CN105151307B - 高超声速飞行器前体/进气道一体化设计的马赫面切割方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种高超声速飞行器前体/进气道一体化设计的马赫面切割方法，属于高超声速飞行器设计技术领域。所述方法包括：由燃烧室需求设计进气道截面的宽高比；由进气道压缩***的设计参数，确定进气道的来流参数以及各级压缩面马赫数、激波角、气流转折角参数；由进气道入口宽度与其上级压缩面马赫数，向上游追踪马赫线，形成各级压缩面边缘。再根据各级压缩面激波角，获得最终的外压缩/进气道压缩***。采用本发明的马赫面切割方法所得前体能保证进气道气流均匀，同时在进气道入口处与进气道宽度相等，避免了增大前体宽度引起的激波阻力增大，从而提高全机升阻比。

Description

高超声速飞行器前体/进气道一体化设计的马赫面切割方法

技术领域

本发明属于高超声速飞行器设计技术领域，具体涉及一种高超声速飞行器前体/进气道一体化设计的马赫面切割方法。

背景技术

前体/进气道一体化设计是吸气式高超声速飞行器设计的关键技术之一。前体下表面相当于超燃冲压发动机的外压缩面，气流经激波压缩后速度降至进气道所需马赫数，再流入进气道被进一步压缩，最终达到燃烧所需马赫数、温度和压力。因此，前体/进气道一体化设计直接影响发动机性能，同时由于前体也是机体的一部分，前体设计同样会影响飞行器的气动性能。

目前常用的一体化设计方法是以楔形体作为激波压缩单元，通过多级外压缩为进气道提供均匀来流。然而，在无侧板遮挡的条件下，波后高压气体会逐渐向两侧外泄，导致进气道入口边缘存在不均匀流动的问题。为避免该问题，一种解决方案是使前体宽度大于进气道宽度，以减小前体两侧气体泄漏对进入进气道气流的影响，保证进气道来流品质，如图1和图2所示的两种飞行器进气道。然而，由于楔形前体需要提供进气道所需的马赫数，进气道唇口前压缩面的物面角往往已经比较大，使得压缩面激波阻力较大。此时再增大前体宽度又使飞行器迎风面积增大，进一步增大了阻力，降低了飞行器升阻比。

发明内容

为了解决现有技术中存在的问题，本发明提出一种高超声速飞行器前体/进气道一体化设计的马赫面切割方法。根据特征线理论，对于一楔形体激波流场，如果以楔形体前缘角点为顶点，沿楔形体波后马赫面将楔形体受到侧面气流膨胀影响的部分切除，并不会改变马赫锥以外区域的流场。根据这一思想，针对二维楔形前体，采用向上游追踪马赫线的方法进行前体/进气道一体化设计，可在保证进气道气流均匀的同时避免增大前体宽度带来的激波阻力增大。

由特征线理论可知，二维无粘流场中存在三条特征线，即流线和左右行马赫线，流场信息依赖特征线向下游传播，不能跨越特征线传播区域；三维流场中流场信息不能跨越特征面和流面的传播区域。对于两侧无挡板的楔形体，由超声速流场的小扰动理论可知，激波后的超声速流场中，小扰动的传播范围为马赫锥，故无挡板造成压力外泄的影响范围是以楔形体前缘角点为顶点的马赫锥。因此，对于楔形体激波流场，如果以楔形体前缘角点为顶点，沿楔形体波后马赫面将楔形体受到侧面气流膨胀影响的部分切除，则不会改变马赫锥以外区域的流场。

本发明提供的高超声速飞行器前体/进气道一体化设计的马赫面切割方法，包括以下步骤：

步骤1：由燃烧室需求设计进气道截面的宽高比。对采用楔形前体作为外压缩部分的二维进气道，燃烧室采用矩形截面燃烧室。

步骤2：由进气道压缩***的设计参数，确定进气道的来流参数，并按照等强度组织波系方法确定各级压缩面马赫数、激波角、气流转折角参数。

所述的进气道压缩***的设计参数包括来流马赫数、进气道入口马赫数。

步骤3：由进气道入口宽度与其上级压缩面马赫数，向上游追踪马赫线，形成最后一级压缩面边缘。再由最后一级压缩面开始，根据其上级压缩面马赫数向上游追踪马赫线，形成倒数第二级压缩面边缘。以此类推，得到各级压缩面边缘。再根据步骤2中所得各级压缩面激波角，获得最终的外压缩/进气道压缩***。

本发明的优点在于：

传统的吸气式高超声速乘波飞行器一体化设计方法往往将机体和进气道耦合考虑，即希望机体和进气道最好处于同一个强度的激波流场中，以减小进气道入口处的横向流动。然而进气道和机体的设计目标是不同的。进气道需要通过迎角较大的物面对来流进行压缩，才能使高超声速气流降低到燃烧室需要的马赫数。而机体物面则需要在较小的迎角下才能产生较高升阻比。因此如果考虑机体与进气道的激波强度相同，耦合了机体与进气道设计，必然造成机体物面角较大，升阻比较小。马赫面切割方法最重要的意义是可在一定程度上将乘波机体和进气道的设计解耦。由于机体产生高升阻比时的物面角一般要小于等于一体化进气道预压缩面的物面角，所以进气道在基于马赫线追踪生成压缩面后，其设计目标只是考虑发动机性能参数和进气道启动性能；而乘波机体的设计目标则是追求高升阻比，为匹配冲压发动机而造成的升阻比损失留有足够空间。按照上述分析可知，由于进气道产生的激波强于机体，因此为了保证追踪马赫线形成的进气道激波后高压气体不外泄到机体上表面，要求机体前缘后掠角最好能大于进气道一级压缩面的激波角。采用本发明的马赫面切割方法所得前体能保证进气道气流均匀，同时在进气道入口处与进气道宽度相等，避免了增大前体宽度引起的激波阻力增大，从而提高全机升阻比。

附图说明

图1为俄罗斯Igla进气道示意图；

图2为美国HSSW飞行器进气道示意图；

图3为楔形体与沿马赫面切割后楔形体流场对比，图中条件为：Ma＝5.0，δ＝10°；

图4为一体化前体/进气道压缩***俯视图；

图5为一体化前体/进气道压缩***透视图；

图6为一体化前体/进气道对称面上的等马赫线云图；

图7为一体化前体/进气道不同截面上的等马赫线云图。

图中：

1.一级压缩面边缘；2.二级压缩面边缘；3.进气道入口；4.三级压缩面边缘；5.四级压缩面边缘；6.四级压缩面前缘；7.三级压缩面前缘；8.二级压缩面前缘；9.一级压缩面前缘。

具体实施方式

下面结合附图实施例对本发明进行详细说明。

本发明提出一种高超声速飞行器前体/进气道一体化设计的马赫面切割方法，针对二维楔形前体，根据马赫面切割原理，采用向上游追踪马赫线的方法形成一体化前体/进气道，在保证进气道气流均匀的同时避免增大前体宽度带来的激波阻力增大。

本发明提供的高超声速飞行器前体/进气道一体化设计的马赫面切割方法，包括以下步骤：

步骤1：由燃烧室需求设计进气道截面的宽高比。对采用楔形前体作为外压缩部分的二维进气道，外压缩面是依靠二维激波进行压缩，流管的收缩均集中在高度方向，故燃烧室可采用矩形截面燃烧室。

步骤2：由进气道压缩***的设计参数，确定进气道的来流参数。

首先，根据飞行马赫数及发动机设计马赫数，确定波系数量。然后，按等强度组织波系方法，确定各级压缩面马赫数、激波角、气流转折角参数，使各道斜激波波前马赫数的法向分量相等，即：

Ma₁sinβ₁＝Ma₂sinβ₂＝…＝Ma_n-2sinβ_n-2 (1)

激波前后马赫数关系式为：

${\mathrm{Ma}}_{i+1}^2=\frac{{\mathrm{Ma}}_i^2+\frac{2}{\mathrm{\γ}-1}}{\frac{2\mathrm{\γ}}{\mathrm{\γ}-1}{\mathrm{Ma}}_i^2{\sin }^2{\mathrm{\β}}_i-1}+\frac{{\mathrm{Ma}}_i^2{\cos }^2{\mathrm{\β}}_i}{\frac{\mathrm{\γ}-1}{2}{\mathrm{Ma}}_i^2{\sin }^2{\mathrm{\β}}_i+1}---\left(2\right)$

其中，Ma_i、Ma_i+1分别为波前、波后马赫数。

激波角β与气流折角δ的关系式为：

$tan\mathrm{\δ}=\frac{{\mathrm{Ma}}_i^2{\sin }^2{\mathrm{\β}}_i-1}{\[{\mathrm{Ma}}_i^2(\frac{\mathrm{\γ}+1}{2}-{\sin }^2{\mathrm{\β}}_i)+1\]{\mathrm{tan\β}}_i}---\left(3\right)$

在以上各式中，Ma_i为马赫数，β_i为激波角，γ为气体比热比，δ为气流折角，i＝1,2,…,n，n为压缩面级数。

在进气道压缩***的设计参数(包括来流马赫数和进气道入口马赫数)给定的条件下，联立以上式(1)～(3)，求解各道激波波前、波后马赫数，以及各级压缩面马赫数、激波角、气流折角等。

步骤3：根据各级压缩面马赫数，由进气道入口宽度与其上级压缩面马赫数，向上游追踪马赫线，形成上级压缩面边缘。具体而言，若上级压缩面马赫数为Ma₂，则由进气道入口边缘点开始，作马赫角μ＝arcsin(1/Ma₂)的马赫线，追踪该马赫线即形成上级压缩面边缘。如此反复，得到各级压缩面边缘。再根据步骤2中所得各级压缩面激波角，获得最终的外压缩/进气道压缩***。

图3给出了沿马赫面切割后楔形体的激波流场与原楔形体激波流场的对比，可看出切除后扰动并未传播到楔形体下方的中心区域，中心区域里的流动没有任何改变，说明沿马赫面切割流场并不会影响流场的其他区域。

实施例：设计来流马赫数Ma＝5，进气道出口马赫数Ma＝2。根据本发明提供的马赫面切割方法设计得到的一体化前体/进气道如图4和图5所示。在该例中，进气道入口3为一矩形截面入口，所设计压缩面为四级压缩面，其中唇口以里布置第三级和第四级压缩面，前体布置第一级和第二级压缩面。

唇口以里的压缩面设计方法为：由进气道入口3下缘开始，逆来流方向，即向上游追踪四级压缩面边缘5，得到第四级压缩面，四级压缩面前缘6的位置，应使气流经过该四级压缩面前缘6后产生的激波交于进气道入口3上缘；再由四级压缩面前缘6向上游追踪三级压缩面边缘4，得到第三级压缩面，三级压缩面前缘7的位置应使气流经过该三级压缩面前缘7后产生的激波交于进气道入口3上缘。

前体的压缩面设计方法为：由进气道入口3上缘开始，向上游追踪二级压缩面边缘2，得到第二级压缩面，二级压缩面前缘8的位置应使气流经过该二级压缩面前缘8后产生的激波交于唇口；再由二级压缩面前缘8向上游追踪一级压缩面边缘1，得到第一级压缩面，一级压缩面前缘9的位置应使气流经过该一级压缩面前缘9后产生的激波交于唇口。

由图5可见，所得进气道唇口位置前掠，沿马赫线向上游追踪形成的压缩面宽度大于进气道入口宽度。外压缩***两侧无需加设挡板，也可保证进气道需要的均匀来流，同时两侧可作为溢流通道，以提高进气道的起动性能。

采用Euler方程对所设计进气道进行数值模拟，计算得到总压恢复系数为0.8270。图6给出了一体化前体/进气道对称面上的等马赫线云图，可看出进气道上壁面的两道激波均汇聚在下壁面唇口位置，下壁面的两道激波均汇聚在进气道入口，且波后参数均匀，表明理论设计与数模拟结果吻合。图7给出了第二、三级压缩面，及进气道前缘、进气道出口截面Euler方程的等马赫线云图。可看出应用马赫线追踪技术设计的前体可以为进气道提供品质优良的来流。

Claims (3)

1.高超声速飞行器前体/进气道一体化设计的马赫面切割方法，其特征在于：

步骤一、由燃烧室需求设计进气道截面的宽高比，对采用楔形前体作为外压缩部分的二维进气道，燃烧室采用矩形截面燃烧室；

步骤二、由进气道压缩***的设计参数，确定进气道的来流参数，并按照等强度组织波系方法确定各级压缩面马赫数、激波角、气流转折角；

所述的进气道压缩***的设计参数包括来流马赫数、进气道入口马赫数；

步骤三、由进气道入口宽度与所述进气道的上级压缩面马赫数，向上游追踪马赫线，形成最后一级压缩面边缘；再由最后一级压缩面开始，根据所述最后一级压缩面的上级压缩面马赫数向上游追踪马赫线，形成倒数第二级压缩面边缘；以此类推，得到各级压缩面边缘；再根据步骤二中所得各级压缩面激波角，获得最终的外压缩/进气道压缩***。

2.根据权利要求1所述的高超声速飞行器前体/进气道一体化设计的马赫面切割方法，其特征在于：步骤二的具体内容为：

首先，根据飞行马赫数及发动机设计马赫数，确定波系数量；

然后，按等强度组织波系方法，确定各级压缩面马赫数、激波角、气流转折角参数，使各道斜激波波前马赫数的法向分量相等，即：

Ma₁sinβ₁＝Ma₂sinβ₂＝…＝Ma_n-2sinβ_n-2 (1)

激波前后马赫数关系式为：

${\mathrm{Ma}}_{i+1}^2=\frac{{\mathrm{Ma}}_i^2+\frac{2}{\mathrm{\γ}-1}}{\frac{2\mathrm{\γ}}{\mathrm{\γ}-1}{\mathrm{Ma}}_i^2{\sin }^2{\mathrm{\β}}_i-1}+\frac{{\mathrm{Ma}}_i^2{\cos }^2{\mathrm{\β}}_i}{{\mathrm{Ma}}_i^2{\cos }^2{\mathrm{\β}}_i+1}---\left(2\right)$

激波角β与气流转折角δ的关系式为：

$tan\mathrm{\δ}=\frac{{\mathrm{Ma}}_i^2{\sin }^2{\mathrm{\β}}_i-1}{\[{\mathrm{Ma}}_i^2(\frac{\mathrm{\γ}+1}{2}-{\sin }^2{\mathrm{\β}}_i)+1\]{\mathrm{tan\β}}_i}---\left(3\right)$

在以上各式中，Ma_i、Ma_i+1分别为第i级压缩面的波前、波后马赫数，β_i为第i级压缩面的激波角，γ为气体比热比，δ为气流转折角，i＝1,2,…,n，n为压缩面级数；

在进气道压缩***的设计参数给定的条件下，联立以上式(1)～(3)，求解各道激波波前、波后马赫数，以及各级压缩面马赫数、激波角、气流转折角。

3.根据权利要求1所述的高超声速飞行器前体/进气道一体化设计的马赫面切割方法，其特征在于：步骤三中所述的马赫线是指，若上级压缩面马赫数为Ma₂，则由进气道入口边缘点开始，作马赫角μ＝arcsin(1/Ma₂)的马赫线。