[发明专利]一种带边界层排移的轴对称预压缩前体的设计方法

说明书

本发明提出一种带边界层排移的轴对称预压缩前体的设计方法，首先设计压力可控流场，其中所设计的压力可控流场为外转轴对称压力可控流场，该压力可控流场由直激波依赖流场和主压缩流场两部分组合而成。然后进行基于压力可控流场的飞行器预压缩前体设计，由于基于压力可控流场的飞行器预压缩前体是对称的，先设计关于对称面一半的前体壁面，然后通过对称变换得到完整的预压缩前体型面。本发明对预压缩前体进行整体设计，能在设计中兼顾前体的压缩性、对边界层的排移性和对气流的全捕获，同时也提高了设计效率。

技术领域

本发明涉及超/高超声速飞行器，尤其是涉及高超声速飞行器进气道/前体一体化设计中基于压力可控的带边界层排移能力的轴对称预压缩前体设计方法。

背景技术

实现更高速度的飞行一直是人类追求的目标，同时也是满足国家空天战略，提升国防实力的现实需求。冲压发动机作为超/高超声速飞行器主要动力系统，因其简单的结构和高比冲，在飞行中表现出优越性能。目前，对其研究已成为各国争夺的技术前沿阵地。冲压发动机利用大气中的氧组织燃烧，无需自身携带氧化剂，因此具有良好的经济型。而作为冲压发动机的进气装置，进气道及前体的作用是捕获气流并对其进行减速增压。进气道性能的优劣对冲压发动机的以及整个飞行器的正常工作都是至关重要的。

对于高超声速流动，飞行器需要对气流产生更大的压缩以满足燃烧室对气流的要求。目前大多采用的方案是高超声速飞行器利用前体机身对气流进行预压缩，而后气流进入进气道进行进一步压缩，最终在燃烧室组织燃烧。这种方案中的一个关键技术是飞行器前缘产生的激波打在进气道唇口上实现所谓“激波封口”，该设计可以实现对气流的流量全捕获，另外也有益于减阻。另外，气流在流经飞行器前体时，因粘性作用会在机体表面产生一定厚度的边界层。如果边界层低能量气流进入进气道内会造成激波/边界层干扰加剧，进气道启动问题恶化甚至会造成进气道不启动，同时也会降低燃烧室燃烧效率，最终影响发动机的工作效率。

目前对于“激波封口”设计多采用锥导乘波法或吻切锥法。具体来说，是将进气道唇口形状当作吻切锥出口激波型线(ICC)，根据飞行器设计要求给定前缘捕获线(FCT)，最后根据锥导乘波或吻切锥理论实现激波打在进气道唇口的设计，实现对气流的全捕获。

而为消除或减小进气道入口边界层的影响，目前多采用鼓包式进气道，即在进气道入口处安装一个鼓包装置，通过鼓包上产生的横向压力梯度将边界层向两侧排开。该方案由洛克希德·马丁公司于1990年提出以来，经过大量数值仿真和试验验证，证明其在结构、可靠性、操作性和经济上具有优势。目前鼓包式进气道已应用于F-35、歼20、枭龙04等多种机型。目前对轴对称前体上的鼓包构型的设计大致分为两种：一种是基于锥导乘波原理的设计方法(杨应凯，Bump进气道设计与试验研究[J]，空气动力学学报，2007)。这种做法是在一个锥形流场中，在激波型面上给定一条前缘型线，通过流线追踪，得到鼓包型面。这种方法的一种改进方法是采用吻切锥法设计鼓包，吻切锥法为鼓包设计引入了新的变量，能设计更多种尺寸的鼓包。另一种方法是根据给定鼓包上的压力分布，通过逆向特征线法求解壁面。这种方法将进气道设计中的逆向特征线法求解进气道型面的方法应用到鼓包设计中。文献“实用新型横向压力梯度可控的鼓包进气道设计[P]，郑晓刚，李怡庆，尤延铖，201620095001.3，2016.06.15”实现这种方法。

目前对实现激波封口的轴对称进气道/前体的一体化设计的文献中还没有考虑边界层排移的相关研究；现有鼓包进气道设计多集中在对鼓包排移边界层能力的研究，目前设计的鼓包构型相较于飞行器前体长度较短，会产生激波从而造成额外的总压损失。

发明内容

针对现有技术存在的缺陷，本发明提出一种带边界层排移的轴对称预压缩前体的设计方法，该方法设计的飞行器前体起到对气流减速增压的作用，通过对压力的控制，使前体产生横向压力梯度，从而实现对低能量边界层的排移作用。

本发明的技术方案是：

一种带边界层排移的轴对称飞行器预压缩前体的设计方法，包括以下步骤：