本发明涉及一种单自由度控制的组合动力可调进气道及其设计方法，属于组合动力进气道设计技术领域。
背景技术：
吸气式高超声速推进技术已经成为当前国际航空航天界的研究热点之一，进气道作为吸气式高超声速推进系统的关键气动部件，其设计形式和工作特性直接影响着推进系统整体效能的发挥，然而进气道在设计状态下的优良气动性能不能保证其在所有关键的工作状态下均能正常稳定地工作，低马赫数下的起动能力与高赫数下性能间的矛盾已成为制约宽速域飞行的一个突出问题,常规的定几何进气道无法满足高超声速飞行器宽马赫数飞行要求，为拓宽进气道工作范围,变几何方案是必然的发展趋势。另外对于rbcc(火箭基组合循环)和tbcc(涡轮基组合循环)这类组合动力装置，变几何进气道也是解决各推进循环之间协调工作和实现模态转换的最佳选择。
二元超声速进气道由于其设计方法成熟、易于实现飞行器/进气道一体化设计等优点引起国内外众多学者关注，并且已成功应用到诸多飞行试验中。常见的针对二元超声速变几何技术主要有以下几类：美国x-43a唇口转动式变几何方案；法国onera唇口伸缩的平动式变几何方案；日本atrex可调顶板的变几何方案。
另外按照外压段压缩面形式将二元超声速进气道分成常规多级楔面压缩进气道和曲面压缩进气道，前者通过外压段分段产生的多道斜激波实现对气流的减速增压，该类二元进气道波系结构简单，设计周期短，包括美国的x-43a、x-51a以及澳大利亚的hyshot多采用常规二级或三级外压缩形式，该类外压波系压缩效率一般，外压段长度较长，但是灵活程度高，外压段每块转板均可以绕固定铰链进行转动，不过调节过程往往需要多自由度调节(不同来流马赫数下常需要调节多级转板)，调节机构设计较为困难；而后者则是通过一道弯曲激波实现对气流的减速增压，压缩效率高，其设计相对复杂，设计方法多采用特征线方法进行正向或者反向设计，但是单一的曲面压缩由于不存在二级可转动压缩面，若采用顶板转动变几何调节时气流会经历压缩-膨胀-再压缩的过程，这对于进气道性能提升是不利的。
技术实现要素：
为解决现有技术的不足，本发明的目的在于提供一种单自由度控制的组合动力可调进气道及其设计方法，应用于二元超声速进气道外压段顶板转动变几何方案中，保证单自由度控制的组合动力可调进气道在宽速域范围内能正常工作，同时解决超声速进气道低马赫起动能力以及高马赫数气动性能无法兼顾的矛盾，满足各工况下进气道的气动性能要求。
为了实现上述目标，本发明采用如下的技术方案：
一种单自由度控制的组合动力可调进气道，其特征是，包括依次连接的一级弯曲压缩面、二级可调压缩面、进气道喉道等直段和涡轮通道扩压器；所述二级可调压缩面的上方设置有进气道唇罩；所述一级弯曲压缩面和二级可调压缩面通过固定铰链相连接；所述一级弯曲压缩面和二级可调压缩面的同一侧设置有进气道侧板；所述进气道侧板还与进气道唇罩连接；所述涡轮通道扩压器采用方转圆扩张结构。
一种单自由度控制的组合动力可调进气道的设计方法，其特征是，所述进气道的外压段波系配置采用“曲面+楔面”的组合方案，一级弯曲压缩面即为曲面，二级可调压缩面即为楔面，其中曲面的压缩面采用特征线方法反向设计生成，楔面的压缩面根据斜激波理论在弯曲壁面后构建出来的第二级压缩面，楔面的压缩面一端延伸至喉道部位，另一端绕一固定铰链与曲面的压缩面连接并转动。
前述的一种单自由度控制的组合动力可调进气道的设计方法，其特征是，包括如下步骤：
1)进气道的几何尺寸约束条件，外压段长度l、捕获高度h，起始气流压缩角δ，弯曲激波数学表达式f(x)＝ax2+bx+c，其一阶导数f′(x)＝2ax+b，激波起始点(0，0)，则有a＝[h-btan(δ)]/l2，b＝tan(δ)，c＝0；
2)根据特征线反设计方法，已知激波曲线关系式，利用左行特征线与流线求壁面，反复迭代，最终计算出整个流场以及弯曲壁面；
3)在上述弯曲壁面的基础上，根据斜激波关系式构建二级楔面，保证设计状态弯曲激波与斜激波组成的外压波系封口，构建“曲面+楔面”组合的外压波系配置；
4)通过型面优化方法，对内通道进行设计，消除流动分离现象，得到进气道基准构型。
本发明所达到的有益效果：本技术方案通过弯曲激波与斜激波外压波系配置方案增加了高马赫数进气道的压缩性能，将喉道马赫数控制到一定程度，提高了高马赫数组合进气道的气动性能；二级转板转动的变几何方案降低了组合动力进气道的起动马赫数，改善了进气道低马赫数的起动性能，拓宽了组合动力进气道的工作范围和飞行器的飞行包线；单自由度调节方案便于真实试验中调节机构的设计，降低了设计难度。
附图说明
图1(a)-(c)为本发明组合动力二元超声速进气道外压段曲面压缩设计方法过程示意图；
图2为本发明组合动力二元超声速进气道设计流程图；
图3为本发明组合动力二元超声速进气道三维示意图；
图4为本发明组合动力二元超声速进气道对称面二维示意图；
图5为本发明组合动力二元超声速进气道变几何调节具体过程示意图；
图6(a)为本发明组合动力二元超声速进气道流量与设计指标对比示意图，(b)为本发明组合动力二元超声速总压恢复系数与设计指标对比示意图。
图中附图标记的含义：
1-进气道第一级压缩面、2-进气道第二级压缩面、3-进气道唇罩、4-进气道喉道等直段、5-涡轮通道扩压器、6-进气道侧板。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作进一步描述。以下实施例仅用于更加清楚地说明本发明的技术方案，而不能以此来限制本发明的保护范围。
当前超声速进气道一方面要求飞行器能在宽速域范围内工作同时要求各马赫数下进气道性能均较高，常规的定几何进气道往往比较难达到，低马赫数起动是制约其发展的一个重要因素，因此工程实现性较高的变几何进气道设计及模型设计逐渐成为一个研究热点。
本发明基于此背景，提出了一种“曲面+楔面”两级压缩的变几何进气道设计方法，其中曲面压缩部分主要采用的是特征线方法，该方法用于求解超声速运动的物体前缘形成的弯曲激波下游的超声速流动，其核心在于根据指定的约束条件设计一条多项式曲线，并根据该曲线采用流线和左行特征线相交求内点的方法计算出整个弯曲激波下游的流场以及壁面，楔面压缩则是利用常规的斜激波关系式在弯曲激波下游认为构建的二级压缩面。
之所以构建第二道压缩面主要是用于变几何调节，单一的曲面压缩由于整个型面是光滑，若采用转动压缩面的变几何方法会产生局部膨胀区域，这对于非设计状态进气道性能提升是不利的，气流经过压缩-膨胀-压缩的过程，压缩效率降低。而不采用常规的多级楔面压缩则是考虑到多级压缩压缩效率不如曲面压缩高，虽然变几何灵活性较高，但往往是多自由度调节，例如三级压缩的进气道，若想保证低马赫数下正常工作，仅仅调节三级压缩面是不够的，通常需要与二级压缩面一起进行调整，这就造成了二级三级压面同时调节的多自由度调节，工程实现较为困难；若只有两级楔面压缩，压缩效率又不高。而本发明中的“曲面+楔面”不同于两级楔面压缩，曲面压缩对气流压缩强，两个压缩面只需要调整二级压缩面，保证了单自由度调节，工程实现性高。
建立在“曲面+楔面”基础上二级转板转动的变几何方案为本发明的核心，用该方法设计出来的宽速域工作的进气道性能与相关设计指标进行比对，效果良好。
本发明组合动力二元超声速进气道工作范围为ma0-4。
采用特征线方法(moc)进行外压段曲面设计，以超声速运动的物体前缘形成的弯曲激波下游的超声速流动属于有旋的等熵流动(沿流线熵是常数，在垂直流线的方向可以存在熵和滞止参数的梯度)，采用特征线法对该流场进行求解该方法本质就是将非线性偏微分方程组转化为常微分方程组进行求解，使用特征线方程(公式1所示)和相容关系(公式2所示)代替拟线性偏微分方程组。
(1)特征线方程：
(2)相容方程：
式中δ＝0表示二维平面流动，δ＝1时为二维轴对称流动，p、ρ、a、μ、α、v、ma分别为静压、密度、声速、流动角、马赫角、速度和马赫数；u、v分别表示xy方向的速度分量；下标0、±分别表示流线和两条马赫线。
为了实现以上方程组数值求解，将微分方程组转化为有限差分方程组，求解激波过程、内点过程、固壁过程、对称轴点等不同单元过程。为了提高求解的精度，在各个单元过程中使用了迭代的欧拉校正算法。
本发明中采用给定激波形状反设计壁面设计出外压段弯曲压缩面，核心在于弯曲激波的设计，根据进气道几何尺寸约束条件(外压段长度l、捕获高度h等)，初步给定起始气流压缩角δ，假设弯曲激波数学表达式f(x)＝ax2+bx+c，其一阶导数f′(x)＝2ax+b，激波起始点(0，0)，易求得a＝[h-btan(δ)]/l2，b＝tan(δ)，c＝0。
根据特征线反设计方法，已知激波曲线关系式，将弯曲激波细化分为若干段，如图1(a)所示,曲线23为微分后的一小段弯曲激波，利用2点左行特征线以及3点流线求壁面点4，曲线34即为所求的一小段弯曲壁面。反复迭代，最终计算出整个流场以及弯曲壁面，如图1(b)所示，曲线oabcd为所设计的弯曲激波，曲线oa’b’c’d’即为反设计出来的弯曲壁面。将特征线方法(moc)算出的壁面进行数值模拟校验，结果如图1(c)所示，两者计算流场近似一致。
在上述弯曲壁面的基础上，根据斜激波关系式构建二级楔面，保证设计状态弯曲激波与斜激波组成的外压波系封口，从而构建了“曲面+楔面”组合的外压波系配置。通过型面优化方法，对内通道进行设计，消除流动分离现象，得到进气道基准构型。
图2给出了该单自由度控制的组合动力可调进气道设计流程图，根据设计点参数采用上述外压段波系设计及内压段型面优化方法设计出基准构型。在此基础上，根据进气道不同工况下气动性能要求，合理设计进气道变几何调节规律(即二级可调压缩面转动幅度)，若满足性能要求，即完成变几何进气道设计；若不满足，则结合变几何调节规律调整进气道型面或重新选择合适的变几何方案直至满足性能要求。
如图3和图4所示，本发明组合动力进气道为二元超声速进气道，由外压段弯曲压缩面1、外压段可调二级转动压缩面2、固定唇罩3、喉道等直段4、方转圆扩张段5以及侧板6几部分组成。图中1所示的弯曲压缩面即采用上述特征线反设计方法设计而成，壁面起始角度6°，终止角度10°；图中2所示的可调二级压缩面通过固定铰链与一级弯曲压缩面相连接，为单自由度转动，设计状态二级压缩角度11.5°；图中3所示的固定唇罩与部分二级转动压缩面组成进气道内收缩段，通道面积逐渐减小；图中4所示的喉道等直段主要起到稳定结尾激波的作用，避免下游反压过高，激波串直接推出喉道；图中5所示的方转圆扩张段选用扩张段中心线角度可调，面积变化前缓后急的控制规律，以提高扩张段抗反压能力；图中6所示的侧板起到减小外压段两侧的超声速溢流的作用。整个进气道的可运动部件只有二级可调转板，且仅做单自由度转动。
本发明还提供了一种单自由度组合动力可调进气道工作方法，如图5所示，将来流马赫数4时进气道构型定为基准构型，此状态下，弯曲激波与斜激波组成的外压波系激波实现封口，保证进气道获得最佳的流量捕获。当进气道工作在低马赫数状态时，通过转动二级可调压缩面放大喉道的方式，提高进气道起动性能同时进行流量匹配。随着飞行状态由低马赫数向高马赫数转化，二级可调压缩面绕固定铰链逆时针转相应角度，减小喉道高度，增大进气道内收缩比从而提高进气道对气流的压缩作用。与基准构型相比，当来流马赫数为1.5、2、2.5、3、3.5、4时，二级转板分别转动8.5°、5.5°、3°、1.5°、0.5°、0°，喉道高度采用设计状态马赫4喉道高度d无量纲处理后分别为2.64d、2.09d、1.62d、1.36d、1.18d、d，各飞行马赫数下，进气道均能正常工作，内通道没有明显的流动分离。当飞行马赫数达到设计状态时，外压激波实现封口，流量捕获性能达到最优。
采用本发明设计的进气道气动性能如图6所示，图中横坐标表示来流马赫数，纵坐标φ和σ分别表示进气道流量系数和出口总压恢复系数，图中正方形实线均表示数值仿真结果，三角形虚线表示设计指标需求，从图中可以看出随着来流马赫数的增加，进气道流量系数呈现上升趋势，而进气道出口总压恢复系数呈现下降趋势。通过二级板转动的变几何方案，各马赫数下进气道流量系数基本保持在设计指标要求的流量上限和流量下限之间，而出口总压恢复系数与设计指标相比，低马赫数略有不足，高马赫数基本达到。本发明方案设计的单自由度控制的组合动力可调进气道，满足设计指标需求，可调机构简单，易于应用于风洞及飞行试验当中。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变形，这些改进和变形也应视为本发明的保护范围。