CN102996253B - 超声速进气道及其壁面确定方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种超声速进气道及其壁面确定方法。该超声速进气道的壁面确定方法包括：根据超声速进气道结构设计的几何约束，采用特征线法，确定超声速进气道的前体壁面曲线；根据外收缩比，利用二阶连续曲线，确定超声速进气道的外压缩壁面曲线；根据超声速进气道结构设计设计的几何约束，采用特征线法，确定超声速进气道的唇口压缩曲线、单边壁面曲线以及对边壁面曲线；前体壁面曲线、外压缩壁面曲线和单边壁面曲线确定超声速进气道的下壁面；唇口压缩曲线和对边壁面曲线确定超声速进气道的上壁面。根据本发明的方法确定的超声速进气道，适用于非均匀来流，并且其等熵压缩和激波压缩可通过调整激波形状在一定范围内分配，从而提高总压恢复能力。

Description

超声速进气道及其壁面确定方法

技术领域

本发明涉及空气动力学领域，具体而言，涉及一种超声速进气道及其壁面确定方法。

背景技术

超声速进气道是吸气式超声速推进***关键部件之一，进气道的出口气流的均匀度直接影响了发动机的燃烧效率进而影响飞行器的整体性能。现有的超声速进气道无法用于非均匀来流条件，多激波压缩进气道的总压损失较大，压缩效率较低，流量系数随迎角变化较大，不利于飞行器的宽范围工作。内压缩通道设计与前体设计耦合较强，难以对接不同的燃烧室。因此在考核同一飞行状态下不同燃烧室性能时，需要设计多个进气道与之配接，既耗费了大量的人力物力，又难以缩短实验周期。

现有的超声速进气道设计方法有很多种，其中最典型是专著《飞机内流空气动力学》论述的一种多激波系的进气道设计方法，其步骤如下：

（1）根据设计点的选择和设计要求，确定前体激波数目；

（2）根据总压恢复系数的要求，确定前体各级压缩面的角度；

（3）根据内压缩型面要求，确定外罩内唇角；

（4）根据流量系数要求，确定压缩面相对于唇口的位置；

（5）进行三维结构设计。

现有的多激波系的进气道无法用于非均匀来流条件，该进气道的总压损失较大，压缩效率底、流量系数随迎角变化较大，不利于飞行器的宽范围的工作。并且现有的多激波进气道设计与前体设计耦合较强，难以对接不同的燃烧室，因此，在考核同一飞行状态下不同燃烧室性能时，需要设计多个进气道与之配接，不仅难以缩短实验周期，而且耗费了大量的人力物力。

发明内容

本发明旨在提供一种适于非均匀来流、总压损失小的超声速进气道及其壁面确定方法。

为了实现上述目的，根据本发明的一个方面，提供了一种超声速进气道的壁面确定方法，包括：根据超声速进气道结构设计的几何约束，采用特征线法，确定超声速进气道的前体壁面曲线；根据外收缩比，利用二阶连续曲线，确定超声速进气道的外压缩壁面曲线；根据超声速进气道结构设计的几何约束，采用特征线法，确定超声速进气道的唇口压缩曲线；根据超声速进气道结构设计的几何约束，采用特征线法，确定超声速进气道的单边壁面曲线；根据超声速进气道结构设计的几何约束，采用特征线法，确定对应于单边壁面曲线的对边壁面曲线；前体壁面曲线、外压缩壁面曲线以及单边壁面曲线确定超声速进气道的下壁面；唇口压缩曲线和对边壁面曲线确定超声速进气道的上壁面。

进一步地，根据超声速进气道结构设计的几何约束，采用特征线法，确定超声速进气道的前体壁面曲线的步骤包括：根据前体长度和捕获高度要求，设定前体激波曲线。

进一步地，设定前体激波曲线之后，根据超声速进气道结构设计的几何约束，采用特征线法，确定超声速进气道的前体壁面曲线的步骤还包括：根据飞行条件和前体激波曲线的形状，确定前体壁面曲线和波后流场。

进一步地，确定前体壁面曲线之后，根据外收缩比，利用二阶连续曲线，确定超声速进气道的外压缩壁面曲线的步骤包括：根据外收缩比，确定超声速进气道入口的高度，以前体激波曲线远离入口的第二端点为圆心，以超声速进气道入口的高度为半径作圆，利用二阶连续曲线从前体壁面曲线的远离前体激波曲线的端点开始确定外压缩壁面曲线，并使该外压缩壁面曲线与圆相切。

进一步地，根据超声速进气道结构设计的几何约束，采用特征线法，确定超声速进气道的唇口压缩曲线的步骤包括：根据前体壁面曲线的远离前体激波曲线的端点和前体激波曲线的远离前体壁面曲线的端点所组成的特征线以及外压缩曲线，采用特征线法，确定外压缩区域，其中，该外压缩区域的边界点分别为前体激波曲线远离前体壁面曲线的端点和外压缩壁面曲线的两端点。

进一步地，确定外压缩区域之后，根据超声速进气道结构设计的几何约束，采用特征线法，确定超声速进气道的唇口压缩曲线的步骤还包括：根据内、外阻的设计要求，确定唇口压缩曲线，根据该唇口压缩曲线采用特征线法确定唇口激波流场，并确定唇口激波流场与外压缩壁面曲线的交点，其中，唇口压缩曲线的一个端点为激波曲线的远离前体壁面曲线的端点。

进一步地，确定唇口激波曲线之后，根据超声速进气道结构设计的几何约束，采用特征线法，确定超声速进气道的单边壁面曲线包括：根据内压缩几何约束，采用特征线法，确定单边壁面曲线，其中，单边壁面曲线的一个端点为唇口激波流场与外压缩壁面曲线的交点。

进一步地，根据超声速进气道结构设计的几何约束确定超声速进气道的单边壁面曲线的步骤还包括：确定单边壁面曲线时，设置该单壁面曲线的马赫数分布，使得单壁面曲线在唇口激波流场与外压缩壁面曲线的交点的端点处的切线角与当地流动方向角重合。

进一步地，利用特征线法确定对应于单边壁面曲线的对边壁面曲线的步骤包括：根据单边壁面曲线的马赫数分布，利用特征线法，求解单边壁面曲线的对边壁面曲线，该对边壁面曲线的一端为激波曲线的远离前体壁面曲线的端点。

进一步地，特征线法包括预估步和校正步，校正步根据预估步的结果进行校正。

根据本发明的另一方面，提供了一种超声速进气道，超声速进气道的壁面由上述超声速进气道的壁面确定方法确定。

根据本发明的再一方面，提供了一种超声速进气道，超声速进气道包括上壁面、下壁面以及连接在上壁面和下壁面之间的两个侧壁面，下壁面由前体壁面曲线、外压缩壁面曲线、以及单边壁面曲线确定，上壁面由唇口压缩曲线和与单边壁面曲线相对应的对边壁面曲线确定，其中，前体壁面曲线由超声速进气道结构设计的几何约束采用特征线法确定，外压缩壁面曲线由外收缩比利用二阶连续曲线确定，唇口压缩曲线由超声速进气道结构设计的几何约束采用特征线法确定，单边壁面曲线对边壁面曲线均由超声速进气道结构设计的几何约束采用特征线法确定。

应用本发明的技术方案，超声速进气道的壁面确定方法包括：根据超声速进气道结构设计的几何约束，采用特征线法，确定超声速进气道壁面曲线的前体壁面曲线；根据外收缩比，利用二阶连续曲线，确定超声速进气道壁面曲线的外压缩壁面曲线；根据超声速进气道结构设计的几何约束，采用特征线法，确定超声速进气道的唇口压缩曲线；根据超声速进气道结构设计的几何约束，采用特征线法，确定超声速进气道的单边壁面曲线；根据超声速进气道结构设计的几何约束，采用特征线法，确定对应于单边壁面曲线的对边壁面曲线。根据本发明的方法确定的超声速进气道，适用于非均匀来流，并且其等熵压缩和激波压缩可通过调整激波形状在一定范围内分配，从而提高总压恢复。同时，该超声速进气道可灵活调整以对接不同的发动机，同时还可以保证流场品质。

附图说明

构成本发明的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1示出了根据本发明的超声速进气道及其壁面确定方法形成的前体激波曲线；

图2示出了根据本发明的超声速进气道及其壁面确定方法形成的前体壁面曲线和波后流场；

图3示出了根据本发明的超声速进气道及其壁面确定方法形成的外压缩曲线；

图4示出了根据本发明的超声速进气道及其壁面确定方法形成的外压缩区域；

图5示出了根据本发明的超声速进气道及其壁面确定方法形成的唇口压缩曲线和唇口激波流场；

图6示出了根据本发明的超声速进气道及其壁面确定方法形成的单边壁面曲线；

图7示出了根据本发明的超声速进气道及其壁面确定方法形成的于单边壁面曲线相对的对边壁面曲线；

图8示出了根据本发明的超声速进气道及其壁面确定方法形成的其他超声速进气道的示意图；以及

图9示出了根据本发明的超声速进气道及其壁面确定方法的特征线方程的求解过程。

具体实施方式

下文中将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

本发明中，超声速段的马赫数大于1.2，亚声速段的马赫数小于0.8，跨声速段的马赫数介于0.8至1.2之间。

根据本发明的实施例，超声速进气道的壁面通过以下方法获得。

如图1所示，首先根据前体长度和捕获高度要求，设定前体激波曲线1-2，该激波曲线1-2可直可弯，以达到特定的压缩目的，其中，前体长度指在气流坐标系下进气道前缘点距唇口x方向距离。捕获高度指在气流坐标系下进气道前缘点距唇口y方向距离。如图2所示，设定前体激波曲线1-2之后，根据飞行条件和前体激波曲线1-2的形状，利用特征线法，确定前体壁面曲线1-3和波后流场1-2-3，其中飞行条件为当地的压强、高度和马赫数。

如图3所示，确定前体壁面曲线1-3和波后流场1-2-3之后，根据外收缩比，即捕获高度与内流道入口高度的比值，确定进气道入口高度H，以前体激波曲线1-2远离入口的端点2为圆心，H为半径确定圆C，采用二阶连续曲线，从前体壁面曲线1-3的远离前体激波曲线1-2的端点3开始确定外压缩壁面曲线3-4，其中，外压缩曲线3-4中的4点为自由点，其与点3的距离只要能保证将要求解的唇口激波流场2-5-6与外压缩曲线3-4相交即可，并且，该外压缩壁面曲线3-4与圆C相切。

如图4所示，确定外压缩曲线3-4之后，根据前体壁面曲线1-3的远离前体激波曲线1-2的端点3和前体激波曲线1-2的远离前体壁面曲线1-3的端点2所组成的特征线2-3以及外压缩曲线3-4，采用特征线法，确定外压缩区域2-3-4，其中，该外压缩区域2-3-4的边界点分别为前体激波曲线1-2远离前体壁面曲线1-3的端点2以及外压缩壁面曲线3-4的两端点，即端点3和端点4。

如图5所示确定所述外压缩区域2-3-4之后，根据内、外阻的设计要求，确定唇口压缩曲线2-6，然后再采用特征线法，确定唇口激波流场2-5-6，其中，唇口激波流场2-5-6与外压缩壁面曲线3-4交于点5，唇口压缩曲线2-6的一个端点为前体激波曲线1-2远离前体壁面曲线1-3的端点2。这里所说的内外阻设计要求是指给定的内、外阻力的设计限制，可以是根据飞行器总体设计要求确定的一个数值。

如图6所示，确定唇口压缩曲线2-6及唇口激波流场2-5-6之后，根据内压缩几何约束，即内压缩的长度、高度等，确定单边壁面曲线5-7，其中，单边壁面曲线5-7的一个端点经过唇口激波流场2-5-6与外压缩壁面曲线3-4的交点5。确定所述单边壁面曲线5-7时，设置该单壁面曲线5-7的马赫数分布，使得单壁面曲线5-7在经过点5处的切线角与当地流动方向角重合，这样可以保证激波无反射。其中，切线角是曲线的切线与x轴的夹角；流动角是流动方向与x轴的夹角。

如图7所示，确定单边壁面曲线5-7之后，根据单边壁面曲线5-7的马赫数分布，利用特征线法，求解与单边壁面曲线5-7相对的对边壁面曲线6-8，该对边壁面曲线的端点6与唇口压缩曲线2-6的点6相连。

如图8所示，改变内压缩几何约束，重复确定单边壁面曲线5-7和与单边壁面曲线5-7相对的对边壁面曲线6-8的过程，从而获得新的单边壁面曲线5-7’和新的对边壁面曲线6-8’，以对接不同的发动机，最终确定整个超声速进气道的壁面。

其中利用特征线法对壁面曲线求解的过程如下：

假设已知曲线上的两点(x₁,r₁,M₁,θ₁,)，(x₂,r₂,M₂,θ₂)，需要求解第三点(x₃,r₃,M₃,θ₃)时，可利用图9所示的过程进行求解。

在求解过程中，首先根据预估步对第三点进行求解，然后对求解值进行校正，获得校正之后的第三点的坐标、马赫数和流动方向角。

预估步包括：

先求解(x₃,r₃)，

μ₁＝sin^-1(1/M₁)

μ₂＝sin^-1(1/M₂)

h₁=tan[θ₁+μ₁]

h₂=tan[θ₂-μ₂]

根据差分方程有：

r₃-r₁=h₁(x₃-x₁)

r₃-r₂=h₂(x₃-x₂)

两式相减可得：

r₁-r₂={h₂-h₁}x₃+x₁h₁-x₂h₂

求得第三点的坐标

$\left\{\begin{array}{c}{x}_3=\frac{(r_1-r_2)-(x_1{h}_1-x_2{h}_2)}{h_2-h_1}\\ r_3=h_1(x_3-x_1)+r_1\end{array}\right.---\left(1\right)$

下面求解相容性关系式：

令：

$g_1=\frac{{({M_1}^2-1)}^{1/2}}{1+(\mathrm{\γ}-1)M_1^2/2}\frac{1}{M_1}$

$g_2=\frac{{({M_2}^2-1)}^{1/2}}{1+(\mathrm{\γ}-1)M_2^2/2}\frac{1}{M_2}$

$f_1=\mathrm{\δ}\frac{\tan \mathrm{\θ}}{{(M^2-1)}^{1/2}\tan \mathrm{\θ}+1}\frac{r_3-r_1}{r_1}$

$f_2=\mathrm{\δ}\frac{\tan \mathrm{\θ}}{{(M^2-1)}^{1/2}\tan \mathrm{\θ}-1}\frac{r_3-r_2}{r_2}$

则有：

g₁(M₃-M₁)-(θ₃-θ₁)-f₁=0

g₂(M₃-M₂)+(θ₃-θ₂)-f₂=0

从而获得第三点所在位置处的马赫数和流动方向角：

$M_3=\frac{f_1-{\mathrm{\θ}}_1+g_1{M}_1+f_2+{\mathrm{\θ}}_2+g_2{M}_2}{g_1+g_2}$

θ₃=g₁(M₃-M₁)+θ₁-f₁

μ₃＝sin^-1(1/M₃)

上述公式中，M₁为第一点所在位置处的马赫数，μ₁为第一点所在位置处的马赫角，θ₁为第一点所在位置处的流动方向角，x₁为第一点所在位置处的横坐标，r₁为第一点所在位置处的纵坐标，γ为气体的定压比热与定容比热的比热比，M为当地马赫数且M>1，δ为流动类型参数，对于二维流动δ=0，三维轴对称流动δ=1,r≠0。

M₂为第二点所在位置处的马赫数，μ₂为第二点所在位置处的马赫角，θ₂为第二点所在位置处的流动方向角，x₂为第二点所在位置处的横坐标，r₂为第二点所在位置处的纵坐标。

M₃为第三点所在位置处的马赫数，μ₃为第三点所在位置处的马赫角，θ₃为第三点所在位置处的流动方向角，x₃为第三点所在位置处的横坐标，r₃为第三点所在位置处的纵坐标。

在预估步中求解出第三点所在位置处的坐标、马赫数和流动方向角之后，对方程的系数或参数取平均值重复预估步的计算过程，对第三点的马赫数和流动方向角进行校正。这个参数或者系数平均值可通过求得的第三点的马赫数和流动方向角进行求解，令

${M_1}^{\′}=\frac{(M_1+M_3)}{2}$

${M_2}^{\′}=\frac{(M_1+M_3)}{2}$

其中M₁'为第一点进行校正后的马赫数平均值，M₂'为第二点进行校正后的马赫数平均值，然后将M₁'和M₂'的值代入预估步中继续进行求解，直至最终校正步求得的第三点马赫数与预估步中求得的第三点马赫数M₃相等位置，此时的第三点所处位置处的马赫数为校正之后的最终的马赫数。同理，第三点所在位置处的流动方向角也可以通过校正步获得最终的流动方向角。

根据本发明的实施例，提供了一种超声速进气道，超声速进气道包括上壁面、下壁面以及连接在上壁面和下壁面之间的两个侧壁面，下壁面由前体壁面曲线、外压缩壁面曲线、以及单边壁面曲线确定，上壁面由唇口压缩曲线和与单边壁面曲线相对应的对边壁面曲线确定，其中，前体壁面曲线由超声速进气道结构设计的几何约束采用特征线法确定，外压缩壁面曲线由外收缩比利用二阶连续曲线确定，唇口压缩曲线由超声速进气道结构设计的几何约束采用特征线法确定，单边壁面曲线对边壁面曲线均由超声速进气道结构设计的几何约束采用特征线法确定。

从以上的描述中，可以看出，本发明上述的实施例实现了如下技术效果：超声速进气道的壁面确定方法包括：根据超声速进气道结构设计的几何约束，采用特征线法，确定超声速进气道壁面曲线的前体壁面曲线；根据外收缩比，利用二阶连续曲线，确定超声速进气道壁面曲线的外压缩壁面曲线；根据超声速进气道结构设计的几何约束，采用特征线法，确定超声速进气道的唇口压缩曲线；根据超声速进气道结构设计的几何约束，采用特征线法，确定超声速进气道的单边壁面曲线；根据超声速进气道结构设计的几何约束，采用特征线法，确定对应于单边壁面曲线的对边壁面曲线。根据本发明的方法确定的超声速进气道，适用于非均匀来流，并且其等熵压缩和激波压缩可通过调整激波形状在一定范围内分配，从而提高总压恢复。同时，该超声速进气道可灵活调整以对接不同的发动机，同时还可以保证流场品质。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (12)

1.一种超声速进气道的壁面确定方法，其特征在于，包括：

根据超声速进气道结构设计的几何约束，采用特征线法，确定所述超声速进气道的前体壁面曲线；

根据外收缩比，利用二阶连续曲线，确定所述超声速进气道的外压缩壁面曲线；

根据所述超声速进气道结构设计的几何约束，采用所述特征线法，确定超声速进气道的唇口压缩曲线；

根据所述超声速进气道结构设计的几何约束，采用所述特征线法，确定所述超声速进气道的单边壁面曲线；

根据所述超声速进气道结构设计的几何约束，采用所述特征线法，确定对应于所述单边壁面曲线的对边壁面曲线；

所述前体壁面曲线、外压缩壁面曲线以及单边壁面曲线确定所述超声速进气道的下壁面；所述唇口压缩曲线和所述对边壁面曲线确定所述超声速进气道的上壁面。

2.根据权利要求1所述的超声速进气道的壁面确定方法，其特征在于，所述根据所述超声速进气道结构设计的几何约束，采用所述特征线法，确定所述超声速进气道的前体壁面曲线的步骤包括：

根据前体长度和捕获高度要求，设定前体激波曲线。

3.根据权利要求2所述的超声速进气道的壁面确定方法，其特征在于，设定所述前体激波曲线之后，所述根据所述超声速进气道结构设计的几何约束，采用所述特征线法，确定所述超声速进气道的前体壁面曲线的步骤还包括：

根据飞行条件和所述前体激波曲线的形状，确定所述前体壁面曲线和波后流场。

4.根据权利要求3所述的超声速进气道的壁面确定方法，其特征在于，确定所述前体壁面曲线之后，所述根据外收缩比，利用所述二阶连续曲线，确定所述超声速进气道的外压缩壁面曲线的步骤包括：

根据所述外收缩比，确定所述超声速进气道入口的高度，以所述前体激波曲线远离入口的第二端点为圆心，以所述超声速进气道入口的高度为半径作圆，利用所述二阶连续曲线从所述前体壁面曲线的远离所述前体激波曲线的端点开始确定所述外压缩壁面曲线，并使该外压缩壁面曲线与所述圆相切。

5.根据权利要求4所述的超声速进气道的壁面确定方法，其特征在于，所述根据所述超声速进气道结构设计的几何约束，采用所述特征线法，确定所述超声速进气道的唇口压缩曲线的步骤包括：

根据所述前体壁面曲线的远离所述前体激波曲线的端点和前体激波曲线的远离所述前体壁面曲线的端点所组成的特征线以及所述外压缩壁面曲线，采用特征线法，确定外压缩区域，其中，该外压缩区域的边界点分别为所述前体激波曲线远离所述前体壁面曲线的端点和所述外压缩壁面曲线的两端点。

6.根据权利要求5所述的超声速进气道的壁面确定方法，其特征在于，确定所述外压缩区域之后，所述根据所述超声速进气道结构设计的几何约束，采用所述特征线法，确定所述超声速进气道的唇口压缩曲线的步骤还包括：

根据内、外阻的设计要求，确定所述唇口压缩曲线，根据该唇口压缩曲线采用所述特征线法确定唇口激波流场，并确定所述唇口激波流场与所述外压缩壁面曲线的交点，其中，所述唇口压缩曲线的一个端点为所述前体激波曲线的远离所述前体壁面曲线的端点。

7.根据权利要求6所述的超声速进气道的壁面确定方法，其特征在于，确定所述唇口压缩曲线和所述唇口激波流场之后，所述根据所述超声速进气道结构设计的几何约束，采用所述特征线法，确定所述超声速进气道的单边壁面曲线包括：

根据内压缩几何约束，采用所述特征线法，确定所述单边壁面曲线，其中，所述单边壁面曲线的一个端点为所述唇口激波流场与所述外压缩壁面曲线的交点。

8.根据权利要求7所述的超声速进气道的壁面确定方法，其特征在于，所述根据超声速进气道结构设计的几何约束确定超声速进气道的单边壁面曲线的步骤还包括：

确定所述单边壁面曲线时，设置该单边壁面曲线的马赫数分布，使得所述单边壁面曲线在所述唇口激波流场与所述外压缩壁面曲线的交点的端点处的切线角与当地流动方向角重合。

9.根据权利要求8所述的超声速进气道的壁面确定方法，其特征在于，所述利用所述特征线法确定对应于单边壁面曲线的对边壁面曲线的步骤包括：

根据所述单边壁面曲线的马赫数分布，利用所述特征线法，求解所述单边壁面曲线的对边壁面曲线，该对边壁面曲线的一端为所述唇口压缩曲线的远离所述前体激波曲线的端点。

10.根据权利要求1至9中任一项所述的超声速进气道的壁面确定方法，其特征在于，所述特征线法包括预估步和校正步，所述校正步根据所述预估步的结果进行校正。

11.一种超声速进气道，其特征在于，所述超声速进气道的壁面由权利要求1至10中任一项所述超声速进气道的壁面确定方法确定。

12.一种超声速进气道，其特征在于，所述超声速进气道包括上壁面和下壁面，所述下壁面由前体壁面曲线、外压缩壁面曲线、以及单边壁面曲线确定，所述上壁面由唇口压缩曲线和与所述单边壁面曲线相对应的对边壁面曲线确定，其中，所述前体壁面曲线由所述超声速进气道结构设计的几何约束采用特征线法确定，所述外压缩壁面曲线由外收缩比利用二阶连续曲线确定，所述唇口压缩曲线由所述超声速进气道结构设计的几何约束采用特征线法确定，所述单边壁面曲线和所述对边壁面曲线均由所述超声速进气道结构设计的几何约束采用所述特征线法确定。