指定壁面压力分布的二元高超声速进气道确定方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及一种用于高超声速飞行器超燃冲压发动机的二元进气道流道设计方 法，属于超燃冲压发动机进气道技术领域。
【背景技术】
[0002] 进气道是高超声速飞行器超燃冲压发动机的重要部件，主要功用是高效地捕获、 压缩来流使之适合燃烧。其中二元进气道是一种获得广泛应用的形式，传统的设计主要采 用斜激波压缩气流，根据等激波强度配波理论或等熵压缩理论配置其外压缩楔面或曲面， 然后在内压部分通过楔面或圆弧面过渡至燃烧室进口。"Scramjet Propulsion"(Curran E T)/'Hypersonic Airbreathing Propulsion"（Heiser W Η)，"高超声速进气道的设计，计 算与实验研宄"（范晓樯），"典型二元高超声速进气道设计方法研宄"（张晓嘉），"提高固 定几何二元进气道低马赫数性能的仿真研宄"（骆晓臣），"二元高超声速进气道的内压段 设计"（李航）等文中对现有的设计方法进行了总结或改进。但这种传统方法的设计结果 往往存在一些缺点，例如，压缩面长度较长，拐角处与内压段附面层容易分离，受来流马赫 数变化及前体附面层影响严重等，这些问题在以上文献中也均有提及。近年来，"弯曲激波 压缩面设计及试验研宄"（居燕），"超声/高超声速非均匀来流下曲面压缩系统研宄"（潘 瑾）等文献中提出并研宄了采用弯曲压缩型面及其产生的弯曲激波来压缩高超声速气流 的概念，有利于解决以上问题，但是目前的研宄仅限于替代外压缩型面，而未考虑其在进气 道通道设计中的融合。
【发明内容】
[0003] 发明目的：为了克服现有技术中存在的不足，本发明提供一种指定壁面压力分布 的二元高超声速进气道确定方法，该方法能够避免传统二元进气道设计方法的不足，采用 弯曲激波压缩的概念，提出根据指定的压力分布规律设计整个进气道流道的方法，实现气 动参数可控的进气道内外压缩一体化设计。
[0004] 为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：一种指定壁面压力分布的二元高超 声速进气道确定方法，根据进气道流道静压分布，利用差分后的超声速特征线方程组与激 波关系式，通过内点、壁面点和激波点单元过程从来流开始向下游逐步扩展，计算得到进气 道壁面型线坐标，最终生成整个进气道流道气动型面。
[0005] 优选的，包括以下步骤：
[0006] 步骤A :将进气道顶板压缩型面按气流流通方向依次分为一个以上的顶板压缩型 面，分别记为第N顶板压缩型面，其中N大于等于1 ;将进气道唇罩压缩型面按气流流通方 向依次分为一个以上的唇罩压缩型面，分别记为第M唇罩压缩型面，其中M大于等于1 ;以 进气道前缘激波、第一道反射激波及第一顶板压缩壁面围成第一流场区域，而第L流场区 域由第（L-I)道反射激波、第L道反射激波，第（L-I)唇罩压缩壁面围成，其中L为偶数；而 第P流场区域由第（P-I)道反射激波、第P道反射激波，第（P-I)顶板压缩壁面围成，其中 P为大于等于3的奇数；
[0007] 步骤B :根据进气道的超声速或高超声速来流，和第一顶板压缩壁面上的压力分 布作为边界条件，利用差分后的超声速流特征线方程组与激波关系式，从第一顶板压缩壁 面前端开始构建初值线并通过内点、壁面点和激波点单元过程逐步向下游扩展，计算出第 一顶板压缩壁面、进气道前缘激波的坐标以及第一流场区域内的流场参数；
[0008] 步骤C :对于区域为偶数L的流场区域，以第（L-I)流场区域内的流场参数、第 (L-I)唇罩压缩壁面上的压力作为边界条件，利用差分后的超声速流特征线方程组与激波 关系式，从第（L-I)唇罩压缩壁面的前端开始构建初值线并通过内点、壁面点和激波点单 元过程逐步向下游扩展，计算出第（L-I)唇罩压缩壁面、进气道内第（L-I)道反射激波的坐 标以及第L流场区域的流场参数；
[0009] 步骤D :对于区域为大于等于3的奇数P的流场区域，以第（P-I)流场区域的流场 参数及第（P-I)顶板压缩壁面上的压力分布作为边界条件，利用差分后的超声速流特征线 方程组与激波关系式，从第（P-I)顶板压缩壁面的前端开始构建初值线并通过内点、壁面 点和激波点单元过程逐步向下游扩展，可以计算出第（P-I)顶板压缩壁面、第（P-I)道反射 激波的坐标以及第P流场区域内的流场参数；
[0010] 步骤E :向下游根据不同的顶板压缩壁面和唇罩压缩壁面依次重复步骤C和D，当 出口壁面转至水平方向或气流参数满足进气道喉道截面的要求时停止计算，得出各区域相 对应的顶板压缩壁面或者唇罩压缩型面；然后将各区域顶板压缩壁面拼接后延长至喉道截 面得到进气道顶板压缩型面，各区域唇罩压缩壁面拼接并延长至喉道截面得到进气道唇罩 压缩型面，最终生成整个进气道流道气动型面；
[0011] 所述步骤C中进气道内第（L-I)道反射激波的波前参数是在第（L-I)流场区域中 根据位置坐标插值得到。
[0012] 所述步骤D中第（P-ι)道反射激波的波前参数是在第（P-ι)流场区域中根据位置 坐标插值得到。
[0013] 优选的：第一顶板压缩壁面的压力分布如下：
[0016] 其中，i代表分段函数的节点编号，为从1至7的整数，以i作下标表示参数在此 节点的值，X t代表以前缘为原点的水平坐标以捕获高度无量纲化后的值，Gt代表压力梯度 以来流压力和捕获高度无量纲化后的值，P rt为前缘压比，Pt(X)代表以来流静压无量纲化后 的分布函数。
[0017] 优选的：第一唇罩压缩壁面压力分布如下：
[0020] 其中，i代表分段函数的节点位置编号，为从1至4的整数，以i作下标表示参数 在此节点的值，X。代表以唇口起点为原点的水平坐标以捕获高度无量纲化后的值，G。代表 压力梯度以来流压力和捕获高度无量纲化后的值，h为唇口前缘压比，P。(X)代表以唇口起 点处上游静压无量纲化后的分布函数。
[0021] 本发明提供的指定壁面压力分布的二元高超声速进气道确定方法，相比现有技 术，具有以下有益效果：能够通过具有显著物理意义的参数控制整个进气道的压缩过程，因 而可以有效地避免附面层分离，可以用较短的压缩面长度获得较高的压缩效率，并且能够 缓解来流马赫数改变或前体附面层带来的不利影响；设计灵活性高，更容易适应发动机及 飞行器对进气道尺寸的要求；设计过程被参数化，便于结合设计经验与优化算法实现快速 设计。
【附图说明】
[0022] 图1是根据指定壁面压力分布设计的采用弯曲激波压缩的二元高超声速进气道 压缩型面及流场激波系示意图。
[0023] 图2是根据壁面压力分布求解得到的第一部分流场区域及求解过程中的特征线 网格不意图。
[0024] 图3是在第一部分流场区域后根据壁面压力分布求解得到的第二部分流场区域 及求解过程中的特征线网格示意图。
[0025] 图4是在第一部分、第二部分流场区域后根据壁面压力分布求解得到的第三部分 流场区域及求解过程中的特征线网格示意图。
[0026] 图中1表示超声速或高超声速来流，2表示进气道顶板压缩型面，3表示进气道唇 罩压缩型面，4表示进气道前缘激波，5表示进气道内第一道反射激波，6表示进气道内第 二道反射激波，7表示进气道内第三道反射激波，8表示进气道前缘激波、第一道反射激波 及一部分顶板压缩壁面围成的流场区域，9表示第一道反射激波、第二道反射激波及一部分 唇罩压缩壁面围成的流场区域，10表示第二道反射激波、第三道反射激波及一部分顶板压 缩壁面围成的流场区域，11表示进气道喉道截面，12表示设计过程的第一部分流场区域， 13表示第一部分流场区域的压缩壁面，14表示第一部分区域壁面产生的弯曲激波，15表示 第一部分区域出口处的马赫线，16表示在第部分一区域后设计的第二部分流场区域，17表