专利名称：高超飞行器前缘非对称设计方法
技术领域：
一种高超声速飞行器前缘非对称设计方法，属于高超声速飞行器设计技术领域。
背景技术：
高超声速飞行是指马赫数大于5的飞行，它的发展涉及国家安全与和平利用空 间，是目前国际竞相争夺的空间技术之一。飞行器在大气层内高速飞行时，由于激波压缩和 粘性阻滞，其巨大的动能转化为内能，致使气体温度升高，在壁面附近形成高温区和高温度 梯度区，高温气体不断向低温壁面传热，产生很强的气动加热，对飞行器的结构强度、刚度 带来严峻的挑战，直接威胁飞行器的正常工作。因此气动加热问题是实现高超声速飞行必 须面对和解决的问题。高超飞行器前缘结构厚度小，工作环境恶劣，壁面附近气流温度高，气动加热严 重，必须进行钝化处理。前缘钝化势必改变局部波系结构，影响波后附面层的发展与分布， 进而影响推进系统的性能，因此前缘钝化的方式方法值得深入研究。目前高超飞行器前缘主要采用对称构型的圆进行钝化处理，其结构相对简单，便 于设计与加工，有一定热防护效果，但其对推进系统性能影响较大。
发明内容
本发明的目的旨在弥补高超飞行器前缘采用对称钝化时存在的不足，提出一种高 超飞行器前缘非对称设计方法，大幅降低前缘的热流峰值，提高高超推进系统的性能。本发明的技术解决方案—种高超声速飞行器前缘非对称构型设计方法，其特征包括唇罩前缘非对称构型 设计步骤与压缩面前缘非对称构型设计步骤；(A)唇罩前缘⑴非对称构型设计步骤为a.在相互平行的唇罩前缘第一型线与唇罩前缘第四型线之间作辅助线，该辅助线 垂直于唇罩前缘第一型线唇罩前缘第四型线；b.以半径d的圆对辅助线与唇罩前缘第一型线进行倒圆，得到辅助圆弧，其 中d为相互平行的唇罩前缘第一型线与唇罩前缘第四型线的垂直距离即唇罩厚度；c.以半径为IY的圆对辅助圆弧与唇罩前缘第四型线进行倒圆，得到唇罩前缘第二 型线和唇罩前缘第三型线；其中唇罩前缘第二型线的圆弧半径&与唇罩前缘第三型线的圆弧半径ιγ满足 0. 06 < rL/RL < 0. 2与前缘对称构型相比，激波入射条件下能够有效减小唇罩前缘壁面热 流峰值。(B)压缩面前缘(2)非对称构型设计步骤为a.根据总体要求的前缘钝化半径Rd对压缩面前缘采用倒圆的方式进行对称钝化 设计，确定前缘点；b.过此前缘点作垂直于压缩面前缘第一型线与压缩面前缘第四型线角平分线的辅助线，辅助线长度为J-Z^^lcoSj-tanj)，其中α为压缩面前缘第一型线与压缩 面前缘第四型线的夹角；d.对压缩面前缘第四型线与辅助线以半径Re倒圆，得到压缩面前缘第三型线，其
中= i*tan(45° +，压缩面前缘第二型线与压缩面前缘第三型线相切；其中压缩面前缘第二型线的圆弧半径r。与压缩面前缘第三型线的圆弧半径Rc满 足0<r。/R。< 1，与前缘对称构型相比，能够大幅减小高超声速进气道的总压损失，增大进 气道的捕获流量，提高整个高超推进系统的性能。本发明的工作原理是通过对高超飞行器前缘进行非对称钝化处理，改变前缘局 部流场结构以及流场参数特别是气流温度和波后压缩面附面层分布，减小近壁处温度梯度 和压缩面附面层厚度，从而达到减弱气动加热强度降低壁面热流密度和改善推进系统性能 的目的。高超声速飞行器前缘采用非对称构型设计是合理利用气动型面设计改变流场结 构，从而降低前缘热流峰值和改善推进系统性能，是一种新型有效的前缘钝化方法。
附图1是本发明的高超声速飞行器唇罩前缘非对称构型。附图2是本发明的高超声速飞行器压缩面前缘非对称构型。附图3是高超飞行器唇罩前缘采用圆进行钝化时，即IVX = 0. 5，气动加热最严 重时流场的马赫数图谱，图中M表示马赫数，以下相同。附图4是高超飞行器唇罩前缘采用非对称钝化构型，IVX = 0.2，气动加热最严重 时流场的马赫数图谱。附图5是高超飞行器唇罩前缘采用非对称钝化构型，rL/RL = 0. 33，气动加热最严 重时流场的马赫数图谱。附图6是激波入射条件下，高超飞行器唇罩前缘壁面最大热流峰值随IVX的变 化。附图7是二元高超声速进气道型面。附图8是高超飞行器压缩面前缘采用非对称钝化构型，rc/Rc = 0. 11，高超声速飞 行器进气道总压分布图。附图9是高超飞行器压缩面前缘采用圆形对称钝化构型，r。/R。= 1，高超声速飞行 器进气道总压分布图。附图10是高超飞行器压缩面前缘采用非对称钝化构型，rc/Rc = 4，高超声速飞行 器进气道总压分布图。附图11是高超声速进气道压缩面前缘采用非对称钝化构型，其总压恢复相对于 压缩面前缘不采取钝化时的相对变化量随的变化。附图12是高超声速进气道压缩面前缘采用非对称钝化构型，其流量系数相对于 前缘不采取钝化时的相对变化量随的变化。附图13是高超声速进气道压缩面前缘采用非对称钝化构型，其总压恢复相对于 前缘采取圆形对称钝化时的相对变化量随的变化。
附图14是高超声速进气道压缩面前缘采用非对称钝化构型，其流量系数相对于 前缘采取圆形对称钝化时的相对变化量随的变化。图中标号名称1、唇罩前缘，2、压缩面前缘，3、唇罩前缘第一型线，4、唇罩前缘第 二型线，5、唇罩前缘第三型线，6、唇罩前缘第四型线，7、压缩面前缘第一型线，8、压缩面前 缘第二型线，9、压缩面前缘第三型线，10、压缩面前缘第四型线。
具体实施例方式图1、2分别给出了唇罩前缘1相互平行的唇罩前缘第一型线3与唇罩前缘第四型 线6垂直距离即唇罩厚度d保持不变和压缩面前缘2的唇罩前缘第一型线7与唇罩前缘第 四型线10夹角α以及前缘点前后位置保持不变的两种前缘非对称钝化构型，由图可知本 发明_高超声速飞行器前缘非对称钝化构型主要是对前缘进行气动型面设计，唇罩前缘1 非对称构型特征主要由唇罩前缘第一型线3、唇罩前缘第二型线4、唇罩前缘1三型线5和 唇罩前缘第四型线6四部分构成，其中唇罩前缘第一型线3与唇罩前缘第二型线4相切，唇 罩前缘第二型线4与唇罩前缘第三型线5相切，唇罩前缘第三型线5与唇罩前缘第四型线 6相切。压缩面前缘2非对称构型特征主要由压缩面前缘第一型线7、压缩面前缘第二型线 8、压缩面前缘第三型线9和压缩面前缘第四型线10四部分构成，其中压缩面前缘第一型线 7与压缩面前缘第二型线8相切，压缩面前缘第二型线8与压缩面前缘第三型线9相切，压 缩面前缘第三型线9与压缩面前缘第四型线10相切。唇罩前缘第二型线4、唇罩前缘第三 型线5与压缩面前缘第二型线8、压缩面前缘第三型线9可以采用圆弧、椭圆等。唇罩前缘 第二型线4与唇罩前缘第三型线5的尺寸和压缩面前缘第二型线8与压缩面前缘第三型线 9的尺寸决定高超飞行器前缘构型的非对称度，影响流场结构和热流大小，因此其尺寸要合 理选取。唇罩前缘1构型设计步骤作垂直于相互平行的唇罩前缘第一型线3与唇罩前缘 第四型线6的辅助线；以半径& = d的圆对辅助线与唇罩前缘第一型线3进行倒圆，得到 辅助圆弧；以半径为ιγ的圆对辅助圆弧与唇罩前缘第四型线6倒圆，得到唇罩前缘第二型 线4和唇罩前缘第三型线5。其中唇罩前缘第二型线4的圆弧半径&与唇罩前缘第三型线 5的圆弧半径满足0. 06 < rL/RL < 0. 2，与前缘对称构型相比，激波入射条件下能够有效 减小壁面热流峰值。压缩面前缘2构型设计步骤根据总体要求的前缘钝化半径Rd对压缩面前缘2采 用倒圆的方式进行对称钝化处理，确定前缘点；过此前缘点作垂直于压缩面前缘第一型线 7与压缩面前缘第四型线10角平分线的辅助线；以半径为r。的圆对压缩面前缘第一型线7 与辅助线倒圆，得到压缩面前缘第二型线8 ；对压缩面前缘第四型线10与辅助线以半径为 Rc的圆进行倒圆处理，得到压缩面前缘第三型线9，并且压缩面前缘第二型线8与压缩面前 缘第三型线9相切。其中压缩面前缘第二型线8的圆弧半径与压缩面前缘第三型线9的 圆弧半径Re满足0 <r。/R。< 1，与前缘对称构型相比，能够大幅减小高超声速进气道的总 压损失，增大进气道的流量捕获，提高整个高超推进系统的性能。应用实例1比较激波入射条件下唇罩前缘采用圆形钝化构型和本发明非对称钝化构型壁面 热流密度的大小。唇罩前缘非对称钝化构型前缘第二型线型线3与前缘第三型线4采用圆弧，其中Α/Χ是个关键设计参数，采用图1所示前缘钝化方法，唇罩厚度d = 76. 2mm。比 较不同Α/Χ对壁面最大热流峰值的影响。来流条件为自由来流马赫数Ma = 8. 03，来流静温Ttl = 122. 11K，来流静压P。= 840. 2Pa。气流转折角δ = 12.5°，比热比Y = 1. 364，采用等温壁面Twall = 294. 4Κ。采用数值仿真的方法，通过上下移动激波入射位置分别得到圆形钝化构型和本发 明非对称钝化构型的最大热流峰值及其流场。图3 5分别为rL/RL = 0. 5 (圆形对称钝化构型)、rL/RL = 0. 2、rL/RL = 0. 33对 应的流场马赫数等值图谱，从图可以看出圆形构型和非对称构型流场结构有所不同。圆形 构型的流场在亚音区“1”区和“2”区之间存在两剪切层分割出的超音流管“3”区和“4”区， 超音流在近壁处以一道正激波结尾，形成很强的气动加热；IVX = 0. 2时，非对称构型流场 依然存在亚音区“1”区和“2”区以及剪切层与第一道反射激波之间的超音区“3”区，但是 第二道反射激波受壁面影响较大，激波增强，波后“4”区为亚音区，降低了壁面温度梯度； 随着Α/Χ的增大，当ινΧ = 0. 33时的前缘构型流场结构与圆形相似，气动加热加剧，图5 所示。图6给出了不同IVX的壁面最大热流峰值，其中IVX = 0. 5表示圆形对称钝化 构型，从图可以看出IVX影响壁面热流峰值的大小。与圆形对称构型相比，0.06 <ινΧ < 0. 2，非对称构型能够大幅降低壁面的最大热流峰值，获得较好的热防护效果。应用实例2设计了一二元高超声速进气道，采用数值仿真的方法得到了进气道的流场和性 能，比较了不同压缩面前缘钝化构型对进气道性能的影响。进气道外压段采用一级压缩，进气道尺寸如图7所示，其中长度单位为毫米。来流条件为飞行高度27Km，自由来流马赫数Ma = 6. 5，来流静温Ttl = 216. 65K， 来流静压P。= 1880Pa、比热比γ =1.4。压缩面前缘分别采用对称和非对称构型钝化。非对称钝化采用图2方式，前缘点 位置为采用半径Rd = 7mm的圆弧进行对称钝化时的前缘点。图8 10分别给出了 rc/Rc = 0. 11、rc/Rc = 1 (圆形对称钝化构型)、rc/Rc = 4 即前缘靠近压缩面一侧圆弧半径逐渐增大时的进气道总压分布图谱，其中r。/R。= 1表示时 前缘采用Rd = 7mm的圆弧进行对称钝化。从图可以看出随着r。/R。增大，熵层厚度(附面 层)逐渐增厚，意味着总压损失逐渐增大；外压段压缩面产生的斜激波逐渐上抬远离进气 道唇罩，导致捕获流量的减小。图11、12分别给出了相对于第一级压缩面前缘不采取钝化即保持尖角时，前缘钝 化后进气道出口总压恢复系数和流量系数的相对变化量，从图可以看出前缘钝化处理后进 气道总压损失增大，流量系数减小，并且随着r。/R。增大，总压损失逐渐增大，流量系数逐渐 减小，推进系统性能逐渐恶化。出于热防护的需要，高超飞行器前缘不宜保持尖角，需要采取钝化处理。图13、14 给出了相对于圆形对称钝化即r。/R。= 1时，高超声速进气道性能随着r。/R。的变化规律。 可以看出随着rc/Rc的增大，进气道总压损失逐渐增大，流量系数逐渐减小；当rc/Rc < 1时 高超进气道总压损失小于圆形对称钝化构型，流量系数大于圆形对称钝化构型，当rc/Rc > 1时高超进气道总压损失大于圆形对称钝化构型，流量系数小于圆形对称钝化构型。因此相对于圆形对称钝化构型，0 < rc/Rc < 1时高超声速进气道性能较好。
权利要求
一种高超声速飞行器前缘非对称构型设计方法，其特征包括唇罩前缘(1)非对称构型设计步骤与压缩面前缘(2)非对称构型设计步骤；(A)唇罩前缘(1)非对称构型设计步骤为a.在相互平行的唇罩前缘第一型线(3)与唇罩前缘第四型线(6)之间作辅助线，该辅助线垂直于唇罩前缘第一型线(3)与唇罩前缘第四型线(6)；b.以半径RL＝d的圆对辅助线与唇罩前缘第一型线(3)进行倒圆，得到辅助圆弧，其中d为相互平行的唇罩前缘第一型线(3)与唇罩前缘第四型线(6)的垂直距离即唇罩厚度；c.以半径为rL的圆对辅助圆弧与唇罩前缘第四型线(6)进行倒圆，得到唇罩前缘第二型线(4)和唇罩前缘第三型线(5)；其中唇罩前缘第二型线(4)的圆弧半径RL与唇罩前缘第三型线(5)的圆弧半径rL满足0.06＜rL/RL＜0.2；(B)压缩面前缘(2)非对称构型设计步骤为a.根据总体要求的前缘钝化半径Rd对压缩面前缘采用倒圆的方式进行对称钝化设计，确定前缘点；b.过此前缘点作垂直于压缩面前缘第一型线(7)与压缩面前缘第四型线(10)角平分线的辅助线，辅助线长度为其中α为压缩面前缘第一型线(7)与压缩面前缘第四型线(10)的夹角；c.对压缩面前缘第一型线(7)与辅助线以半径rC倒圆，得到压缩面前缘第二型线(8)，其中d.对压缩面前缘第四型线(10)与辅助线以半径RC倒圆，得到压缩面前缘第三型线(9)，其中压缩面前缘第二型线(8)与压缩面前缘第三型线(9)相切；其中压缩面前缘第二型线(8)的圆弧半径rC与压缩面前缘第三型线(9)的圆弧半径RC满足0＜rC/RC＜1。FSA00000187559400011.tif,FSA00000187559400012.tif,FSA00000187559400013.tif
全文摘要
一种高超声速飞行器前缘非对称设计方法，属于高超飞行器设计技术领域，其特征包括唇罩前缘(1)与压缩面前缘(2)设计步骤。唇罩前缘设计步骤作垂直于相互平行的第一、第四型线的辅助线；以RL＝d对辅助线与第一型线倒圆，得辅助圆弧；以rL对辅助圆弧与第四型线倒圆，得第二、第三型线。压缩面前缘设计步骤对压缩面前缘倒圆，确定前缘点；过前缘点作垂直于第一、第四型线角平分线的辅助线；以rC对第一型线与辅助线倒圆，得第二型线；以RC对第四型线与辅助线倒圆，得与第二型线相切的第三型线。与对称构型相比，0.06＜rL/RL＜0.2，唇罩前缘热流峰值最大降低27.4％；压缩面前缘满足0＜rC/RC＜1，进气道总压恢复最大提高11.6％，捕获流量最大增加6.29％。
文档编号B64F5/00GK101885380SQ20101022546
公开日2010年11月17日 申请日期2010年7月13日 优先权日2010年7月13日
发明者王卫星, 谢旅荣, 郭荣伟 申请人:南京航空航天大学