CN105221264A - 基于密切锥导乘波理论的鼓包进气道设计方法 - Google Patents

Abstract

基于密切锥导乘波理论的鼓包进气道设计方法，涉及超音速飞行器。先指定空气动力学特征再反推出满足该特征的设计方案。指定某复杂形状的三维激波曲面，获取其横向曲率中心变化规律；由此反推出满足乘波设计所需的一系列基本流场；在每一周向位置的基本流场中进行不同曲率中心，不同径向位置的流线追踪；最终获得能够产生该指定复杂三维激波曲面的鼓包进气道鼓包压缩型面，在此基础上，设计进气道唇口，完成基于密切锥导乘波理论的鼓包进气道的设计。为超音速飞行器鼓包进气道的设计引入新的变量，使鼓包的形状得以控制，从而设计出能够满足不同飞行状态的鼓包进气道。

Description

基于密切锥导乘波理论的鼓包进气道设计方法

技术领域

本发明涉及超音速飞行器，尤其是涉及一种基于密切锥导乘波理论的鼓包进气道设计方法。

背景技术

长久以来，超声速飞行始终是人类不断追求与超越的梦想，也是航空航天领域前沿的研究热点。吸气式推进技术是超声速飞行得以实现的基石。吸气式推进技术首选的发动机室超燃冲压发动机。而超燃冲压发动机最重要，且决定发动机是否工作的组成部分就是超声速进气道。进气道的主要作用是压缩来流并提高来流压力为燃料与来流的掺混提供条件，从而促进燃料的燃烧，为超音速飞行器提供足够的推力。研究表明，对马赫数5到7一级的碳氢燃料飞行器，进气道的压缩效率每提高1%，将会为推进***带来3%到5%的比冲增益（尤延铖.三维内乘波式高超声速进气道设计方法与流动特征研究.南京航空航天大学博士论文.2008,1-23）因此，进气道性能的高低直接关系到发动机的整体性能，对进气道开展深入的研究工作，探索新颖的设计概念对于超音速飞行有着重大意义。

20世纪90年代，美国洛.马公司开始探寻可替代传统超声速进气道设计的新方法，提出一种能够有效排移附面层的超声速进气道设计方法，即为鼓包进气道。90年代初，美国空军综合比较了各类超声速进气道后，肯定了鼓包进气道的综合优势，认为该进气道具有隐身性能好生存能力高的特点。因此，美国军方采用鼓包进气道作为F-35的进气方式（EricHeshJSF.Diverter-lessSupersonicInlet[R].LockheedMartineAeronauticsCompany.WashingtonDC.2000）。

传统的鼓包进气道是基于锥导乘波理论设计的，由于锥形流本身的特点，能够在鼓包进气道的压缩型面上构造较强的压力梯度，从而将大部分机身附面层吹出进气道口外，附面层为低速低能气流，若进入燃烧室将对燃烧产生不利影响，因此，鼓包进气道不需要采取附面层隔道、吹除/抽吸等技术来提高进气道性能。也因为鼓包进气道取消了附面层隔道、泄流***等装置，使得飞行器在性能、机动性、隐身、结构和质量等方面具有极大优势。（杨应凯.枭龙飞机Bump进气道设计.南京航空航天大学学报.2007年第39卷第4期:450-45）。

传统的鼓包进气道，虽具有很大的优势，但由于锥导乘波理论固有的局限性即激波形状确定为锥形激波，导致鼓包进气到的鼓包设计趋于单一性。通过分析超音速进气道的需求，本发明提出了一种基于密切锥导乘波理论的鼓包进气道设计方法为鼓包进气道的设计引入新的变量，使鼓包的形状得以控制，从而设计出能够满足不同飞行状态的鼓包进气道。

发明内容

本发明的目的旨在提出一种基于密切锥导乘波理论的鼓包进气道设计方法，为鼓包进气道引入新的设计变量，改变鼓包进气道鼓包形状过于单一的缺点，从而实现鼓包进气道鼓包压缩型面可控。

本发明为实现上述目的，需采用如下步骤。

1）根据设计要求指定三维激波曲面，得到连续的三维激波曲线段，并获取三维波系曲线段的曲率中心。

2）以离散激波曲线与曲率中心的关系反推出一系列基本流场，所述基本流场为一系列变曲率半径的圆锥流场。

在步骤2）中，所述以离散激波曲线与曲率中心的关系反推出一些列基本流场的具体步骤可为：

（1）确定超声速飞行器设计条件，所述超声速飞行器设计条件包括来流马赫数Ma、入射激波角β等；

（2）指定三维波系密切轴所在垂直于纸面方向的平面为其密切面；

（3）所述的基本流场是一系列变曲率半径的圆锥流场，根据来流条件可计算出圆锥半顶角，根据将激波曲线离散为激波曲线段的离散点的曲率半径，确定当地密切轴所对应密切锥激波在设计截面内的形状，进而可根据密切锥半顶角确定当地密切轴所对应密切锥的底面形状，三维波系激波曲线当地曲率中心即当地密切轴所对应密切锥的底面中心。

3）给定鼓包进气道鼓包前缘压缩型线（通常由超音速飞行器外形确定）在设计截面上的投影，在三维波系密切轴所在垂直于纸面方向的平面内进行流线追踪，将所得流线在横向位置上构成流面得到鼓包进气道鼓包压缩型面。

在步骤3)中，所述在三维波系密切轴所在垂直于纸面方向的平面内进行流线追踪，将所得流线在横向位置上构成流面得到鼓包进气道鼓包压缩型面的具体方法可为：

（1）给定鼓包前缘压缩型线在设计截面上的投影；

（2）根据三维波系激波曲线当地曲率中心至当地密切轴与鼓包前缘压缩型线在设计平面内的交点的距离d与入射激波角β使用计算公式x_f=d×tan(β)确定鼓包前缘压缩型线当地前缘点位置；

（3）将三维波系激波曲线离散为激波曲线段的离散点处的曲率半径r_w与入射激波角β使用计算公式x_o=r_w×tan(β)确定三维波系激波曲线当地密切轴所对应密切锥顶点，利用已求出的鼓包前缘压缩型线当地前缘点位置在对应三维波系激波曲线密切轴所在的密切面内进行流线追踪，得到鼓包压缩型面当地上表面型线，各密切面内均能用相同的方法生成一条流线，将离散的流线在横向位置组合成流面，即构成鼓包进气道鼓包压缩型面。

4）在已得到鼓包压缩型面的基础上设计进气道唇口，完成鼓包进气道的设计。

在步骤4）中所述进气道唇口大部分与密切激波面贴合，唇口可采用后掠角，且后掠角角度与进气道反射激波角相一致，从而提高进气道总压恢复系数，减少气流能量的损失。

本发明所述基于密切锥导乘波理论的鼓包进气道其结构包括，密切锥鼓包压缩型面与进气道唇口，采用上述技术方案，与现有技术相比具有如下优点：

（1）在保持现有鼓包进气道优点的同时，为鼓包进气道的设计添加了一个新变量，从而达到了灵活控制鼓包压缩型面目的；

（2）采用本专利设计唇口形状，能够使入射激波大部分均与唇罩处反射，从而避免了唇罩处产生大量的溢流，提高进气道的流量捕获系数。

附图说明

图1是基于密切锥导乘波理论的鼓包进气道设计方法平面原理图。

图2a是基于密切锥导乘波理论的鼓包进气道设计方法在对称密切面上流线追踪示图。

图2b是基于密切锥导乘波理论的鼓包进气道设计方法在其他密切面上流线追踪示图。

图2c是基于密切锥导乘波理论的鼓包进气道鼓包压缩型面三维轮廓图。

图3a是基于密切锥导乘波理论的鼓包进气道正视图。

图3b是基于密切锥导乘波理论的鼓包进气道全剖右视图。

图中1表示基于密切锥导乘波理论的鼓包进气道在设计截面内的形状、2表示基于密切锥导乘波理论的鼓包进气道所产生的三维激波曲线、3表示鼓包前缘上表面型线、4表示鼓包进气道鼓包前缘压缩型线在设计截面上的投影、5表示三维波系密切轴、6表示三维波系当地曲率中心、7表示当地密切轴与鼓包前缘压缩型线在设计平面内的交点、8表示将激波曲线离散为激波曲线段的离散点、9表示当地密切轴所对应圆锥激波在设计截面内的形状、10表示超音速来流、11表示基于密切锥导乘波理论的鼓包进气道的鼓包压缩型面、12表示当地密切轴所对应的密切锥、13表示三维波系激波曲线当地密切轴所对应密切锥顶点、14表示当地密切轴所对应圆锥的底面形状、15表示当地密切轴所对应的圆锥激波面、16表示鼓包前缘压缩型线当地前缘点、17表示鼓包当地压缩型线、18表示鼓包当地下表面型线、19表示鼓包进气道鼓包前缘压缩型线、20表示进气道唇口、21表示基于密切锥导乘波理论的鼓包进气道入射激波。

具体实施方式

基于密切锥导乘波理论的鼓包进气道设计方法，是一种空气动力学反设计方法，即先指定其空气动力学特征再反推出满足该特征的设计方案。

1）根据设计要求指定基于密切锥导乘波理论的鼓包进气道所产生的三维激波曲线2，得到连续的三维激波曲线段，并获取三维波系当地曲率中心6。

2）以离散激波曲线与曲率中心的关系反推出一系列基本流场，所述基本流场为一系列变曲率半径的圆锥流场。

在步骤2）中，所述以离散激波曲线与曲率中心的关系反推出一些列基本流场的具体步骤可为：

（1）确定超声速飞行器设计条件，所述超声速飞行器设计条件包括来流马赫数Ma、入射激波角β等；

（2）根据图1指定三维波系密切轴5所在垂直于纸面方向的平面为其密切面；

（3）所述的基本流场是一系列变曲率半径的圆锥流场，根据来流条件可计算出圆锥半顶角，根据将激波曲线离散为激波曲线段的离散点8的曲率半径，确定当地密切轴所对应密切锥激波在设计截面内的形状9，进而可根据密切锥半顶角确定当地密切轴所对应密切锥的底面形状14，三维波系激波曲线当地曲率中心6即当地密切轴所对应圆锥的底面形状14的中心。

3）给定鼓包进气道鼓包前缘压缩型线在设计截面上的投影4（通常由超音速飞行器外形确定），在三维波系密切轴5所在垂直于纸面方向的平面内进行流线追踪，将所得流线在横向位置上构成流面得到基于密切锥导乘波理论的鼓包进气道的鼓包压缩型面9。

在步骤3)中，所述在三维波系密切轴5所在垂直于纸面方向的平面内进行流线追踪，将所得流线在横向位置上构成流面得到基于密切锥导乘波理论的鼓包进气道的鼓包压缩型面9的具体方法可为：

（1）给定鼓包进气道鼓包前缘压缩型线在设计截面上的投影4；

（2）根据三维波系激波曲线当地曲率中心6至当地密切轴与鼓包前缘压缩型线在设计平面内的交点7的距离d与入射激波角β使用计算公式x_f=d×tan(β)确定鼓包前缘压缩型线当地前缘点16；

（3）将三维波系激波曲线离散为激波曲线段的离散点8处的曲率半径r_w与入射激波角β使用计算公式x_o=r_w×tan(β)确定三维波系激波曲线当地密切轴所对应密切锥顶点13，利用已求出的鼓包前缘压缩型线当地前缘点16在对应三维波系密切轴5所在的密切面内进行流线追踪，得到鼓包当地压缩型线17，各密切面内均能用相同的方法生成一条流线，将离散的流线在横向位置组合成流面，即构成基于密切锥导乘波理论的鼓包进气道的鼓包压缩型面11。

4）在已得到鼓包压缩型面的基础上设计进气道唇口20，完成基于密切锥导乘波理论的鼓包进气道的设计。

在步骤4）中所述进气道唇口形状20大部分与基于密切锥导乘波理论的鼓包进气道所产生的三维激波曲线2相贴合，唇口可采用后掠角，且后掠角角度与进气道反射激波角相一致，从而提高进气道总压恢复系数，减少气流能量的损失。

本发明所述基于密切锥导乘波理论的鼓包进气道其结构包括，密切锥鼓包压缩型面与进气道唇口，采用上述技术方案，与现有技术相比具有如下优点：

1）在保持现有鼓包进气道优点的同时，为鼓包进气道的设计添加了一个新变量，从而达到了灵活控制鼓包压缩型面目的；

2）采用本专利设计唇口形状，能够使入射激波大部分均与唇罩处反射，从而避免了唇罩处产生大量的溢流，提高进气道的流量捕获系数。

实施例1：基于密切锥导乘波理论的鼓包进气道设计方法，本例给定来流马赫数Ma=2.0，入射激波角β，可设计图3所示基于密切锥导乘波理论的鼓包进气道，所述装置由基于密切锥导乘波理论的鼓包进气道的鼓包压缩型面11，进气道唇口20构成。其中进气道鼓包含有两个较大的鼓包，中部略微下陷，基于密切锥导乘波理论的鼓包与进气道唇罩于鼓包压缩型面边缘处相连接。该进气道在设计工况下能够具有图3a中所示基于密切锥导乘波理论的鼓包进气道所产生的三维激波曲线，三维激波曲线的大部分区域均与进气道唇口处反射。从而防止气流于进气道唇口20处产生溢流。

Claims (1)

1.基于密切锥导乘波理论的鼓包进气道设计方法，其特征在于包括以下步骤：

1）根据设计要求指定三维激波曲面，得到连续的三维激波曲线段，并获取三维波系曲线段的曲率中心；

2)以离散激波曲线与曲率中心的关系反推出一系列基本流场，所述基本流场为一系列变曲率半径的圆锥流场；

3)给定鼓包进气道鼓包前缘压缩型线（通常由超音速飞行器外形确定）在设计截面上

的投影，在三维波系密切轴所在垂直于纸面方向的平面内进行流线追踪，将所得流线在横向位置上构成流面得到鼓包进气道鼓包压缩型面；

4)在已得到鼓包压缩型面的基础上设计进气道唇口，完成鼓包进气道的设计。