本发明属于高超声速推进技术领域，涉及超燃冲压发动机进气道的设计方法，特指一种高超声速进气道设计方法及装置。
背景技术：
超燃冲压发动机是高超声速飞行器(飞行马赫数大于4的飞行器)的动力部件，其主要由进气道、隔离段、燃烧室和尾喷管四部分组成。高超声速进气道是超燃冲压发动机的供气部件，为发动机燃烧室提供足量且较高品质的来流，保证发动机正常高效工作。
在目前的高超声速飞行器地面研究或者飞行试验中，进气部件采用的是一种三维内转向进气道，这种类型的进气道具有总压损失小、流量捕获能力强、外阻小以及便于一体化设计等诸多优势，因此其设计方法得到了国内外的广泛研究。本发明主要提供一种高超声速内转向进气道的设计方法及装置。
目前的高超声速内转向进气道主要是采用流线追踪方法设计，通常包括三个步骤：(1)根据需求，设计内收缩基准流场；(2)根据捕获型线，在基准流场中追踪进气道流线；(3)在前缘激波面处把进气道流线截断，剩下的流线构成进气道壁面。
对现有高超声速进气道设计方法而言，很大程度上就是在研究基准流场的设计和改进，目前主要采用特征线方法来设计内收缩基准流场。特征线方法，包括利用特征线方法的正向设计，即给定基准流场型面，然后利用特征线求解流场参数；以及利用特征线方法的反向设计，即给定前缘激波形状或流动参数分布规律，然后利用特征线方法反求解基准流场型面。
目前进气道设计方法的思路是：设计性能较优(总压恢复系数高、出口流动均匀度、流动参数满足分布规律等)的基准流场，然后流线追踪得到性能较优的内转进气道。一方面，当前设计是采用流线追踪方法来生成进气道型面，因此进气道型面的几何特性，例如总收缩比、内收缩比等，无法得到控制；另一方面，当前设计都是从基准流场性能出发，而非进气道本身，而进气道的性能只由其捕获的那部分流管(而非全部流管)的性能决定。
对高超声速进气道而言，流量捕获性能、总压恢复性能、压缩效率等气动指标都是用来评价其性能好坏的重要参数。但同时，进气道的某些几何参数也制约着其性能。进气道总收缩比，直接关系到进气道喉部面积大小，制约着进气道能否与下游隔离段或燃烧室一体化设计；进气道内收缩比，直接影响进气道的自起动马赫数，决定了飞行器能否实现较宽速域飞行。因此，在设计过程中，进气道的总/内收缩比是希望可以控制的。
综上所述，当前高超声速内转进气道设计方法主要三点不足：
第一，当前设计方法从基准流场性能出发的设计难以保证进气道具有同样的性能；
第二，当前设计方法经验性较强，许多参数都是人为设定，难以保证进气道性能达到最优值；
第三，当前设计方法设计的内转向进气道其总收缩比和内收缩比不可控，需要后期调整和修补。
技术实现要素：
本发明提供一种高超声速进气道设计方法及装置，用于克服现有技术中难以保证进气道气动性能较优、难以控制进气道总/内收缩比等几何参数等缺陷，直接以进气道气动性能最优、满足几何约束为目标，优化进气道气动性能，提高进气道几何参数的可控性。
为实现上述发明目的，本发明提供一种高超声速进气道设计方法，包括以下步骤：
S1，根据预设控制参数通过参数化方法产生一组自由控制点，用样条曲线连接所述控制点生成基准流场型面；
S2，针对S1得到的基准流场型面绘制计算网格，通过计算流体动力学方法处理数值计算获得基准流场，根据所述基准流场获得进气道的流量捕获性能参数；
S3，利用预设的捕获型线采用流线追踪法在所述基准流场中流线追踪，生成三维内转向进气道并获得几何参数；
S4，对所述三维内转向进气道进行数值计算，获得三维内转向进气道流场，从所述三维内转向进气道流场提取进气道的气动性能参数；
S5，针对所述进气道气动性能、几何参数等指标与设计目标比较，进行评估，将所述评估结果输出至优化算法，由优化算法根据评估结果输出另一组自由控制点，重复步骤S1-步骤S5，直到流量捕获性能、几何参数以及气动性能均收敛，获得若干组控制参数，根据若干组控制参数生成满足流量捕获性能、几何参数以及气动性能的三维内转向进气道。
为实现上述发明目的，本发明还提供一种高超声速进气道设计装置，包括：
基准流场型面生成模块，用于根据预设控制参数通过参数化方法产生一组自由控制点，用样条曲线连接所述控制点生成基准流场型面；
基准流场计算模块，用于针对所述基准流场型面绘制网格，通过计算流体动力学方法计算所述基准流场型面获得基准流场，根据所述基准流场获得进气道的流量捕获性能参数；
流线追踪模块，用于利用预设的捕获型线采用流线追踪法在所述基准流场中流线追踪，生成三维内转向进气道并获得进气道几何参数；
流场计算模块，用于对所述三维内转向进气道进行数值计算，获得三维内转向进气道流场，从所述三维内转向进气道流场中提取进气道气的动性能参数
优化模块，用于针对所述进气道气动性能、几何参数等指标与设计目标比较，进行评估，将所述评估结果输出至优化算法，由优化算法根据评估结果输出另一组自由控制点，重复迭代，直到流量捕获性能、几何参数以及气动性能均收敛，获得若干组自由控制点，根据若干组自由控制点生成满足流量捕获性能、几何参数以及气动性能的三维内转向进气道。
本发明提供的高超声速进气道设计方法及装置，通过预设控制参数生成的自由控制点生成基准流场型面，根据基准流场型面生成基准流场并获得进气道的流量捕获性能参数，通过在基准流场中流线追踪生成三维内转向进气道，通过对三维内转向进气道进行测量和数值计算获得进气道的气动性能参数及几何参数，最后通过优化迭代方法以流量捕获性能参数、进气道的气动性能参数及几何参数各自的目标值为条件对预设的控制参数进行优化，最终通过若干组符合流量捕获性能参数、进气道的气动性能参数及几何参数目标值的优化控制参数生成三维内转向进气道；直接以进气道的气动性能参数为目标，确保进气道具有较优的性能；通过参数化方法生成了进气道型面，并通过优化算法对这些参数进行了优化，避免了传统进气道设计方法中依靠经验人为设定参数的不足保证进气道性能达到最优值；通过流线追踪法在生成三维内转向进气道的同时获得了如总收缩比和内收缩比等进气道的几何参数，并在此基础上采用优化算法迭代求解的方法不断完善进气道几何参数，使得进气道几何参数可调可控。
附图说明
图1为本发明实施例一提供的高超声速进气道设计方法的流程图；
图2为利用自由控制点F1～F6产生基准流场型面示意图；
图3为计算流体力学(以下简称CFD)计算得到的基准流场马赫数等值图；
图4为根据图3获得的基准流场型面示意图；
图5为本发明实施例一中用到的具有圆形捕获型线的基准流场前视图；
图6为在图3所示基准流场中利用图5所示捕获型线追踪的三维内转向进气道立体示意图
图7为本发明实施例二提供的高超声速进气道设计装置的框图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明进行详细说明。本实施例以本发明技术方案为前提进行实施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程，但本发明的保护范围不限于下述的实施例。
实施例
本发明实施例提供一种高超声速进气道设计方法及装置。
实施例一
参照图1，本发明实施例提供一种高超声速进气道设计方法，包括以下步骤：
步骤S1，根据预设控制参数通过参数化方法产生一组自由控制点，用样条曲线连接所述控制点生成基准流场型面；预设控制参数包括进气道设计工况为马赫数、压力、温度、进气道内收缩比、进气道总收缩比等；
步骤S11，根据一部分所述预设控制参数获取基准流场壁面型线；
步骤S12，根据另一部分所述预设控制参数获取自由控制点F1、F2、F3、F4、F5、F6坐标；
下面结合具体设计参数，给出一个实施例：
根据飞行器总体需求，进气道设计工况为马赫数Ma5.0，压力2153.2pa，温度222.6K，进气道设计目标如下：
设计飞行工况下全流量捕获；
进气道内收缩比CRinner<1.60；
进气道总收缩比3.50<CRtotal<3.90；
在满足上述条件下，进气道喉部截面总压恢复系数最大；
下面按照图1中的优化设计流程进行进气道设计：
如图2所示,利用自由控制点F1～F6产生基准流场型面，F1，F2，F3，F4，F5和F6表示为自由控制点，Ox方向为旋成轴，OC方向为径向(r方向)，CE、EH、DI为基准流场壁面型线，OB为给定中心体高度，OC为进气道入口高度，BD为唇口位置，OI为进气道总长，θ1表示为进气道设计初始锥角，θ2表示为进气道外压缩段末尾下洗角，θ3为唇口角，Lc为BD长度，为唇口所在位置，Lt为进气道总长，即OI水平距离；
给定中心体高度OB＝0.1,进气道入口高OC＝1，唇口位置Lc＝3.3，进气道总长Lt＝5；点I的径向坐标自由，范围为0＜rI＜0.1；给定基准流场总收缩比范围3.0<CRt<4.5，根据公式
即可确定点H位置；给定基准流场内收缩比CRinner＝1.50,根据公式:
即可确定点E位置(其中LHI＝rH-rI)；至此获得基准流场壁面型线CE、EH、DI；这之前用到一部分预设参数，包括OB为给定中心体高度，OC为进气道入口高度，BD为唇口位置，OI为进气道总长，Lc为BD长度，为唇口所在位置，Lt为进气道总长，即OI水平距离。
控制点F1和控制点F2的x坐标分别布置在CE水平方向的三等分点处；初始压缩角θ1范围设定为0～15度，根据公式tanθ1＝(rC-rF1)/(xF1-xC)即可确定控制点F1的径向坐标rF1；控制点F2的径向坐标rF2范围设定为rC＜rF2＜rE；
控制点F3的x坐标设置在EH水平方向的三等分点处，其径向坐标根据式:
确定，以保证在E点处一阶连续；控制点F5的x坐标自由，范围设定为xF3＜xF5＜xH其径向坐标与点H相同保证出口方向水平；
控制点F4横坐标设置在DI水平方向的三等分点处，其径向坐标由式:
确定，其中唇口角θ3的范围为0°≤θ3≤10°；控制点F6的横坐标自由，范围为xF4＜xF6＜xI，其径向坐标与点I相同，保证出口方向水平；
根据上述方法，给定一组控制参数(rI,CRinner,θ1,yF2,xF4,θ3，xF6)即可确定图2中的所有点，再利用B样条曲线将点C，点F1，点F2和点E连接得到型面CE，将点E，点F3，点F5和点H连接得到型面EH，将点D，点F4，点F6和点I连接得到型面DI，于是就将一个基准流场型面由一组控制参数生成了；
步骤S2，计算步骤S1中获得的基准流场；通过计算流体动力学(CFD)方法计算所述基准流场型面获得基准流场，从所述基准流场提取进气道的流量捕获性能参数；
所述步骤S2包括：
步骤S21，针对所述基准流场型面绘制网格，通过计算流体动力学方法获得基准流场；
步骤S22，将基准流场中的一道前缘激波入射到中心体上；入射点距离唇口点的长度表示进气道在设计工况下的流量捕获性能；获得在设计工况下进气道的流量捕获性能。
针对步骤S1中的基准流场型面进行网格绘制，并进行CFD(Computational Fluid Dynamics计算流体动力学)计算，得到结果如图3所示，图4为基准流程型面示意图；图3中，X为旋成轴方向；图4中，Δxi为入射点距离唇口点长度，rc为中心体高度；图5中，为基准流场前视图，横坐标为无量纲的y向坐标，纵坐标为无量纲的z向坐标；图3中的一道前缘激波(见图4指示位置)入射到中心体上，入射点距离唇口点长度为Δxi，这一参数表征了进气道在设计工况下的流量捕获性能，其数值越小表明进气道流量捕获性能越好；
步骤S3，利用流线追踪法生成三维内转向进气道；利用预设的捕获型线采用流线追踪法在所述基准流场中流线追踪，生成三维内转向进气道；在步骤S2得到的基准流场中利用已知的捕获型线进行流线追踪，并在基准流场前缘激波处截断流线，获得三维内转向进气道，同时获得进气道几何参数，比如总收缩比、内收缩比、长度、湿面积、喉部面积等等；
所述步骤S3包括：
步骤S31，在所述的基准流场中利用已知的捕获型线进行流线追踪；
步骤32，在基准流场的前缘激波处截断流线，获得三维内转向进气道。
利用给定的捕获型线在图3所示的基准流场中流线追踪，得到三维内转进气道；图5为本实施例用到的圆形捕获型线；图6为利用图5所示的圆形捕获型线流线追踪得到的内转向进气道；获得内转向进气道之后，就能够测量得到进气道的总收缩比CRtotal和内收缩比CRinner；
步骤S4，计算步骤S3中获得的三维内转向进气道流场；对所述三维内转向进气道进行数值计算，获得三维内转向进气道流场，从所述三维内转向进气道流场提取进气道的气动性能参数；针对步骤S3得到的内转向进气道进行数值计算，得到进气道三维流场，获得进气道气动性能，比如总压恢复系数、压比、出口马赫数、出口流场均匀度等等；
利用CFD数值计算三维内转向进气道，得到进气道三维流场，获得进气道喉部截面的总压恢复系数；
步骤S5，利用优化算法重复迭代步骤S1至步骤S5，获得满足流量捕获性能、几何参数以及气动性能的三维内转向进气道；优化算法比如遗传算法、蚁群算法、神经网络算法等；
步骤S51，针对步骤S2获得的流量捕获性能，步骤S3中获得的几何参数以及步骤4中获得的气动性能分别根据各自的预设目标进行评估，并输出评估结果；
步骤S52，判断所述流量捕获性能、几何参数以及气动性能是否满足各自的预设目标；
在所述流量捕获性能、几何参数以及气动性能不能同时满足各自的预设目标时，将评估结果输出给优化算法，由优化算法根据评估结果输出另外一组控制参数，然后重复步骤S1至步骤S5；
在所述流量捕获性能、几何参数以及气动性能同时满足预设目标时，将步骤1中的控制参数标记为可用点，然后将评估结果输出给优化算法，由优化算法根据评估结果输出另外一组控制参数，然后重复步骤S1至步骤S5；直到获得满足流量捕获性能、几何参数以及气动性能的若干组控制参数，根据若干组控制参数生成满足流量捕获性能、几何参数以及气动性能的三维内转向进气道。
针对步骤S2获得的Δxi这一反映进气道流量捕获性能的指标，步骤S3获得的进气道总收缩比CRtotal和内收缩比CRinner，步骤S4获得的进气道喉部截面的总压恢复系数，与事先预设的设计目标相比，看是否满足要求；
如果满足设计要求，即记录在步骤S1中生成的一组控制参数(rI,CRinner,θ1,yF2,xF4,θ3，xF6)，利用该组参数即可生成可用进气道，同时再利用优化方法生成另外一组控制参数，重复步骤S1至S5；
如果不满足设计要求，就将评估结果输出给优化算法(这里采用的是遗传算法)，由优化算法根据评估结果输出另外一组自由控制参数，然后重复步骤S1至步骤S5；直到设定的优化迭代步数完成。
本发明实施例提供的设计方法与现有技术相比具有以下有益效果：
通过参数化生成一组控制参数，进而生成基准流场型面的方法；参见申请号：201711281694.0的专利文件，生成基准流场型面时，能产生比较灵活自由的基准流场型面；
传统设计方法都是以基准流场的性能参数为设计目标，未与进气道性能产生直接关联，本发明的设计方法直接以进气道气动性能参数和几何参数为设计目标，设计出来的进气道能直接满足预先给定要求；比传统特征线设计方法能产生更加丰富的基准流场；
将传统内转向进气道设计方法与优化算法相结合形成优化设计方法；直接以三维进气道气动性能参数以及几何参数为设计目标，能设计出满足几何参数要求的进气道，设计出来的进气道直接满足几何约束(比如总收缩比、内收缩比等)，并同时达到气动性能最优(如总压恢复系数最大)。
实施例二
参见图7，本发明实施例提供一种高超声速进气道设计装置，包括：基准流场型面生成模块1、基准流场计算模块2、流线追踪模块3、流场计算模块4、优化模块5；其中：
基准流场型面生成模块1用于根据预设控制参数通过参数化方法产生一组自由控制点，用样条曲线连接所述控制点生成基准流场型面；
基准流场计算模块2用于针对所述基准流程型面生成模块1获得的基准流程型面绘制网格，通过计算流体动力学方法计算所述基准流场型面获得基准流场，根据所述基准流场获得进气道的流量捕获性能参数；
流线追踪模块3用于利用预设的捕获型线采用流线追踪法在所述基准流场中流线追踪，生成三维内转向进气道并获得几何参数；
流场计算模块4用于对所述三维内转向进气道进行数值计算，获得三维内转向进气道流场，总所述三维内转向进气道流场中提取进气道气的动性能参数；
优化模块5用于利针对所述进气道气动性能、几何参数等指标与设计目标比较，进行评估，将所述评估结果输出至优化算法，由优化算法根据评估结果输出另一组自由控制点，重复迭代，直到流量捕获性能、几何参数以及气动性能均收敛，获得若干组自由控制点，根据若干组自由控制点生成满足流量捕获性能、几何参数以及气动性能的三维内转向进气道。
所述基准流场模块1包括：基准流场壁面型线子模块11、自由控制点子模块12；其中
基准流场壁面型线子模块11用于根据一部分所述预设控制参数获取基准流场壁面型线；
自由控制点子模块12用于根据另一部分所述预设控制参数获取自由控制点F1、F2、F3、F4、F5、F6坐标。
所述基准流场模块2包括：流体动力处理子模块21、流量捕获性能子模块22，其中：
流体动力处理子模块21用于针对所述基准流场型面绘制网格，通过计算流体动力学方法获得基准流场；
流量捕获性能子模块22用于将基准流场中的一道前缘激波入射到中心体上；入射点距离唇口点的长度表示进气道在设计工况下的流量捕获性能。
所述三维内转向进气道模块3包括：追踪子模块31、截断子模块32，其中：
追踪子模块31用于在所述的基准流场中利用已知的捕获型线进行流线追踪；
截断子模块32用于在基准流场的前缘激波处截断流线，获得三维内转向进气道。
所述优化模块5包括：评估子模块51、迭代子模块52，其中：
评估子模块51用于针对所述流量捕获性能、几何参数以及气动性能分别根据各自的预设目标进行评估，并输出评估结果；
迭代子模块52用于判断所述流量捕获性能、几何参数以及气动性能是否满足各自的预设目标；
在所述流量捕获性能、几何参数以及气动性能不能同时满足各自的预设目标时，将评估结果输出给优化算法，由优化算法根据评估结果输出另外一组控制参数给所述基准流场型面模块，然后重复评估；
在同时满足预设目标时，将所述基准流场型面模块中的控制参数标记为可用点，然后将评估结果输出给优化算法，由优化算法根据评估结果输出另外一组控制参数给所述基准流场型面模块，然后重复评估；；直到获得满足流量捕获性能、几何参数以及气动性能的若干组控制参数，根据若干组控制参数生成满足流量捕获性能、几何参数以及气动性能的三维内转向进气道。本实施例的装置的实现参见上述实施例一中的方法的实现。