一种高超声速内转式进气道的内通道设计方法与流程

本发明涉及飞行器进气道设计领域，特别是一种高超声速内转式进气道的内通道设计方法。

背景技术：
高超声速内转式进气道是一种采用流线追踪方法设计的新型进气道构型。在设计点状态，前体激波贴口，实现全流量捕获，避免了传统二元进气道的三维展向溢流，而且内转式进气道的前体压缩面三面参与压缩，压缩效率更高，可以实现短距大扩压；不仅如此，内转式进气道的前体便于和飞行器机身进行一体化设计，因此获得了研究人员的青睐，成为美国下一代高超声速计划中采用的进气道方案。自三维内转式进气道这一概念提出以来，研究人员主要关注的是其基准流场的构造与优化，进气道前体压缩面的设计等等，而对于内转式进气道的设计则比较简单。现有的内通道设计方法可以分为两类：第一类是按照基准流场，仍然采用和前体压缩面相同的流线追踪方法来构造内通道，这种方法实施起来简单，但设计出来的进气道内收缩比太大，进气道的起动问题特别突出，而且出口形状不规则，不可控，为了实现对出口截面的形状和面积进行控制，研究人员另辟蹊径，采用从出口截面向上游追踪流线的方式，但内收缩比过大的问题仍然存在，而且这种自下而上的流线追踪方法使得进气道的前体形状又不可控，因此无论是自上而下还是自下而上的流线追踪方法都无法实现进气道进出口截面同时满足要求；第二类：为了避免这种方法的问题，国外提出了一种REST进气道，该类进气道的捕获形状为矩形，出口形状为椭圆，其设计进气道前体及内通道的方法是首先根据捕获形状，自上游向下游追踪流线，然后根据出口形状的要求自下而上追踪流线，最后根据一定的规律拟合出两套流线的中间型线，这种方式实现了进气道捕获形状和出口形状的双可控，但由于最终的型线并非真正的流线，因此对前体激波以及前体压缩面的流量捕获特性有影响。实际上对于内转式进气道，其前体决定了进气道的流量捕获能力，而内通道设计的好坏则直接决定进气道的内流性能。如果仅仅从基准流场的无粘流动出发设计内通道，在有粘条件下，唇罩反射激波和进气道内的边界层相干，使得内通道的流动结构明显偏离基准流场，因此在设计内通道时必须考虑粘性的影响，尽量削弱唇罩反射激波和边界层干扰现象。根据已有的研究表明：唇罩反射激波和进气道肩部膨胀扇的相对位置对唇罩激波/边界层干扰现象有重要影响，因此在进行内通道设计时必须能做到可以对唇罩反射激波和肩部膨胀扇的相对位置关系进行人工干预。在结构上，内通道衔接着上游的进气道前体压缩面和下游的燃烧室，因此内通道型面必须满足从前体压缩面到燃烧室的光滑过渡，在数学形式上则需要满足零阶和一阶连续。近年来，南京航空航天大学发展了一种通用扩压器的设计方法(专利公开号：CN103950544A)，由于这种方法的先决条件是进出口截面上所有点必须满足切线方向水平，而对于内转式进气道前体呈现高度的三维收缩状态，进口截面上每一点的切线方向都不同，这种设计方法不再适用。因此发展出一种不影响进气道的流量捕获特性，更加通用，气动上可控的通用内通道型面设计方法显得十分必要。

技术实现要素：
为解决上述问题，本发明提供了一种不影响进气道流量捕获特性的通用内转式进气道内通道设计方法，能够实现内通道进出口复杂截面形状、切向分布特性的光滑过渡，满足各种进气道捕获形状和燃烧室形状的内转式进气道内通道型面设计，具有良好的通用性。为了达到上述目的，本发明采用的技术方案如下：(1).将进气道的捕获型线离散化，在基准流场中追踪流线，获得流线的集合；(2).将流线在内通道进口截面位置进行截断，分析进口截面的形状、位置，根据流线，分析进口截面上每一点的三维切线方向；(3).确定出口截面形状，位置以及出口截面上每一点的三维切线方向，根据进气道对总收缩比或者内收缩比的要求，对该形状进行缩放处理；(4).将内通道进出口截面形状用弧长坐标进行表述，建立进出口截面上点的映射关系；(5).选择过渡曲线上两个控制点的位置变化规律，包括线性变化规律等；(6).根据进出口截面上点的映射关系，确定进出口截面上对应点的位置，方向，根据第(5)的控制点位置变化规律，确定两个控制点的位置，求解贝塞尔曲线各项系数，构建通过进出口截面上两点之间的过渡曲线；(7).校验过渡曲线的凹凸性。为了保证整个管道是收缩的，需要保证每一条过渡曲线都是凸的，如果不满足这一条件，调整控制点的前后位置；(8).将所有过渡曲线组成进气道的内通道型面。本发明的内转式进气道内通道设计方法的关键在于提出了一种实现进出口截面之间任意形状、位置、切线方向的光滑过渡的通用算法，其主要原理在于：任意的几何形状都可以用弧长坐标进行表述，选择合适的进出口截面弧长系数的映射规律，根据这进出口截面上对应点的切线方向，通过指定控制点的位置，构建出光滑的三维贝塞尔曲线。本方法克服了二次贝塞尔曲线无法实现对斜率变化进行控制，无法拓展到三维空间的缺陷，而且本发明方法对进出口截面的形状以及切向没有限制，克服了以往的设计方法对切线方向的约束，同时本方法通过改变控制点的位置变化规律还可实现对唇罩反射激波和肩部膨胀扇相对位置的控制，这是以前的设计方法无法实现的，而且本方法不涉及到处理前体压缩面，因此不会改变进气道的流量捕获能力。附图说明图1是内转式进气道内通道进出口截面及过渡曲线的定义，图中1为内通道进口形状，2为内通道出口形状，3为过渡曲线。图2是进出口截面具有相同弧长系数点定义。图3是进出口截面弧长系数映射关系。图4是贝塞尔曲线通过的两个点及控制点的定义。图5是控制点的位置变化规律。图6是采用本发明方法设计的捕获形状为圆形，出口截面为圆形的高超声速内转式进气道，包括前体压缩面和内通道。图7是图6中的内通道型面。图8是采用本发明方法设计的捕获形状为矩形，出口截面为圆形的高超声速内转式进气道，包括前体压缩面和内通道。图9是图8中的内通道型面。图10是采用本发明方法设计的捕获形状为非常规的异形，出口截面为椭圆的高超声速内转式进气道，包括前体压缩面和内通道。图11是图10中的内通道型面。图12是采用本发明方法设计的捕获形状为圆形，出口截面为矩形的高超声速内转式进气道，包括前体压缩面和内通道。图13是图12中的内通道型面。具体实施方式本发明公开一种高超声速内转式进气道的内通道设计方法。请参阅图1至图7所示，选择进气道捕获形状为圆形，出口截面也是圆形的内转式进气道的实施例，下面对本发明方法设计该实施例的详细实施步骤进行叙述。(1).将进气道的捕获形状在ZOY平面离散化，根据进气道对流量的需求对该形状进行缩放处理，然后在基准流场中追踪流线，获得流线的集合pf(i,k)，i＝1,2…n，k＝1,2…q，pf(i,k)表示从捕获形状上第i点追踪得到的流线上第k个点，以此作为内通道设计的输入；(2).将流线在内通道进口截面位置进行截断，其中进口截面位置为前体压缩面前缘型线的最后一点所在平面位置(如图6所示)，求解进口平面和每一条前体流线pf(i,k)的交点p(i,1)，点集p(i,1),i＝1,2…n即组成了内转式进气道内通道的入口截面，为了获得内通道进口截面每一点的三维切线方向，判断点p(i,1)在pf(i,k)的位置，找出其相邻点记为s(i,1)，点s(i,1)和点p(i,1)的连线即可视作进口截面点p(i,1)的切线方向；(3).确定出口截面形状，将其离散化成p’(i,m)，为了便于后续设计，出口截面点集p’(i,m)的点序方向和进口截面的点集p(i,1)保持完全一致，否则无法使用本发明方法生成正确的型面，请参阅图2，沿着顺时针方向指针i是不断增加的，因此其点序方向是顺时针的，以进口截面为例，对于形状内部任意一点O(1)和点p(i,1)，点p(i+1,1)形成的两个矢量的矢量积的模的符号应满足小于0，即如果两个形状都满足该条件则点序方向是一致的，然后根据进气道对总收缩比或者内收缩比的需求，对该形状进行缩放处理，根据出口截面的位置对出口形状进行平移处理，得到最终的出口截面点集p”(i,m)，为了保证和下游燃烧室光滑过渡，还需指定出口截面各点的切线方向，常见的燃烧室进口切线方向要求为水平方向，不失一般性，用b(i,m)和p”(i,m)的连线表征出口切线方向，；(4).将内通道进出口截面形状用弧长坐标Si进行表述，采用总弧长L对弧长坐标Si进行无量纲处理，得到弧长系数ri＝Si/L，为了对进出口截面变化剧烈的情况进行控制，需要确定一种进出口截面上点的映射关系，如图3所示，其特征在于起点和终点分别为(0,0)和(1,1)，中间的变化则根据需要适当调整，最简单的映射关系：r(i,m)＝r(i,1)；(5).过渡曲线上的两个控制点pc1(i)和pc2(i)的定义请参阅图4，其中pc1(i)位于p(i,1)和s(i,1)组成的直线上，pc2(i)位于切线p”(i,m)和b(i,m)组成的直线上；给定控制点pc1(i)和pc2(i)的位置随弧长系数的变化规律rc1(i)和rc2(i)，常用的变化规律为线性变化规律，如图5所示，也可以是其他的连续光滑曲线，且需满足以下条件：rc1(i)和rc2(i)均为0～1的系数，而且rc2(i)>rc1(i)，这样才能保证控制点位于p(i,1)和点p”(i,m)之间，且pc1(i)位于pc2(i)的上游，对于本设计实例，rc1(i)＝0.4，rc2(i)＝0.8。pc1(i)的坐标按照下式计算：xpc1(i)＝xp(i,1)+rc1(i)*[xp(i,1)-xp(i,m)]；ypc1(i)＝yp(i,1)+[yp(i,1)-ys(i,1)]*rc1(i)*[xp(i,1)-xp(i,m)]/{rc1(i)*[xp(i,1)-xp(i,m)]+xp(i,1)-xs(i,1)}zpc1(i)＝zp(i,1)+[zp(i,1)-zs(i,1)]*rc1(i)*[xp(i,1)-xp(i,m)]/{rc1(i)*[xp(i,1)-xp(i,m)]+xp(i,1)-xs(i,1)}pc2(i)的坐标按照下式计算：xpc2(i)＝xp(i,m)+rc2(i)*[xp(i,1)-xp(i,m)]；ypc2(i)＝yp(i,m)+[yp(i,m)-yb(i,m)]*rc2(i)*[xp(i,1)-xp(i,m)]/{rc2(i)*[xp(i,1)-xp(i,m)]+xp(i,m)-xb(i,m)}zpc2(i)＝zp(i,m)+[zp(i,m)-zb(i,m)]*rc2(i)*[xp(i,1)-xp(i,m)]/{rc2(i)*[xp(i,1)-xp(i,m)]+xp(i,m)-xb(i,m)}(6).根据进出口截面上点的映射关系，根据r(i,m)插值求得p(i,1)的对应点p(i,m)和方向点b(i,m)，根据第(5)步的控制点位置变化规律，确定两个控制点的位置pc1(i)和pc2(i)的位置，根据三次贝塞尔曲线数学形式求得过渡曲线上各点坐标：x(i,j)＝(1-t)3*x(i,1)+3t*(1-t)2*xpc1(i)+3(1-t)t2*xpc2(i)+t3*x(i,m)；y(i,j)＝(1-t)3*y(i,1)+3t*(1-t)2*ypc1(i)+3(1-t)t2*ypc2(i)+t3*y(i,m)；z(i,j)＝(1-t)3*z(i,1)+3t*(1-t)2*zpc1(i)+3(1-t)t2*zpc2(i)+t3*z(i,m)；其中0≤t≤1；(7).校验过渡曲线的凹凸性。为了保证整个管道是收缩的，需要保证每一条过渡曲线在XOY平面、ZOY以及XOZ平面的投影都是凸的，如果不满足这一条件，需要调整控制点pc1(i)和pc2(i)的位置变化规律，另外通过调整pc1(i)和pc2(i)的位置变化规律，改变了过渡曲线的斜率变化规律从而影响唇罩反射激波和肩部膨胀扇的相对位置；(8).将所有过渡曲线组成进气道的内通道型面。请参阅图8及图9所示，是采用本发明方法设计的捕获形状为矩形，出口截面为圆形的高超声速内转式进气道，包括前体压缩面和内通道，其中进、出口截面弧长的映射关系取为r(i,m)＝r(i,1)，控制点的位置变化规律取为恒值:rc1(i)＝0.2，rc2(i)＝0.8。请参阅图10及图11所示，是采用本发明方法设计的捕获形状为非常规的异形，出口截面为椭圆的高超声速内转式进气道，包括前体压缩面和内通道，其中进、出口截面弧长的映射关系取为r(i,m)＝r(i,1)2，控制点的位置变化规律取为恒值:rc1(i)＝0.4，rc2(i)＝0.6。请参阅图12及图13所示，是采用本发明方法设计的捕获形状为圆形，出口截面为矩形的高超声速内转式进气道，包括前体压缩面和内通道，其中进、出口截面弧长的映射关系取为r(i,m)＝r(i,1)，控制点的位置变化规律取为线性变化规律：rc1(i)＝-0.1*r(i,1)+0.4，对于rc2(i)＝-0.2*r(i,1)+0.8。另外，本发明的具体实现方法和途径很多，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，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。