基于整体可控山脊式压力分布的高速进气道进口前体的制作方法

本发明属于飞行器前体设计领域，涉及一种兼顾低能流排移、型面外阻的高超声速飞行器前体。

背景技术：

高超声速前体是高速吸气式空天巡航器的机体与进气道之间的气动过渡段，其作用是对高速来流进行预压缩、排移高速下较厚的附面层、平整机体非均匀流以用于进气道气流捕获等。同时，前体基于各类复杂构型机体而设计，为进气道的布置提供可行性较高的几何型面。

目前国内外针对高超声速前体的研究以乘波体设计为主流，即在飞行器前体轮廓线安装激波，其前体激波一方面提升了波后流场的静压水平，另一方面组织波后气流翻卷并向外溢流，将被压缩的气流锁定在前体激波内部，最终达到显著提升飞机升力特性的目的。美国的x-51a高超声速飞行器、sr-72概念飞行器，以及俄罗斯的布拉莫斯-2高超声速导弹，均采用了此类乘波体设计思路。

经典的乘波体设计方法首先从正圆锥流场中截取前体轮廓，继而通过对前体轮廓的流线追踪得到整个三维乘波型面，其型面由来流条件、截取位置以及前体宽度唯一确定，由于型面外凸，且横向压力分布为中间高两边低的趋势，所以经典乘波体也称为蚌式型面(bump)。然而，在高超声速条件下附面层往往较厚，为达到与低速时相同的附面层排移能力，其bump面的外形过凸，影响了进气道的布置并带来较大的外阻。

技术实现要素：

发明目的：本发明目的在于针对现有技术的不足，提供一种基于整体可控山脊式压力分布的高速进气道进口前体，解决提高附面层排移和型面外阻控制两方面的矛盾的问题。

技术方案：本发明所述基于整体可控山脊式压力分布的高速进气道进口前体为三维的山脊式压力分布的bump型面，其生成步骤为：

(1)由选定的基本流场和截取平面之间的相交线确定一呈抛物线状的前体轮廓线；

(2)以前体轮廓线的开口位置的中点为中心，沿前体轮廓线周向扫掠，得到若干离散的二维型线；

(3)在每条二维型线上布置山脊式压力分布曲线，若干山脊式压力分布曲线组成准周向压力分布簇；

(4)最后基于压力分布反求型面得到前体三维的山脊式压力分布的bump型面。

本发明进一步优选地技术方案为，步骤(1)中基本流场为正圆锥激波、椭圆锥激波或曲锥激波中一种。

作为优选地，步骤(1)中选定的截取平面根据前体与机体的匹配方式，选择平行于流场中心面或与流场中心面之间设定夹角。

优选地，步骤(1)中在得到基本流场和截取平面之间的相交线后，根据进气道宽度确定前体轮廓线，使前体轮廓线的宽度为4/3～3/2的进气道宽度。

优选地，步骤(3)中山脊式压力分布曲线呈低-高-低的形态。

优选地，步骤(3)中山脊式压力分布曲线自前体轮廓线到中心由三段分段函数组成，依次为：

其中，ai控制压力梯度，bi控制高压区宽度，k控制压力峰值，w为二维型线的宽度，i＝1指“山脊”迎风面压力分布，i＝2指“山脊”背风面压力分布。

优选地，a1∈[1.0,5.0]，b1∈[10,20]，a2∈[0.5,1.0]，b2∈[5,10]，k∈[1.5,2.0]。

有益效果：(1)本发明基于已发展的通过压力分布反求型面的设计方法得到前体三维型面，乘波型面的反问题设计是兼顾高附面层排移和低外阻的一种新技术，即通过指定的压力分布来反求型面，而反问题设计的关键是型面压力分布的设计，本发明将高超声速前体的三维型面压力分布设计，简化为绕周向排布的一系列二维型线的压力分布设计，bump型面生成步骤相比于传统的压力可控式bump型面设计方法，极大地简化了设计流程；同时，在每条二维型线上布置山脊式压力分布，利用其准径向上的山脊式压力分布，对bump的各项性能进行控制，可实现在马赫数5.0以上时，兼顾高效排移高超声速附面层、减小前体外部阻力，以及bump中后部的流场均匀性，有利于布置高超声速进气道；

(2)本发明中采用正圆锥激波、椭圆锥激波或曲锥激波中一种，此三类基本流场均可对飞行器产生较好的增升效应，且具有较好的机体安装灵活性，取基本流场与截取平面的相交线，再根据前体宽度尺寸得到前体轮廓线，这是前体具有乘波特性的必要条件；

(3)本发明侧重高超声速飞行器高效排移机体附面层的型面压力分布设计，在前体上布置整体可控山脊式压力分布可以在保证相当的附面层排移效果前提下，有效降低飞行器前体的高度，从而减小由于引入前体型面而增加的外阻；同时，这种整体可控山脊式压力分布，显著降低了前体型面压力分布设计的复杂度，将原本全流场压力分布的指定简化为沿周向排布的一系列二维山脊式压力分布设计，更有利于实现飞机机体与进气道之间的气动过渡，并为进气道提供较好的入口流场品质。

附图说明

图1为基于整体可控山脊式压力分布的高速进气道进口前bump型面示意图。

图2为从锥形基本流场中截取前体轮廓线的示意图。

图3为平行于xoz面的轮廓线截取(左)和不平行于xoz面的轮廓线截取(右)示意图。

图4为整个高超声速飞行器乘波前体的简化设计示意图。

图5为整体可控山脊式压力分布示意图。

具体实施方式

下面通过附图对本发明技术方案进行详细说明，但是本发明的保护范围不局限于所述实施例。

实施例：一种基于整体可控山脊式压力分布的高速进气道进口前体，该前体为三维的山脊式压力分布的bump型面，其生成步骤为：

(1)由选定的基本流场和截取平面之间的相交线确定一呈抛物线状的前体轮廓线；

基本流场可以是正圆锥激波、椭圆锥激波或曲锥激波中一种，本实施例中以正圆锥激波为例。

如图2、图3所示，以该正圆锥基本流场建立坐标系，圆锥的顶点为原点，圆锥的中心线为x轴方向。截取平面可以是平行于xoz的平面，也可以是与xoz平面有一定角度的平面。

取锥形基本流场与截取平面的相交线，再根据进气道宽度而定，取4/3～3/2的进气道宽度得到前体轮廓线，即让进气道处于前体型面附面层被充分排移的区域。

(2)以前体轮廓线的开口位置的中点为中心，沿前体轮廓线周向扫掠，得到若干离散的二维型线；

如图1、图4所示，将整个三维bump型面的压力分布，简化为以o点为中心，从末端截面ob逆时针扫掠过oa到oc得到离散的二维型线；

(3)在每条二维型线上布置山脊式压力分布曲线，即oa、op1、op2、…、opn、ob。oq1、oq2、…、oqn线的压力分布与op1、op2、…、opn上的压力分布相等，若干山脊式压力分布曲线组成准周向压力分布簇。

整体可控山脊式压力分布为正态分布式的径向压力，其特征为从沿着径向呈现“低-高-低”的压力分布。山脊式压力分布曲线自前体轮廓线到中心由三段分段函数组成，依次为：

其中，ai控制压力梯度，bi控制高压区宽度，k控制压力峰值，w为二维型线的宽度，i＝1指“山脊”迎风面(外侧)压力分布，i＝2指“山脊”背风面(内侧)压力分布。在高超声速下，外侧压差将附面层往前体两侧排移，继而高层气流下行汇聚进入原附面层区域，并受内侧压差驱动形成类似平行的流管形态。所以，a1∈[1.0,5.0]，b1∈[10,20]，a2∈[0.5,1.0]，b2∈[5,10]，k∈[1.5,2.0]。

由于图4中opi、oqi线组成的轮廓bac弧线并非圆形，所以此处径向和周向均用准径向、准周向代替。

(4)最后基于压力分布反求型面得到前体三维的山脊式压力分布的bump型面。

对于每条二维型线的压力分布，采用分段函数进行压比值π(m,n)设计，其中π是压比，即静压与来流静压之比。m表示周向轮廓线序号，n表示周向轮廓线上径向位置。通过二维型线opi、oqi的压力分布，插值出整个前体型面的压力分布。

用已发展的根据压力反求型面设计方法，通过计算经过型面的流量渗透量来评估型面设计的收敛程度，直到渗透流量为0时，得到具有指定压力分布的高超声速飞行器前体型面。

本发明的高超声速飞行器前体所采用的山脊式压力分布型式，其适用马赫数范围并没有明确限定，因此凡是与本发明设计思路相同的改进均在本发明的保护范围内。

如上所述，尽管参照特定的优选实施例已经表示和表述了本发明，但其不得解释为对本发明自身的限制。在不脱离所附权利要求定义的本发明的精神和范围前提下，可对其在形式上和细节上作出各种变化。