一种边界层引导和抽吸结合的高超声速进气道流动控制方法与流程

本发明涉及高超声速进气道技术领域，尤其是一种边界层引导和抽吸结合的高超声速进气道流动控制方法。

背景技术：

边界层抽吸被认为是一种非常有效的进气道边界层流动控制方法。边界层抽吸是指在壁面上设置抽吸孔，通过孔两端的压力差将边界层气流抽出，从而使边界层变薄。边界层抽吸由抽吸孔、抽吸腔和泄放系统等组成，工作过程为边界层经抽吸孔进入抽吸腔，而后通过泄放系统排出。抽吸使边界层厚度大大降低，进气道捕获气流品质得到提高；另一方面，由于边界层变薄，进气道激波/边界层干扰减弱，进气道起动性能也大大提高。目前，边界层抽吸技术已被广泛应用于超/高超声速进气道。

现有技术的边界层抽吸包括抽吸孔、抽吸腔、泄放系统等，结构相对复杂，同时增加了飞行器重量，抽吸腔和泄放系统也占用了飞行器头部的空间。另一方面，飞行器机身一般采用复合材料，在壁面上大面积打孔会破坏材料的结构强度。

针对高超声速进气道申请号为：201710784957.3的中国专利文献提出了一种bump/前体一体化设计方法，这种方法将前体和bump进行了一体化设计，基本解决了bump在高超声速气流中流动损失过大的问题。bump/前体一体化进气道通过bump型面上产生的横向压力梯度实现对边界层的排移，取得了较好的效果。但由于高超声速流动速度过快，横向排移距离过长，而设计得到的bump高度有限，因此这种方法对高超声速边界层气流的排移能力比较弱。

气动研究与实验,2010,28(4):1-6《基于数值模拟进气道抽吸流动控制优化设计[j].》将bump进气道与边界层抽吸技术结合起来，研究了抽吸槽不同的安装位置对进气道性能的影响。在实际工程设计中也有将抽吸孔布置在bump底侧的方案。这些方案都将bump与抽吸技术结合起来，以进一步提高进气道气流捕获品质。bump和进气道抽吸结合的方法对边界层的排移能力得到明显提升，但目前对二者结合的方式还停留在机械地组合在一起的阶段。对于第一种在bump进气道研究不同抽吸孔的安装位置，只是从众多方案中选择一个较优的方案，没有考虑bump进气道的流动特点，具有盲目性。将抽吸孔布置在bump底侧的方案考虑到边界层在bump底侧进行了堆积，因此通过抽吸孔将边界层抽走，这种方案适用于对边界层排移较有力的超声速bump进气道，而高超声速条件下bump型面往往不能将大部分边界层排移到底侧，因此抽吸孔不能很好地发挥抽吸作用。

技术实现要素：

本发明提供一种边界层引导和抽吸结合的高超声速进气道流动控制方法，用于克服现有技术中边界层气流排移性能较弱等缺陷，实现有效发挥抽气孔的作用，提高边界层气流排移性能的目的。

为实现上述目的，本发明提出一种高超声速进气道边界层流动控制方法，包括以下步骤：

步骤1，在高超声速进气道前体上形成边界层引导型面，通过在边界层引导型面上产生的横向压力梯度，使流经边界层引导型面的气流的流动方向发生定向改变，；

步骤2，通过作用在所述边界层引导型面上的横向压力梯度将边界层引导到所述边界层引导型面的局部；

步骤3，在所述边界层引导型面的局部设置抽气孔。

本发明提供的高超声速进气道流动控制方法，通过对边界层引导型面压力分布的精心设计，使边界层引导型面产生横向压力梯度，从而对边界层气流进行主动引导，使边界层在横向压力梯度的作用下分别被引导到边界层引导型面的局部(例如易于操作的中部和底部)，由于集中在边界层引导型面的部位能形成较厚的边界层，在边界层较厚的地方布置抽吸孔，实现有针对性的对边界层进行有效抽吸。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。

图1为本发明实施例一提供的边界层引导和抽吸结合的高超声速进气道流动控制方法中下颌式轴对称进气道示意图；

图2为图1左视图；

图3为图1的俯视图；

图4为本发明实施例一提供的边界层引导和抽吸结合的高超声速进气道流动控制方法中kθ与θ函数关系曲线示意图；

图5为本发明实施例一提供的边界层引导和抽吸结合的高超声速进气道流动控制方法中x＝x0截面内边界层沿展向分布及抽吸分布带确定示意图。

本发明目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

需要说明，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后……)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。

另外，在本发明中如涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接，还可以是物理连接或无线通信连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

另外，本发明各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。

本发明提出一种边界层引导和抽吸结合的高超声速进气道流动控制方法。

实施例一

参见图1-5，本发明实施例提供一种边界层引导和抽吸结合的高超声速进气道流动控制方法，包括以下步骤：

步骤1，在高超声速进气道前体上形成边界层引导型面，从而在边界层引导型面上产生横向压力梯度，通过横向压力梯度使流经边界层引导型面的气流的流动方向发生定向改变；

借助超声速bump的工作原理，使流经边界层引导型面的气流的流动方向发生定向改变，前体型面产生横向压力梯度，从而对边界层气流进行主动引导，引导的方向可以是预定的，理论上任意方向都可以，也可以是根据实际设计条件设定的或分析获得的。边界层引导型面为高超声速飞行器前体的一部分，其作用在于使流经边界层引导型面上气流的流动方向发生定向改变，这里的定向改变指的是朝向预定的方向流动；进而影响边界层在边界层引导型面上厚度的分布，在边界层引导型面的作用下对边界层厚度进行调整；

步骤2，通过作用在所述边界层引导型面上的横向压力梯度将边界层引导到所述边界层引导型面的局部；

这个局部理论上可以是任意部位，本实施例中为通过对边界层引导型面压力分布的精心设计，使边界层在横向压力梯度的作用下分别被引导到边界层引导型面的中部和底部，然后在这两个区域分别布置抽吸孔，实现对边界层的抽吸。安排在这两个位置是最优的，因为一般都是只在底部进行布置，但高超声速条件下边界层很难到底部，所在在中部和底部分别进行了排移。这个也是专利区别于其他的一个重要方面。

在边界层引导型面的作用下边界层厚度的分布会发生变化。根据边界层在边界层引导型面上的分布特点，通过设定阈值确定抽吸分布带，然后在每一个抽吸分布带上分别设置抽吸孔。

步骤3，在所述边界层引导型面的局部设置抽气孔。在边界层引导型面的局部能够形成较厚的边界层，在边界层较厚的地方设置抽气孔，能够减少抽气孔的数量，同时提高抽吸性能。

优选地，所述步骤1中形成边界层引导型面的步骤包括：

步骤11，以变量θ和x为自变量通过函数关系定义每一个密切面上的压力；θ为展向变量，x为流向变量，即进气道的轴向变量。由这两个变量就可以确定一个二维平面上的参数，对于外转轴对称流场，所述密切面指与对称面呈θ角度的流向切面；参见图1，区域1为边界层引导型面；边界层引导型面为高超声速飞行器前体的一部分，其作用在于使流经边界层引导型面上气流的流动方向发生定向改变，面2所在的平面为对称面，面3所在的平面为与对称面呈θ的密切面，点4为坐标原点，同时也是边界层引导型面起始点，点5为x＝l处的点，同时也是边界层引导型面终止点，以变量θ定义每一个密切面，对于平面二维流场，密切面是指与对称面平行，距离为θ的流向切面；对于内/外转轴对称流场，密切面指与对称面呈θ角度的流向切面。

步骤12，每个密切面上的压力与自变量的函数关系，获得每一个展向比例因子的密切面上的压力分布曲线；

步骤13，在每个密切面内基于特征线法获得压力分布曲线对应的流场；

步骤14，将所有密切面内的流场壁面线进行曲面放样，获得的型面作为边界层引导型面。

优选地，所述步骤11包括：

定义坐标原点为边界层引导型面起始线与对称面的交点4，通过下面的函数关系定义每个密切面上的压力:

p(θ,x)＝kθy(x)+p0(1)

其中，p0为坐标原点的压力值，为给定值；自变量x为横坐标，取值范围为0<x<l，其中l为边界层引导型面终止线横坐标，即点5的横坐标；y(x)为x的函数，满足以下条件：随x单调增加；在坐标原点函数值为0，即y(0)＝0；θ的外转轴对称流场表示该流场所处密切面与对称面的夹角范围为-θc<θ<θc，其中θc为给定值；kθ为展向比例因子，是θ的函数；由于高超声速前体需要承担一部分压缩任务，因此边界层引导型面流场沿流向压力是不断增大的(边界层引导型面对气流起到压缩的作用，所以壁面沿程压力是不断增大的)。

所述步骤12包括：

通过改变kθ，控制每一个展向比例因子为kθ的密切面内的压力分布曲线，实现对压力分布在展向的控制，在边界层引导型面形成横向压力梯度，实现对边界层的引导。

优选地，所述步骤12包括：

kθ随着θ增加单调递减，按二阶导数将kθ曲线分为以下三段：

θ位于[0,θ1]区间时，kθ"(θ)>0，且kθ(0)＝1；

θ位于[θ1,θ2]区间时，kθ"(θ)<0；

θ位于[θ2,θc]区间时，kθ"(θ)>0，且kθ(θc)＝kmin，其中kmin为给定的值，范围为0<kmin<1；

kθ曲线在θ＝0处一阶导数为零，θ＝θ1和θ＝θ2处一阶导数连续。

优选地，每个区间内kθ具体函数关系包括给定多项式型、三角函数型、指数型等函数关系中至少一种具体解析式。

作为本发明的一个优选实施例：例如给定y(x)为抛物线形式的函数关系式，式中a可根据实际前体对气流的压缩要求给定，取值范围一般为[0.01,1]。

p(θ,x)＝kθ(ax²)+p0(2)

kθ为展向比例因子，是θ的函数。本发明通过改变kθ，实现对压力分布在展向的控制，从而在边界层引导型面形成横向压力梯度，进而实现对边界层的引导。下面对kθ与θ的函数关系进行描述。kθ沿θ方向单调递减，按二阶导数正负可以将曲线分为三段。第一段为[0,θ1]区间，此区间内有kθ"(θ)>0，满足kθ(0)＝1。第二段为[θ1,θ2]区间，此区间内kθ"(θ)<0。第三段为[θ2,θc]区间，此区间内有kθ"(θ)>0，满足kθ(θc)＝kmin，其中kmin为给定的值，范围为0<kmin<1。此外，kθ曲线在θ＝0处一阶导数为零，θ＝θ1和θ＝θ2处一阶导数连续，从而保证曲线光滑。每个区间内具体函数形式可以给定多项式型、三角函数型、指数型等具体解析式。

一个具体实施案例：在三个区间内均给定二次函数分布形式，取θ1＝10，θ2＝25，θc＝60；θ1对应的kθ取0.8，kmin＝0.6。同时曲线满足上述所有要求，在这种条件下方程个数等于变量个数，这样就可以求解出三个区间内的二次函数表达式。(直接解方程或者转化为线性代数求解都可以获得共9个变量和9个方程)

将每一个区间内kθ值沿θ方向离散，离散精度范围为[1°,10°]。根据式1求解得到每一个展向比例因子为kθ的密切面内的压力分布曲线。

对密切面压力可控流场求解，在每个密切面内基于特征线法求解给定的压力分布曲线对应的流场。该方法为本领域公有技术，求解过程可参考申请号为：201710784957.3的中国专利文献及北京高等教育出版社-2012《气体动力学[m].》。

在具体求解过程中是基于有旋特征线法，采用预估-矫正的方法求解已知两个相邻内部点的下游内部点、已知上游壁面点及相邻内部点的下游壁面点这两类单元过程。然后按照空间步进方式求解出压力分布曲线对应的整个流场及壁面型线。

这样就得到了密切面内压力分布曲线对应的壁面。然后按照这种方法求解所有密切面内的压力分布曲线对应的壁面。

最后将所有密切面内的流场壁面线进行曲面放样，得到的型面即为边界层引导型面。

优选地，所述步骤2包括：

步骤21，对边界层引导型面进行数值仿真，获得边界层引导型面上边界层厚度分布。在本发明kθ的设置下边界层在靠近θ1<θ<θ2以及θ＝θc的区域，边界层厚度沿展向形成对应第一凸起和第二凸起。

所述步骤3包括：

步骤31，根据边界层在边界层型面上的分布特点，通过阈值确定抽吸分布带；

步骤32，在每一抽吸分布带上分别设置抽吸孔。

优选地，所述步骤31包括：

步骤311，边界层没有加入边界层引导型的情况下，x＝x0截面的边界层厚度作为t0；

步骤312，对于边界层第一凸起区域，给定比例因子r1，当边界层厚度满足t>r1×t0时，认定该位置在第一抽吸分布带上；

对于边界层第二凸起区域，给定比例因子r2，当该位置处的边界层厚度满足t>r2×t0时，认定该位置在第二抽吸分布带上；

r1和r2为给定值，r1，r2均大于零，且r1<r2；

步骤313，按照步骤312对每一个垂直于x方向的截面都进行抽吸分布带位置的确认，获得整个边界层引导型面上的第一抽吸分布带和第二抽吸分布带。

作为本发明一具体实施例，沿x方向(进气道的轴向)在边界层引导型面上布置一系列等距展向截面，截面间距取值范围为[10,100]。

在每个展向截面内对抽吸分布带位置进行确认，此处以x＝x0截面为例进行说明。以没有加入边界层引导型面，边界层自由发展情况下相同x＝x0截面的边界层厚度作为基准厚度，记为to。

对于边界层第一凸起区域，给定比例因子r1，当边界层厚度满足t>r1·to，就认定该位置在第一抽吸分布带上。对于边界层第二凸起区域，给定比例因子r2，当该位置处的边界层厚度满足t>r2·to，就认定该位置在第二抽吸分布带上。r1和r2为给定值，根据设计经验，二者取值范围取[0.5,2]比较合适，一般来说满足r1<r2。

按照这种方法对每一个展向截面都进行抽吸分布带位置的确认，可以得到整个边界层引导型面上的抽吸分布带。

由此，在边界层引导型面上得到第一抽吸分布带和第二抽吸分布带。

一个具体实施案例：给出x＝x0截面内边界层沿展向的分布来具体说明抽吸分布带的确认过程。图中边界层厚度沿展向形成两个明显的凸起。数值仿真得到该截面内to＝0.58。取r1＝0.9，取r2＝1.04，最终得到第一凸起区域的抽吸分布带范围为[10.2,28.8]，得到第二凸起区域的抽吸分布带范围为[48.0,58.6]。

优选地，所述步骤32具体包括：

步骤321，根据给定的形状、抽吸面积比和单个抽吸孔的面积，获得抽气孔的总数量；抽吸面积比是指总抽吸孔的面积占抽吸分布带面积的百分比，总抽吸面积除以单个抽吸孔面积即可得到总孔数。

步骤322，孔的分布形式可以采用在抽吸分布带上等距阵列的方式，当然可以以根据实际需求进行布置。根据孔的分布形式在每个抽吸分布带上分别布设抽吸孔。

抽吸孔的布置方式为本领域公有技术，抽吸孔布置可分为两部：确定抽吸孔形状、数量；给定抽吸孔的分布形式。

首先给定孔的形状，抽吸孔可以是圆形、三角形、矩形等。然后给定抽吸面积比和单个抽吸孔的面积，抽吸面积比是指总抽吸孔的面积占抽吸分布带面积的百分比，总抽吸面积除以单个抽吸孔面积即可得到总孔数。

孔的分布形式可以采用在抽吸分布带上等距阵列的方式，当然可以以根据实际需求进行布置。

本发明将超声速bump的工作原理引入高超声速前体设计，使前体型面产生横向压力梯度，从而对边界层气流进行主动引导，使边界层厚度分布在边界层引导型面上形成两个凸起，然后在凸起的地方布置抽吸孔，从而实现一种适用于高超声速进气道的边界层引导配合抽吸的边界层流动控制方法。

与传统的抽吸技术相比，在相同抽吸效果下，本发明所采用的抽吸孔更少，抽吸腔也更小，有利于减小机身材料结构强度的损坏程度，同时也节约了飞行器内部的空间；与bump进气道相比，本发明针对高超声速流动中边界层排移相对困难的问题，提出了边界层引导和抽吸相配合的边界层可控制方式，基本解决了这一问题；与现有bump和抽吸配合的控制方式相比，本发明通过前体型面特殊设计，对边界层进行引导，然后有针对性的进行抽吸，能更大限度发挥抽吸孔的作用。经过数值模拟，证明该方案可行。

以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。