基于双入射弯曲激波的宽速域进气道设计方法

本发明涉及宽速域飞行器进气道领域，尤其是涉及一种基于双入射弯曲激波的宽速域进气道设计方法。

背景技术：

目前，宽速域飞行器是世界各航空航天大国的热门研究内容，也是未来飞行器发展的一个重要方向。进气道作为推进系统的核心部件，其作用是为发动机捕获足够气流的同时实现高效压缩，确保整个推进系统产生足够的推力来满足飞行器宽速域范围内工作。按照不同的来流压缩形式，目前的高超声速进气道主要包括：二元式进气道、轴对称外锥式进气道、侧压式进气道和三维内转式进气道等四种类型。其中三维内转式进气道具有捕获流量大、压缩效率高、浸润面积小以及角区流动激波边界层干扰较弱等特点。不难发现，现阶段三维内转式进气道被广泛采用，如一些高超声速飞行器计划(欧洲lapcat计划和美国falcon计划等)。另外，还如：美国航天宇航研究中心的m.k.smart等提出的将矩形进口平滑过渡为椭圆形出口(smart,m.k.andtrexler,c.a.mach4performanceofafixed-geometryhypersonicinletwithrectangular-to-ellipticalshapetransition,41staiaaaerospacesciencesmeeting&exhibit,2002)的思路。国内，朱呈祥等基于icfc流场设计进出口均为矩形的内乘波式进气道(朱呈祥,黄国平,尤延铖,等.内乘波式进气道与典型侧压式进气道的性能对比[j].推进技术,2011,032(002):151-158.)等。

虽然在宽速域飞行器进气道研究领域，各项研究已取得有效进展，部件性能也在不断提升。然而，迄今为止，传统的三维内转进气道均基于单入射波的基准流场进行设计，在设计状态下，进气道外压段压缩性能有限，喉道马赫数较高，气流损失较大；在非设计状态下，分流板完全开启时，转轴位置膨胀效果明显，使得气流在外压段内加速，提高喉道马赫数，增大气流损失。而高性能的进气道通常需要在较宽的速域范围内均具有较优异的综合性能，即设计时需要兼顾压缩效率和内收缩比，故希望通过多级压缩的方式来提高压缩效率。与此同时，科研人员普遍采用传统特征线法进行基准流场反设计，不仅编程复杂，而且稳定性差，限制基准流场选择范围，进而缩小进气道的几何构造范围。由此可见，目前制约宽速域飞行器进气道性能的问题之一是缺乏一种基于双入射弯曲激波的宽速域进气道设计方法。

技术实现要素：

本发明的目的在于解决现有技术中存在的上述问题，提供一种基于双入射弯曲激波的宽速域进气道设计方法。

本发明包括以下步骤：

1)根据设计要求指定双入射弯曲激波基准流场两道三维入射激波，三维入射激波采用弯曲轴对称形状设计；

2)将步骤1)中三维弯曲入射激波离散为一系列参考平面，在参考平面内根据入射激波角，激波曲率以及波后参数，利用弯曲激波理论并结合两级压缩理论求解对应的双入射弯曲激波基准流场；

3)根据步骤2)中双入射弯曲激波基准流场设计三维内转两级曲面压缩型面：在设计马赫数来流条件下，选取两道弯曲入射激波交点为唇罩点。通过给定宽速域进气道初始喉道截面型线为类矩形型线，在该基准流场中对初始喉道截面型线进行逆流向流线追踪得到初始进气道压缩型面，该型面由基准流场所决定，为三维内转两级曲面压缩型面；

4)设计进气道隔离段：该宽速域进气道为单涡轮通道。使用“双s弯”形式的三次样条曲线作为涡轮通道扩张段的中心线，根据进气道总长度要求以及扩张比需求设计扩张段出口位置及截面面积，截面形状为圆形，将步骤3)中初始喉道截面型线沿涡轮通道扩张段的中心线拉伸至进气道隔离段上壁面曲线二次导数为零的位置，此位置也将是在步骤6)中第二级分流板转轴所设计的位置。之后通过调节类矩形倒角的半径实现后部涡轮通道扩张段的面积变化为类矩形转圆的平缓过渡，扩张通道转平之后再将其等直拉伸至设计出口位置，从而得到整个进气道隔离段理想型面。

本发明还包括以下步骤：

5)设计第一级分流板：首先对步骤4)中得到的整个进气道理想型面进行壁面光顺及粘性修正；然后取第一级压缩型面与第二级压缩型面的交线并作直线处理后作为第一级分流板的转轴，整个第二级压缩型面上壁面作为第一级分流板，并取第二级压缩型面压缩角为第一级分流板开启的极限角度，第一级分流板转至与第一级压缩型面连接端相切的位置即为第一级分流板的上极限位置；

6)设计第二级分流板：取步骤4)中进气道隔离段上壁面曲线的二次导数为零的位置作为第二级分流板的转轴位置，取该转轴至进气道初始喉道截面处的扩张段上壁面作为第二级分流板，其下极限位置由设计实际喉道面积所决定，其转动角度根据满足起动性能及泄除多余流量的需求决定。

本发明还包括以下步骤：

7)设计初始泄流口面积和实际喉道截面面积：考虑到粘性附面层厚度和泄除激波边界层干扰产生的低能流，在设计马赫数来流条件下，设计初始泄流口面积为5％的初始喉道面积，剩余为实际喉道截面面积，通过改变喉道高度方式实现，不改变喉道截面型线形状，具体为将第二级分流板向下偏转对应角度，该角度由实际喉道截面面积决定，也即第二级分流板的下极限位置。

步骤5)中，设计的第一级分流板保留基准流场第二级压缩型面的基本特征，即沿展向和流向均弯曲的型面。

步骤6)中，设计的第二级分流板形状仅沿流向弯曲，其长度与第一级分流板相匹配。

步骤5)和6)中，设计两级分流板的运动方式均为匀速运动。

基于双入射弯曲激波的宽速域进气道，包括进气道外压段、涡轮通道隔离段和分流板；所述涡轮通道隔离段包括依次连接的涡轮通道扩张段和涡轮通道等直段，涡轮通道扩张段入口为类矩形型面，涡轮通道扩张段的出口为圆形型面；所述分流板包括第一级分流板和第二级分流板，第一级分流板的转轴设于进气道第一级压缩型面的末端位置，另一端为自由端；所述第二级分流板的转轴设于进气道涡轮通道上壁面曲线的二次导数为零的位置，另一端为自由端；其中，当进气道的工作状态从设计点转到非设计点时，两级分流板联动配合，分别绕转轴向上匀速运动，根据满足起动性能及泄除多余流量的需求，两级分流板运动到匹配当前工况的最佳位置。

所述进气道外压段依据双入射弯曲激波基准流场得到，包括进气道第一级压缩型面和进气道第二级压缩型面；所述第二级压缩段上壁面为第一级分流板，第一级分流板的转动角度为进气道外压段第二级压缩楔角，此角度两极分别对应为第一级分流板的下极限位置和完全开启的上极限位置。

所述涡轮通道扩张段包括从扩张段入口到第二级分流板转轴处的类矩形扩张段和依次连接的类矩形转圆扩张段；所述涡轮通道类矩形扩张段上壁面为第二级分流板，其上极限位置为当第一级分流板处于上极限位置时，通过唇罩口自动溢流和泄流口主动泄流后消除喉道内激波边界层干扰并有最佳捕获流量的位置，其下极限位置由实际喉道面积所决定；所述涡轮通道类矩形转圆扩张段是通过面积均匀过渡生成。

相对于现有技术，本发明技术方案取得的有益效果是：

利用本设计方法生成的基于双入射弯曲激波的宽速域进气道同时兼顾进气道外压段的流场特征与进气道外压段的出口性能，并且实现已知激波和出口参数分布的两级压缩流场的反设计，在保证总压恢复的情况下大大提升压比，具有较高的压缩效率，进气道特征长度缩短；弯曲激波理论相较于传统特征线法计算效率更高，精度更高，得到的基准流场范围更广；进气道为三维内收缩进气道，设计高马赫数条件下两道弯曲入射激波贴口，两级压缩大大提升压缩效率从而降低喉道马赫数，泄除粘性附面层同时具有较高的流量捕获，增大发动机的推力，同时减小外流阻力；在低马赫数情况下又能通过唇罩口自动溢流和泄流口主动泄流以及两级分流板联动配合，保证进气道的综合性能，从而实现进气道宽速域范围内高性能工作；非设计状态下，第一级分流板开启的极限角度等于进气道外压段第二级压缩楔角，使得第一级分流板开启时可以消除转轴处的膨胀波，使气流一直处于压缩状态，降低喉道马赫数，降低损失，而第二级分流板向上开启，增大喉道面积，保证进气道起动性能；涡轮通道扩张段中心线采用三次样条曲线设计和流通截面的均匀过渡设计以及涡轮通道等直段设计，使得涡轮通道具有较高的总压恢复系数和较低的总压畸变系数，提高出口气流的均匀度。

附图说明

图1为基于双入射弯曲激波的宽速域进气道方案基准流场示意图。

图2为弯曲激波理论的求解示意图。

图3为基于双入射弯曲激波的宽速域进气道方案压缩型面入口与肩部的投影图。

图4为在设计高马赫数状态下两级分流板处于下极限位置时的主视结构示意图。

图5为在低马赫数状态下两级分流板完全开启时的主视结构示意图。

图6为基于双入射弯曲激波的宽速域进气道方案仰视结构示意图。

图7为基于双入射弯曲激波的宽速域进气道方案全模结构示意图。

图中标记为：1表示双入射弯曲激波基准流场第一级压缩型面(线)，2表示基准流场第二级压缩型面(线)，3表示基准流场两级压缩型面(线)、4表示基准流场有效区终点、5表示有效流线(即基准流场流线的有效部分)、6表示基准流场弯曲反射激波型线、7表示唇罩点、8表示基准流场第二道三维弯曲入射激波、9表示基准流场第一道三维弯曲入射激波、10表示基准流场中心(体)线、11表示宽速域进气道前缘点所在位置、12表示进气道初始喉道截面型线、13表示进气道前缘捕获型线、14表示不同参考平面、15表示双入射弯曲激波基准流场、16表示压缩型线、17表示进气道第一级压缩型面、18表示第一级分流板转轴、19表示第一级分流板、20表示第一级分流板完全开启时的上极限位置、21表示进气道实际喉道截面、22表示第二级分流板、23表示第二级分流板转轴、24表示涡轮通道类矩形转圆扩张段、25表示涡轮通道扩张段出口截面、26表示涡轮通道等直段、27表示进气道隔离段的出口位置、28表示涡轮通道扩张段的中心线、29表示宽速域进气道涡轮通道隔离段、30表示进气道第二级压缩段入口的二维投影、31表示流线追踪得到的流线、32表示三维内转两级曲面压缩型面、33表示第二级压缩型面压缩角、34表示初始泄流口、35表示第二级分流板下极限位置、36表示进气道外压段、37表示涡轮通道扩张段、38表示来流条件。

具体实施方式

为使本发明所要解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚、明白，以下结合附图和实施例，对本发明做进一步详细说明。

如图1～7所示，基于双入射弯曲激波的宽速域进气道设计方法，包括以下步骤：

1)根据设计要求指定双入射弯曲激波基准流场15第一道三维弯曲入射激波9和第二道三维弯曲入射激波8，其中，由于双入射弯曲激波基准流场15的轴对称性，不同参考平面14内第一道三维弯曲入射激波9型线形同，第二道三维弯曲入射激波8型线形同。同理，待求解的不同参考平面14内的两级压缩型面(线)3以及反射激波型线6也形同；

2)将步骤1)中三维弯曲入射激波离散为一系列参考平面，在不同参考平面14内根据入射激波角，激波曲率以及波后参数，利用弯曲激波理论求解对应的双入射弯曲激波基准流场15。求解过程在不同参考平面14内进行，如图2所示，根据第一道三维弯曲入射激波9上离散点激波角，激波曲率以及波后参数，利用弯曲激波理论求解得到不同参考平面14内第一级压缩型面(线)1，在第一道三维弯曲入射激波9的依赖域内根据预设的第二道入射激波型线获得第二道三维弯曲入射激波8的相关参数，再次利用弯曲激波理论求解得到第二级压缩型面(线)2，将所有不同参考平面14内两级压缩型面(线)3组合得到对应的双入射弯曲激波基准流场15。弯曲激波理论控制方程如下图所示，其中p为压力，δ为流动角，μ为马赫角，ρ为密度，v为速度，γ为比热比，j为判断因子，s为流线，l为特征线，p为沿流线压力的导数，d为气流角沿流线的导数；

3)根据步骤2)中双入射弯曲激波基准流场15设计三维内转两级曲面压缩型面32：在设计马赫数来流条件下，选取两道弯曲入射激波交点为唇罩点7。首先给定宽速域进气道初始喉道截面型线12为类矩形，在该基准流场15内进行逆流向流线追踪，即利用初始喉道截面型线12上每一点坐标(x，y)，求解得到不同参考平面14内有效流线5上每一点的三维坐标(x，y，z)，之后将有效流线5上每一点三维坐标组合得到流线追踪得到的压缩型线16。所有不同参考平面14内压缩型线16组合构成宽速域进气道压缩型面32，为三维内转两级曲面压缩型面32；

4)设计宽速域进气道涡轮通道隔离段29：该宽速域进气道为单涡轮通道。使用“双s弯”形式的三次样条曲线作为涡轮通道扩张段的中心线28，根据进气道总长度要求以及扩张比需求设计涡轮通道扩张段出口截面25位置及截面面积，截面形状为圆形，将步骤3)中进气道初始喉道截面型线12沿涡轮通道扩张段的中心线28拉伸至宽速域进气道涡轮通道隔离段29上壁面曲线二次导数为零的位置，此位置也将是在步骤6)中第二级分流板转轴23所设计的位置。之后控制涡轮通道类矩形转圆扩张段24的角区的变化规律，采用“先急后缓”的变化规律控制角区半径的变化，通过调节类矩形倒角的半径实现类涡轮通道类矩形转圆扩张段24的面积变化为类矩形向圆的平缓过渡，从而得到涡轮通道类矩形转圆扩张段24，如此，可避免通道内部角区低能流的积聚以及角区分离的产生；扩张通道转平之后再将其等直拉伸至设计进气道隔离段的出口位置27，从而得到整个进气道隔离段理想型面；

5)设计第一级分流板19：首先对步骤4)中得到的整个进气道理想型面进行壁面光顺及粘性修正；然后取进气道第一级压缩型面17与第二级压缩型面的交线并作直线处理后作为第一级分流板转轴18，整个第二级压缩型面上壁面作为第一级分流板19，并取第二级压缩型面压缩角33为第一级分流板19开启的极限角度，第一级分流板转至与进气道第一级压缩型面17连接端相切的位置即为第一级分流板完全开启时的上极限位置20；设计的第一级分流板19保留基准流场15第二级压缩型面的基本特征，即沿展向和流向均弯曲的型面，第一级分流板19的运动方式为匀速运动；

6)设计第二级分流板22：取步骤4)中宽速域进气道涡轮通道隔离段29上壁面曲线的二次导数为零的位置作为第二级分流板转轴23的位置，取该第二级分流板转轴23至进气道初始喉道截面型线12的扩张段上壁面作为第二级分流板22，第二级分流板下极限位置35由设计进气道实际喉道截面21面积所决定，其转动角度根据满足起动性能及泄除多余流量的需求决定；设计的第二级分流板22形状仅沿流向弯曲，其长度与第一级分流板19相匹配，第二级分流板22的运动方式为匀速运动；

7)设计初始泄流口34面积和进气道实际喉道截面21面积：考虑到粘性附面层厚度和泄除激波边界层干扰产生的低能流，在设计马赫数来流条件下，设计初始泄流口34面积为5％的进气道初始喉道截面型线12的面积，剩余为进气道实际喉道截面21面积，通过改变喉道高度方式实现，不改变喉道截面型线形状，具体为将第二级分流板22向下偏转对应角度，该角度由进气道实际喉道截面21面积决定，也即第二级分流板下极限位置35；

通过本发明方法设计的基于双入射弯曲激波的宽速域进气道，包括进气道外压段36、宽速域进气道涡轮通道隔离段29、第一级分流板19和第二级分流板22；所述宽速域进气道涡轮通道隔离段29包括依次连接的涡轮通道扩张段37和涡轮通道等直段26，涡轮通道扩张段37入口为类矩形型面，涡轮通道扩张段37的出口为圆形型面；所述分流板包括第一级分流板19和第二级分流板22，第一级分流板转轴18设于进气道第一级压缩型面17的末端位置，另一端为自由端；所述第二级分流板转轴23设于进气道涡轮通道上壁面曲线的二次导数为零的位置，另一端为自由端；其中，当进气道的工作状态从设计点转到非设计点时，两级分流板联动配合，分别绕转轴向上匀速运动，根据满足起动性能及泄除多余流量的需求，两级分流板运动到匹配当前工况的最佳位置；

所述进气道外压段36依据双入射弯曲激波基准流场15得到，包括进气道第一级压缩型面17和进气道第二级压缩型面；所述第二级压缩段上壁面为第一级分流板19，第一级分流板19的转动角度为进气道外压段第二级压缩型面压缩角33，此角度两极分别对应为第一级分流板19的下极限位置和第一级分流板完全开启时的上极限位置20；

所述涡轮通道扩张段37包括从扩张段入口到第二级分流板转轴23处的类矩形扩张段和依次连接的涡轮通道类矩形转圆扩张段24；所述涡轮通道类矩形扩张段上壁面为第二级分流板22，其上极限位置为当第一级分流板19处于上极限位置时，通过唇罩口自动溢流和泄流口主动泄流后消除喉道内激波边界层干扰并有最佳捕获流量的位置，第二级分流板下极限位置35由进气道实际喉道截面21面积所决定；所述涡轮通道类矩形转圆扩张段24是通过面积均匀过渡生成。

在图中，标记4表示基准流场有效区终点，10表示基准流场中心(体)线，11表示宽速域进气道前缘点所在位置，13表示进气道前缘捕获型线，32表示三维内转两级曲面压缩型面。

以下给出具体实施例。

基于双入射弯曲激波的宽速域进气道设计方法，本例给定来流条件38后，设计如图4所示的工作范围为ma＝0～3.5的双入射弯曲激波的宽速域进气道，所述进气道由进气道外压段36、宽速域进气道涡轮通道隔离段29、第一级分流板19和第二级分流板22组成。通过数值仿真计算发现，该进气道在来流条件38的情况下能够实现较高的压缩效率和总压恢复以及较低的总压畸变，具有较高的综合性能。

本发明采用弯曲激波理论设计双入射弯曲激波基准流场15，由此生成的宽速域进气道在保持三维内转进气道优点的同时，实现进气道内部的两级压缩，两级压缩大大提高压缩性能，降低喉道马赫数，缩短进气道特征长度，取进气道第二级压缩型面压缩角33作为第一级分流板19的转动角度，第一级分流板19完全开启时的位置为第一级分流板完全开启时的上极限位置20，此种设计消除以往进气道由第一级分流板19旋转带来的膨胀波。通过唇罩口自动溢流和泄流口主动泄流以及两级分流板联动配合，在各飞行工况情况下保证进气道的综合性能，从而实现进气道宽速域范围内高性能工作。此外，弯曲激波理论相较于传统特征线法计算效率更高，精度更高，得到的基准流场范围更广，拓宽进气道设计范围，为飞行器构造匹配提供更多的选择。