[发明专利]基于双入射弯曲激波的宽速域进气道设计方法

说明书

基于双入射弯曲激波的宽速域进气道设计方法。设计基于弯曲激波理论的双入射弯曲激波基准流场；设计进气道初始喉道截面型线，在基准流场中进行逆流向流线追踪得到初始进气道压缩型面；设计进气道隔离段出口截面，将进气道初始喉道截面以双S弯形式扩张及等直拉伸得三维内转宽速域进气道隔离段；进行壁面光顺及粘性修正；取进气道第一级压缩型面末端为第一级分流板转轴位置，取第二级压缩型面长度为第一级分流板长度；取进气道隔离段上壁面曲线二次导数为零处位置作为第二级分流板转轴位置，取第二级分流板转轴至进气道初始喉道截面的长度作为第二级分流板长度；设计马赫数下泄流口面积马赫数下喉道面积。可消除转轴位置的膨胀波并达到性能要求。

技术领域

本发明涉及宽速域飞行器进气道领域，尤其是涉及一种基于双入射弯曲激波的宽速域进气道设计方法。

背景技术

目前，宽速域飞行器是世界各航空航天大国的热门研究内容，也是未来飞行器发展的一个重要方向。进气道作为推进系统的核心部件，其作用是为发动机捕获足够气流的同时实现高效压缩，确保整个推进系统产生足够的推力来满足飞行器宽速域范围内工作。按照不同的来流压缩形式，目前的高超声速进气道主要包括：二元式进气道、轴对称外锥式进气道、侧压式进气道和三维内转式进气道等四种类型。其中三维内转式进气道具有捕获流量大、压缩效率高、浸润面积小以及角区流动激波边界层干扰较弱等特点。不难发现，现阶段三维内转式进气道被广泛采用，如一些高超声速飞行器计划(欧洲LAPCAT计划和美国FALCON计划等)。另外，还如：美国航天宇航研究中心的M.K.Smart等提出的将矩形进口平滑过渡为椭圆形出口(Smart,M.K.and Trexler,C.A.Mach4 Performance of a Fixed-Geometry Hypersonic Inlet with Rectangular-to-Elliptical Shape Transition,41st AIAA Aerospace Sciences MeetingExhibit,2002)的思路。国内，朱呈祥等基于ICFC流场设计进出口均为矩形的内乘波式进气道(朱呈祥,黄国平,尤延铖,等.内乘波式进气道与典型侧压式进气道的性能对比[J].推进技术,2011,032(002):151-158.)等。

虽然在宽速域飞行器进气道研究领域，各项研究已取得有效进展，部件性能也在不断提升。然而，迄今为止，传统的三维内转进气道均基于单入射波的基准流场进行设计，在设计状态下，进气道外压段压缩性能有限，喉道马赫数较高，气流损失较大；在非设计状态下，分流板完全开启时，转轴位置膨胀效果明显，使得气流在外压段内加速，提高喉道马赫数，增大气流损失。而高性能的进气道通常需要在较宽的速域范围内均具有较优异的综合性能，即设计时需要兼顾压缩效率和内收缩比，故希望通过多级压缩的方式来提高压缩效率。与此同时，科研人员普遍采用传统特征线法进行基准流场反设计，不仅编程复杂，而且稳定性差，限制基准流场选择范围，进而缩小进气道的几何构造范围。由此可见，目前制约宽速域飞行器进气道性能的问题之一是缺乏一种基于双入射弯曲激波的宽速域进气道设计方法。

发明内容

本发明的目的在于解决现有技术中存在的上述问题，提供一种基于双入射弯曲激波的宽速域进气道设计方法。

本发明包括以下步骤：

1)根据设计要求指定双入射弯曲激波基准流场两道三维入射激波，三维入射激波采用弯曲轴对称形状设计；

2)将步骤1)中三维弯曲入射激波离散为一系列参考平面，在参考平面内根据入射激波角，激波曲率以及波后参数，利用弯曲激波理论并结合两级压缩理论求解对应的双入射弯曲激波基准流场；

3)根据步骤2)中双入射弯曲激波基准流场设计三维内转两级曲面压缩型面：在设计马赫数来流条件下，选取两道弯曲入射激波交点为唇罩点。通过给定宽速域进气道初始喉道截面型线为类矩形型线，在该基准流场中对初始喉道截面型线进行逆流向流线追踪得到初始进气道压缩型面，该型面由基准流场所决定，为三维内转两级曲面压缩型面；