起始位置11和入射激波末端13，并使该曲线尽可能靠近可实现全流量捕获的基本流场入射激波9，该曲线便可作为基本流场的入射激波12；将入射激波末端13的径向坐标作为最终的中心体8半径，再应用逆特征线法求解入射激波的波后依赖域流场17；入射激波12的给定还应确保满足存在性同时具有较小的激波损失；

⑤将入射激波波后依赖域流场出口边界18作为反射激波上游的等熵压缩段流场19入口边界，自定义基本流场上边界22的沿程马赫数分布确定反射激波上游的等熵压缩段流场19；自定义基本流场下边界23的形状，将反射激波上游的等熵压缩段流场19作为来流条件，应用特征线法求解反射激波20及反射激波下游的等熵压缩段流场21；

4)采用流线追踪技术确定进气道上表面27和进气道下表面28的形状，实现进气道与乘波前体的一体化设计；具体步骤为：

①以基本流场的入射激波12绕中心体轴线7旋转得到的入射激波曲面26，该曲面与飞行器乘波前体1曲面相交得到一条曲线，该曲线被两个上唇罩点截取的部分为进气道上唇口型线24，进气道唇口投影型线4顺流向投影至入射激波曲面26得到进气道下唇口型线25；

②分别将进气道上唇口型线24和进气道下唇口型线25离散为一系列点，然后在各离散点布置基本流场并进行流线追踪得到两个流面，这两个流面即为进气道上表面27和进气道下表面28；

实施例：在马赫数7，30km高空的条件下，给定带钝化前缘的乘波前体，按照本发明所述设计方法，设计如图6所示的进气道，所述的进气道唇口基本贴近前体激波上，设计的进气道流量捕获系数达到0.967，喉道马赫数为3.27，总压恢复系数0.603。由进气道的气动性能参数可知，虽然钝化前缘使前体激波脱体对进气道的捕获流量带来一定影响，但进气道依然具有较高的流量捕获能力和总压恢复系数。