基于流线偏折的高超声速内转式进气道唇罩设计方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及飞行器设计领域，尤其是一种高超声速内转式进气道的唇罩设计方 法。
【背景技术】
[0002] 高超声速进气道作为超燃冲压发动机唯一的增压部件，其内流性能直接影响 发动机性能的发挥，研究表明：进气道的总压恢复系数每提高1%，发动机的比冲将增加 1. 0%~1. 5%。同时，高超声速进气道利用部分机身表面对气流进行压缩，因此进气道和机 身一体化的问题更加突出。内转式进气道由于其突出的流量捕获能力，高的压缩效率以及 便于与机身进行一体化设计成为当前最受关注的高超声速进气道构型。美国洛克希德马丁 公司近期公布的其下一代高超声速飞行器SR-72方案以及高超声速导弹HSSW方案均采用 了内转式进气道。
[0003] 内转式进气道是通过在基准流场中追踪流线出来的，其基准流场形式很灵活，但 均为内收缩锥构型。由于发动机是水平安装，因此内转式进气道需要将气流重新转至水平， 从而在唇罩处形成反射激波。由于反射激波只有一道，因此反射激波很强，反射激波和从前 体发展起来的厚边界层相干，在反射激波的入射点附近形成大尺度的分离包，另一方面，反 射激波和侧壁边界层干扰形成典型的扫掠激波边界层干扰现象，促使侧壁边界层向对称面 汇聚，在对称面位置形成对涡结构，肩部大尺度分离以及对涡的存在不仅使得进气道的内 流性能急剧恶化，加剧了出口气流畸变，对下游燃烧室的燃烧组织是十分不利的，特别的， 如果唇罩设计的不合理，形成的分离过大，甚至在设计点下出现"软不起动"状态，这对进气 道来说是必须要避免的。分离和对涡的存在还使得进气道的阻力随之增加，因此如何削弱 进气道内通道的分离和涡流流动将直接改善进气道的气动特性和内流性能。而出现分离和 涡流最根本的原因在于基准流场的流动结构中有且仅有一道强反射激波，故合理设计唇罩 构型，削弱反射激波是提升进气道性能的关键。近年来，南京航空航天大学提出了一种变中 心体的基准流场设计，通过将入射激波之后的中心体内折，使得原本一道激波蜕变成两道， 结果表明这种改进设计，无需采用放气即可使得进气道的总压恢复提升8%左右。但是，为 了抑制反射激波/边界层干扰，需要对这两道反射激波的入射位置和强度进行合理控制， 由于这种方式需要修改基准流场，为了达到最佳控制效果，中心体最小半径有可能出现〇 甚至负值。
[0004] 为此，需要发展一种更加灵活，更易控制反射激波的唇罩设计方法，以改善内转式 进气道的反射激波/边界层干扰现象，提升进气道的内流性能。
【发明内容】
[0005] 为解决上述问题，本发明提供了一种无需修改基准流场，通过将唇罩的流线偏折 进行高超声速内转式进气道的唇罩构型设计方法。
[0006] 为了达到上述目的，本发明采用的技术方案如下：
[0007] (1).设计内收缩锥基准流场，通过有旋流特征线确定入射激波和反射激波的位置 以及两道激波波后流动参数；
[0008] (2).确定内转式进气道的捕获型线，将捕获型线用点集表达，确定其中属于唇罩 部分的点；
[0009] (3).选择合适的唇罩偏转角的变化规律，为了使得设计更具通用性，横轴使用当 地弧长/唇罩总弧长无量纲，纵轴使用偏转角/最大偏转角无量纲处理；
[0010] (4).根据两道唇罩激波等强度理论或根据进气道性能需求自行分配两道激波的 强度，确定最大偏转角，计算捕获形状上每一点对应的偏转角；
[0011] (5).根据捕获形状点的位置，在基准流场中追踪流线，根据其偏转角，对流线进行 偏转；
[0012] (6).根据斜激波理论，预估两道反射激波的入射位置，确定唇罩型线的长度；
[0013] (7).将所有追踪到的流线旋转到对应捕获型线的方位，形成内转式进气道的前体 压缩面和内收缩段。
[0014] 相对于现有技术，本发明基于流线偏折的高超声速内转式进气道唇罩设计方法将 原本一道很强的唇罩激波退化成两道甚至多道弱激波，从而削弱唇罩激波的强度，改善唇 罩激波/进气道边界层干扰现象，达到提升进气道性能的目的。相比其他设计方法，本发明 的设计方法易于控制两道唇罩激波的强度以及唇罩激波在肩部入射的相对位置，设计更为 灵活，更易实现，避免了流线旋转至指定方位之后再进行偏折处理的型线干扰问题。
【附图说明】
[0015] 图1是一个典型的内收缩锥基准流场。
[0016] 图2是唇罩偏转角随弧长的变化规律。
[0017] 图3是唇罩部分在捕获型线的定义。
[0018] 图4是一个应用本发明设计的高超声速内转式进气道的前体压缩面和内收缩段。
【具体实施方式】
[0019] 第一步：如图1所示，设计内收缩锥基准流场，确定内收缩锥（1)的半锥角δ，中 心体（2)的半径R2和内收缩锥（1)的进口半径R1比值。通过有旋流特征线法计算该构型 流场，获得入射激波（4)和反射激波（5)的位置及其形状，以及两道激波之间的所有流动参 数。
[0020] 第二步：确定内转式进气道的捕获形状（11)，将其用点集来表达。由于捕获形状 的对称性，仅考虑如图2中点（12)-点（13)-点（14)所形成的曲线，其中点（12)为最小半 径点，点（14)为最大半径点，点（12)-点（13)之间的曲线对应于内转式进气道的唇罩在流 向投影型线。
[0021] 第三步：确定唇罩偏转角的偏变化规律。为了便于设计，偏转角θ / Θ _的变化规 律（范围为0-1)是当地弧长/总弧长这一比值（范围为0-1)的单调递减函数，其中弧长 计算的起点为最小半径点（12)，终点为唇罩和前体的分界点（13)。为了使得唇罩部分型面 和前体压缩面光滑过渡，唇罩偏转角的变化规律需要满足在唇罩和前体分界点（13)处满 足偏转角为〇,并且当地偏转角斜率为〇,为了保证整个唇罩表面也是光滑的，在整个定义 域内，偏转角的变化规律需要满足零阶和一阶连续。推荐的一种变化规律是平直段（如图 3中点15-点16)+四次曲线（如图3中点16-17之间的曲线），其中平直段的偏转角为恒 值，平直段的长度最好不要超过0.2,否则由于四次曲线的区间减小，导致偏转角变化率太 快，型面内折太剧烈。四次曲线的各个系数则根据点16的位置以及斜率为0,以及点17的 位置及斜率为〇四个条件，另外需要额外指定四次项的系数a4即可完全确定，推荐a4值为 〇, 1，-1，分别对应于三种不同的偏转角变化率。
[0022] 第四步：确定最大偏转角θ_。为了不至于使得第一道反射激波过强，最大偏转角 不能超过半锥角S。同时为了获得最佳的总压恢复系数，根据两道反射激波强度相同的原 则即M1Sin β mx= M 2sin β 2, M1是入射激波之后的平均马赫数，M 2是根据M i，Θ nax利用平面 斜激波关系式计算获得，β2是根据M 2, δ-θ_根据平面斜激波关系式计算获得。设计者