[发明专利]超声速进气道及其壁面确定方法

说明书

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系统关键部件之一，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。