[发明专利]一种带边界层排移的二维预压缩前体的设计方法

摘要

本发明提出一种带边界层排移的二维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二维压力可控流场，该二维压力可控流场由二维斜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二维预压缩前体的设计，基于压力可控流场的飞行器二维预压缩前体关于对称面对称，先设计关于对称面一半的前体型面，然后通过对称变换得到完整预压缩前体型面。本发明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。

主权项

一种带边界层排移的二维预压缩前体的设计方法，其特征在于，包括以下步骤：S1.设计压力可控流场，其中所设计的压力可控流场为二维压力可控流场，该二维压力可控流场由二维斜激波依赖流场和主压缩流场两部分组合而成；S1.1求解二维斜激波依赖流场S1.1.1求解给定激波角的二维斜激波后流场给定激波角β和来流条件，来流条件包括静压p、速度v、密度ρ、马赫数Ma；根据斜激波关系式(1)～(4)求解得到给定激波角β的斜激波后的流动参数即压比p2/p1、密度比ρ2/ρ1、V2、Ma2以及激波角β所对应的物面角θ2：p2p1=2γγ+1Ma12sin2β-γ-1γ+1---(1)]]>ρ2ρ1=(γ+1)Ma12sin2β2+(γ-1)Ma12sin2β---(2)]]>v1n=v1cosβv1t=v1sinβv2=v1t2+(2γ+1v1nMa1sin2β+γ-1γ+1v1n)2---(3)]]>Ma22=Ma12+2γ-12γγ-1Ma12sin2β-1+Ma12cosβγ-12Ma12sin2β+1---(4)]]>tanθ2=Ma12sin2β-1[Ma12(γ+12-sin2β)+1]tanβ---(5)]]>其中：γ＝1.4，p1、ρ1、v1分别表示斜激波前压力、密度以及速度；p2、ρ2、v2分别表示斜激波后压力、密度以及速度；Ma1表示斜激波前马赫数；Ma2表示斜激波后马赫数；再由式(5)可得到激波角β所对应的物面角θ2；二维斜激波后流场为均匀流场，故至此完成了对激波角为β的二维斜激波后流场的求解；S1.1.2确定斜激波依赖流场定义一点为坐标原点，过坐标原点且水平向右为x轴，与x轴垂直且方向向下为y轴；坐标原点也作为激波起始点，同时也是壁面起始点；给定进气道唇口中心点，进气道唇口中心点同时也是初始激波终止点，其坐标为给定值；激波起始点与进气道唇口中心点间的连线表示激波角为β的初始激波；过激波起始点作与x轴成θ2夹角的直线，过进气道唇口中心点作与x轴夹角为180°‑α的直线，所作的两直线交于一点，该点为第一点，由此确定出第一点的位置；同时得到激波起始点与第一点间的连线且该连线为斜激波依赖流场壁面线，进气道唇口中心点与第一点4间的连线；其中α＝θ2+arcsin(1/Ma2)  (6)式中θ2、Ma2分别表示激波角为β的初始激波后的流动角和马赫数。由此完全确定出由飞行器前体产生的激波角为β的初始激波线、斜激波依赖流场壁面线以及进气道唇口中心点与第一点间的连线形成的二维斜激波依赖流场；S1.2求解主压缩流场S1.2.1给定主压缩流场压力分布：式中，自变量x代表横坐标，取值范围为x4＜x＜L1，其中L1为给定的飞行器前体长度，z表示主压缩流场所处空间展向位置，其范围为‑zc＜z＜zc，其中zc为给定值，其物理意义为压力可控前体的边界；kz为只与z相关的量，满足0＜kz＜1，通过改变kz，实现对压力分布在z方向上的控制；式(7)中P2为激波角为β的斜激波后压力值，由S1.1求解过程得到，P(x,z)与斜激波依赖流场壁面线上的压力值在第一点处相切，由此实现了通过压力函数P(z,x)控制流向x方向和展向z方向上的压力分布；S1.2.2对进气道唇口中心点与第一点间的连线上的点进行离散，作为主压缩流场求解的初始条件，离散精度为使离散后的离散点间的间距在10‑2米以下；二维斜激波后流场为均匀流场即二维斜激波后流场参数不变，故各离散点的流动参数均相等，其数值由S1.1求解过程得到；S1.2.3对z在其自变量范围内进行离散，以求解各离散值对应的不同展向位置的主压缩流场，离散精度为使离散后的离散点间的间距在10‑2米以下且保留z＝0的情况，称z＝0时求解的流场为对称面上主压缩流场；S1.2.4求解对称面上主压缩流场以进气道唇口中心点与第一点间的连线上取得的各离散点的流动参数和压力曲线P(x,z)作为求解对称面上主压缩流场的输入条件，求解对称面上主压缩流场壁面线及由对称面上主压缩流场壁面线、进气道唇口中心点与第一点间的连线、和由进气道唇口中心点与对称面上主压缩流场壁面线上横坐标为L2的点间的连线所形成的对称面上主压缩流场的内部点的位置参数和流动参数；至此完成对称面上由进气道唇口中心点与第一点间的连线、进气道唇口中心点与对称面上主压缩流场壁面线上横坐标为L2的点间的连线和对称面上主压缩流场壁面线所形成的对称面上主压缩流场的求解；由斜激波依赖流场壁面线和对称面上主压缩流场壁面线所组成的曲线为对称面上压力可控流场壁面线；S1.2.5由对称面上压力可控流场壁面线、激波角为β的初始激波线和进气道唇口中心点与对称面上主压缩流场壁面线上横坐标为L2的点间的连线所形成的流场区域即为对称面对应的完整的压力可控流场；S1.2.6对于z的其他离散值，均采用求解对称面上主压缩流场相同的方法求解各离散值对应的不同展向位置的主压缩流场；同样在求解过程中能够得到各离散值对应的压力可控流场以及对应的压力可控流程壁面线；S2基于压力可控流场的飞行器二维预压缩前体设计基于压力可控流场的飞行器二维预压缩前体关于对称面对称，先设计关于对称面一半的前体型面，然后通过对称变换得到完整预压缩前体型面，方法如下：通过S1的求解可得到对z离散后每个离散值对应的主压缩流场以及各离散值对应的压力可控流场壁面线，其中包括z＝zc时对应求解得到的压力可控流场壁面线；使用商业软件SolidWorks中的放样曲线，对各离散值对应的压力可控流场壁面线末端点进行放样得到第一曲线，再使用SolidWorks中的曲面放样功能，以各离散值对应的压力可控流场壁面线为轮廓线，以第一曲线为引导线，放样得到由对称面上压力可控流场壁面线、第一曲线和z＝zc时对应求解得到的压力可控流场壁面线所构成的曲面，再通过对称变换即得到完整的带边界层排移能力的二维预压缩前体型面。