一种分步进行的高超声速内收缩进气道设计方法
【专利说明】一种分步进行的高超声速内收缩进气道设计方法 【技术领域】
[0001] 本发明属于高超声速飞行器推进技术的设计与研宄领域，涉及一种飞行器发动机 进气道的设计方法，尤其涉及一种分步进行的高超声速内收缩进气道设计方法。 【【背景技术】】
[0002] 以超燃冲压发动机或是组合发动机为动力的高超声速（以下简称"高超"）飞行器 可以在40Km以上的高空实现飞行速度在5马赫以上的急速飞行，具有飞行速度快、飞行高 度高、突防能力强、生存力好等优良特性，可以广泛用于战略武器的全球快速投递、战区高 空侦查和可重复使用航天运载器等诸多领域。该型飞行器飞行条件恶劣，但推进系统对流 入其内部的气流品质要求极高，这对进气道的设计造成了很大的困难；高超声速飞行器特 殊的飞行条件也要求该型飞行器要采用机身与进气道一体化设计和制造以实现气动效率 的最大化，但进气道会一定程度上破坏高超飞行器完整的气动外形，造成额外的空气动力 学性能损失。所以，在高超声速进气道的设计过程中，既要保证进气道能够高效、迅速地完 成对气流的压缩，还要尽可能地减小进气道对飞行器气动特性的不利影响。
[0003] 针对高超声速飞行器推进系统的研宄已经持续了近70年，基本可以依据压缩类 型分为外收缩和内收缩两类进气道。两类进气道中又有二维平板进气道、二维轴对称进气 道、模块化进气道、流线追踪进气道等多种类型。综合分析各种高超声速进气道构型，基于 流线追踪方法的内收缩进气道具有较多的优良特性，实际应用潜力巨大。内收缩进气道能 够在较短买的距离内实现对高超气流的减速和压缩，激波体系结构相对简单，由激波带来 的总压损失也相对较小。与此同时，内收缩进气道还具有良好的乘波特性，在实现气流压缩 的同时还能收束更多的高压气体以产生升力。
[0004] 高超声速内收缩进气道的设计主要可以分为以下几个步骤：1)根据来流条件设 计合理的基准流场；2)确定进气道唇口形状进行流线追踪完成无粘形面设计；3)针对无粘 构型进行附面层修正。在以上设计步骤中，基准流场的设计和唇口形状的确定尤为重要。大 量研宄表明，基准流场决定了内收缩进气道的压缩工作效率，而唇口形状则直接影响进气 道的形面形状从而改变进气道的空气动力学性能。综上，本发明采用了分步优化设计的方 法，针对基准流场和唇口形状分别进行优化设计，在提高进气道压缩工作性能的同时改善 进气道的气动特性，达到工作效率和气动效率双方面的提升。
[0005] 目前国内外高超声速进气道设计研宄领域，对于内收缩进气道的设计方法还存在 以下问题：一是始终强调基准流场的总压恢复性能与增压比，忽略了进气道内的实际流动 畸变情况，而流动畸变过大极有可能导致发动机发生喘振甚至是熄火；二是着眼于进气道 的压缩特性提升，忽略了进气道的气动效率的改善，直接削弱了内收缩进气道的实际应用 价值。另外，一些成熟设计方法虽然能够完成进气道的设计，但是要想获得进气道的相关空 气动力学数据还需要额外的计算或是实验，设计过程与性能分析难以同步进行，设计一一 评估一一再设计的流程难以顺畅进行。有关高超声速内收缩进气道优化设计方法的研宄将 是未来的研宄热点。 【
【发明内容】
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[0006] 针对现有技术缺陷，本发明的目的在于提供一种分步进行的高超声速内收缩进气 道设计方法，将内收缩进气道的基准流场和唇口形状分别进行设计，兼顾内收缩进气道的 压缩效率与气动效率的需求，获得压缩性能好、流动品质高、气动性能优良的进气道。
[0007] 为达到上述目的，本发明采用如下方案：
[0008] 一种分步进行的高超声速内收缩进气道设计方法，包括以下步骤：
[0009] A.确定总体设计参数并进行基准流场的设计；
[0010] B.进气道唇口形状设计：
[0011] 采用类别形状函数法（CST)参数化表达进气道唇口形状，以流线积分方法（SIM) 计算进气道表面的无粘阻力特性，通过优化设计手段设计进气道无粘形面；
[0012] 流线积分方法（SIM)计算进气道表面的无粘阻力特性具体步骤如下：
[0013] 1)、采用流线追踪技术，追踪获得的流线形成的包络面即为进气道形面，将每一条 流线等弧长的取n+1个节点，包含流线的起点和终点，每一个点都有相应的位置信息和压 强信息；
[0014] 2)、相邻流线间对应的节点构成四边形面元网格单元，如第i条流线的j点和j+1 点与第i+1条流线的j点和j+1点构成面元，以此方法构建所有流线上节点构成进气道面 元网格；
[0015] 3)、采用4点平均的方法计算网格单元的平均压强，利用矢量特性计算网格单元 的面积和法向向量，网格单元面积乘以平均压强得到该网格单元的压力大小，方向即为网 格单元的法向方向；
[0016] 4)、将每一个网格单元的压力投影到阻力方向上，再进行所有网格的叠加，获得进 气道的无粘阻力特性；
[0017] C.附面层修正及隔离段的安装：
[0018] 考虑进气道实际工作情况，针对进气道无粘形面进行附面层修正以削弱附面层对 进气道工作性能的不利影响，安装隔离段，隔离段长度为进气道出口直径的6-8倍。
[0019] 进一步，步骤A中总体设计参数包含大气静压、大气静温、大气密度，进气道设计 点马赫数和前缘压缩角，采用NURBS技术将基准流场的壁面型线进行参数化表达，采用有 旋特征线方法作为基准流场求解方法，通过优化设计手段设计基准流场。
[0020] 进一步，步骤A中通过优化设计手段设计基准流场，优化过程中采用遗传算法作 为驱动。
[0021] 进一步，步骤B中通过优化设计手段设计进气道无粘形面，优化过程中采用遗传 算法作为驱动。
[0022] 本发明的有益效果：
[0023] 1、本方法充分利用分步设计的思想，将基准流场的设计和进气道唇口形状分开设 计，在考虑内收缩进气道对压缩性能的高要求的同时，还能兼顾气动性能的要求，获得了总 压恢复高、反射激波后流动畸变小和进气道单位质量流量阻力低的进气道。
[0024]2、采用类别形状函数法（CST)参数化表达进气道唇口形状，以流线积分方法 (SIM)计算进气道表面的无粘阻力特性，采用SIM方法计算进气道的无粘阻力，相对传统 的数值模拟方法，在不降低精度的前提下计算耗时缩短99%以上，真正实现了设计一一评 估一一再设计的闭环设计流程；
[0025] 经验证，SIM方法获得的表面压力分布与使用数值模拟获得的一致性极高，阻力数 值存在1. 5%左右的误差，而这样的误差是由SIM网格较数值模拟网格稀疏而造成的。SM 不需要额外生成数值模拟所需要的计算网格，计算过程也没有复杂的流场求解，在生成进 气道形面的同时就可以完成阻力特性的评估，效率极高。相较于传统数值模拟方法，在精度 不降的前提下，SIM所需时间仅为数值模拟所需时间的0. 1%。
[0026] 3、整个设计过程简单、快捷，需要人为指定的参数较少，但却能够根据设定参数给 出符合设计要求的不同的设计方案，极大地方便了飞行器初步设计时的选型。进气道设计 结果不仅只有几何形面参数，还包含该结果的表面压力分布、总压恢复系数、流量系数等重 要参数，方便高超声速气动力特性的评估。
[0027] 进一步，本方法应用了当前较为通用和高效的遗传优化算法，结合精确度高、使用 简便的几何参数化方法实现了内收缩进气道的设计。 【【附图说明】】
[0028] 图1是高超声速内收缩进气道分步优化设计流程图
[0029] 图2是基准流场结构示意图
[0030] 图3是基准流场对称面求解结果
[0031] 图4是进气道唇口与喉道平面形状
[0032] 图5是包含隔离段的进气道表面网格
[0033] 图中符号说明如下：
[0034] 1、基准流场内收缩锥壁面；2、基准流场中心体；3、入射曲面激波；4、反射曲面激 波；5、基准流场内收缩锥母线；6、基准流场入射激波平面形状；7、进气道唇口平面形状；8、 进气道喉道平面形状；9、进气道唇口；10、进气道喉道；11、进气道隔离段；12、进气道隔离 段出口。 【【具体实施方式】】
[0035] 下面通过实施例，对本发明作进一步的说明，但本发明并不限于以下实施例。
[0036] 本发明分步进行的高超声速内收缩进气道设计方法，包括以下步骤：
[0037] A.确定总体设计参数：
[0038] 根据进气道实际工作时的大气环境条件给出总体设计参数，这些参数包含大气静 压、大气静温、大气密度，进气道设计点马赫数和前缘压缩角也要求给出。
[0039] B.基准流场的设计：
[0040] 采用NURBS技术将基准流场的壁面型线进行参数化表达，