本發(fā)明屬于吸氣式高超聲速飛行器機(jī)體氣動(dòng)外形與推進(jìn)流道一體化設(shè)計(jì)領(lǐng)域，涉及到基于內(nèi)收縮基準(zhǔn)流場(chǎng)的乘波前體進(jìn)氣道一體化構(gòu)型及其反設(shè)計(jì)(根據(jù)給定的壁面參數(shù)分布形式反求壁面形狀)方法。

背景技術(shù)：

吸氣式高超聲速飛行器的升阻比隨著飛行馬赫數(shù)的增加而降低，對(duì)于一定質(zhì)量的飛行器，其阻力將會(huì)持續(xù)增大。此外，來(lái)流氣體的密度隨著飛行速度和高度的增加而下降，發(fā)動(dòng)機(jī)的捕獲流量將急劇減少，導(dǎo)致飛行器的推力驟降。阻力的上升和推力的下降使得以吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)作為動(dòng)力裝置的飛行器很難實(shí)現(xiàn)高超聲速飛行。

為實(shí)現(xiàn)推阻平衡，吸氣式高超聲速飛行器往往采用機(jī)體/推進(jìn)一體化設(shè)計(jì)，而高超聲速進(jìn)氣道與前體的一體化設(shè)計(jì)是其中的一項(xiàng)關(guān)鍵內(nèi)容。從空氣動(dòng)力學(xué)的角度出發(fā)，一體化前體進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)需要從兩方面著手：①提升前體的升阻比和進(jìn)氣道的性能；②實(shí)現(xiàn)前體與進(jìn)氣道間的氣動(dòng)銜接。

乘波體具有升阻比高的特點(diǎn)，被廣泛應(yīng)用于各類高超聲速飛行器的設(shè)計(jì)。采用乘波前體方案可以進(jìn)一步提高構(gòu)型的升阻比，是前體進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)的理想選擇。在進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方面，設(shè)計(jì)優(yōu)良的進(jìn)氣道所具有的性能指標(biāo)包括高的總壓恢復(fù)性能、高的流量捕獲能力和較高的流動(dòng)均勻性等。高超聲速進(jìn)氣道的性能指標(biāo)與其波系配置方案直接相關(guān)，常規(guī)斜激波壓縮或等熵壓縮進(jìn)氣道的前緣激波和唇口激波均為直激波，使得非設(shè)計(jì)狀態(tài)下的激波曲率變化較大，導(dǎo)致進(jìn)氣道的性能不佳。為了兼顧飛行包線內(nèi)不同的來(lái)流狀態(tài)，進(jìn)氣道的波系配置方案正朝著精細(xì)化的設(shè)計(jì)方向發(fā)展，通過(guò)采用反設(shè)計(jì)方法，可以生成前緣彎曲激波和唇口彎曲激波并可通過(guò)給定壁面參數(shù)的分布規(guī)律實(shí)現(xiàn)調(diào)節(jié)激波強(qiáng)度的目的，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)進(jìn)氣道性能的優(yōu)化。

另一方面，進(jìn)氣道本身是作為推進(jìn)系統(tǒng)的一部分而單獨(dú)設(shè)計(jì)的，一般是通過(guò)幾何修型的方法來(lái)實(shí)現(xiàn)與前體的匹配，若兩者間的匹配不合適，前體壓縮波系會(huì)改變進(jìn)氣道的波系結(jié)構(gòu)，從而造成進(jìn)氣道流場(chǎng)的不均勻，前體邊界層會(huì)使得進(jìn)氣道入口的氣流偏轉(zhuǎn)超過(guò)設(shè)計(jì)要求而不能實(shí)現(xiàn)激波封口，從而影響進(jìn)氣道的性能。在一體化設(shè)計(jì)過(guò)程中，前體與進(jìn)氣道集成所引起的性能損失應(yīng)得到細(xì)致的考慮，需發(fā)展相應(yīng)的氣動(dòng)設(shè)計(jì)方法代替幾何修型方法。

基于提高一體化前體進(jìn)氣道性能的考慮，迫切需要構(gòu)建一種氣動(dòng)設(shè)計(jì)方法，使之能夠設(shè)計(jì)出高升阻比的乘波前體，能夠根據(jù)給定的壁面參數(shù)分布反設(shè)計(jì)進(jìn)氣道，能夠?qū)崿F(xiàn)乘波前體與進(jìn)氣道間的氣動(dòng)銜接。通過(guò)采用該設(shè)計(jì)方法，能夠?yàn)楦叱曀僖惑w化前體進(jìn)氣道設(shè)計(jì)提供工程實(shí)用化的可行性技術(shù)途徑。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的是提供一種乘波前體進(jìn)氣道一體化構(gòu)型的反設(shè)計(jì)方法，本發(fā)明采用內(nèi)收縮基準(zhǔn)流場(chǎng)，通過(guò)運(yùn)用特征線方法，實(shí)現(xiàn)對(duì)給定壁面參數(shù)分布基準(zhǔn)流場(chǎng)的反設(shè)計(jì)；在內(nèi)收縮基準(zhǔn)流場(chǎng)的基礎(chǔ)上，綜合運(yùn)用密切軸對(duì)稱和流線追蹤兩種氣動(dòng)設(shè)計(jì)方法實(shí)現(xiàn)了前體和進(jìn)氣道間的光滑過(guò)渡；同時(shí)采用該設(shè)計(jì)方法能夠?qū)M(jìn)氣道的前緣捕獲形狀和出口形狀進(jìn)行調(diào)整，使之滿足高流量捕獲和與燃燒室匹配的要求。采用該方法設(shè)計(jì)的一體化構(gòu)型方案具有良好的設(shè)計(jì)點(diǎn)性能，同時(shí)非設(shè)計(jì)點(diǎn)的流量捕獲能力強(qiáng)，具有較強(qiáng)的工程可實(shí)現(xiàn)性。

本發(fā)明的技術(shù)方案如下：

一種乘波前體進(jìn)氣道一體化構(gòu)型的反設(shè)計(jì)方法，其特征在于，包括以下步驟：

步驟一：反設(shè)計(jì)生成給定壁面參數(shù)分布的內(nèi)收縮基準(zhǔn)流場(chǎng)，如圖1所示，所述內(nèi)收縮基準(zhǔn)流場(chǎng)包含向?qū)ΨQ軸1轉(zhuǎn)向的壓縮型面2和壓縮型面2內(nèi)側(cè)的中心體型面3，壓縮型面2和中心體型面3具有公共的對(duì)稱軸1；所述內(nèi)收縮基準(zhǔn)流場(chǎng)包含初始彎曲激波4、壓縮波和中心體反射激波5，其中初始彎曲激波4與中心體3相交于中心體3的起始點(diǎn)6，中心體反射激波5與壓縮型面2相交于內(nèi)收縮基準(zhǔn)流場(chǎng)的肩點(diǎn)7；

步驟二：生成一體化乘波前體進(jìn)氣道構(gòu)型的前緣捕獲型線8和進(jìn)氣道入口捕獲型線9，如圖2所示，所述的前緣捕獲型線8為上凸曲線，沿展向保持光滑連續(xù)；所述的進(jìn)氣道入口捕獲型線9為上凸曲線，沿展向保持光滑連續(xù)；

步驟三：確定流線追蹤和密切軸對(duì)稱過(guò)程中的參考點(diǎn)，如圖3所示，定義型線10為進(jìn)氣道入口捕獲型線9所對(duì)應(yīng)的曲率中心型線，進(jìn)氣道入口捕獲型線9上的離散點(diǎn)12的曲率中心為位于型線10上的離散對(duì)應(yīng)點(diǎn)13，離散點(diǎn)12與離散對(duì)應(yīng)點(diǎn)13構(gòu)成了密切平面11，密切平面11交前緣捕獲型線8于前緣交點(diǎn)14；

步驟四：對(duì)基準(zhǔn)流場(chǎng)進(jìn)行比例放縮，前緣捕獲型線上離散點(diǎn)12的曲率半徑為離散點(diǎn)12與離散對(duì)應(yīng)點(diǎn)13間的距離，根據(jù)離散點(diǎn)12對(duì)應(yīng)曲率半徑與基準(zhǔn)流場(chǎng)中心體3曲率半徑的比值對(duì)步驟一中設(shè)計(jì)的內(nèi)收縮基準(zhǔn)流場(chǎng)進(jìn)行比例放縮，將比例放縮基準(zhǔn)流場(chǎng)變換到密切平面11內(nèi)，進(jìn)氣道入口捕獲型線上的離散點(diǎn)12和基準(zhǔn)流場(chǎng)初始彎曲激波與中心體3的交點(diǎn)6相對(duì)應(yīng)，基準(zhǔn)流場(chǎng)的對(duì)稱軸所在位置與離散對(duì)應(yīng)點(diǎn)13相對(duì)應(yīng)；

步驟五：在比例放縮基準(zhǔn)流場(chǎng)中進(jìn)行流線追蹤，如圖4所示，密切平面11與前緣捕獲型線8的交點(diǎn)為前緣交點(diǎn)14，通過(guò)前緣交點(diǎn)14做平行于對(duì)稱軸的直線與初始彎曲激波相交于激波交點(diǎn)14*，以激波交點(diǎn)14*為起始點(diǎn)在比例放縮基準(zhǔn)流場(chǎng)追蹤一條流線15，所述流線15止于中心體反射激波5于反射激波交點(diǎn)16；

步驟六：沿進(jìn)氣道入口捕獲型線9上不同的離散點(diǎn)重復(fù)步驟三至步驟五，獲得其它乘波前體進(jìn)氣道的壓縮面型線17，如圖5所示；

步驟七：機(jī)體造型設(shè)計(jì)：如圖6所示，一體化乘波前體進(jìn)氣道構(gòu)型的上表面與來(lái)流方向一致，壓縮型面從最大捕獲寬度點(diǎn)18開(kāi)始截?cái)嗖⒅鸩竭^(guò)渡到進(jìn)氣道入口捕獲寬度，唇罩兩側(cè)安裝側(cè)板19，為提高起動(dòng)能力，唇口側(cè)板采取后掠設(shè)計(jì)。

進(jìn)一步的，步驟一中所述的內(nèi)收縮基準(zhǔn)流場(chǎng)反設(shè)計(jì)分為三個(gè)區(qū)域，如圖7所示，分別是初始彎曲激波區(qū)20、波間等熵壓縮區(qū)21和中心體反射激波區(qū)22；所述基準(zhǔn)流場(chǎng)采用特征線反設(shè)計(jì)方法求解，給定壁面馬赫數(shù)變化規(guī)律為反正切分布；基準(zhǔn)流場(chǎng)初始彎曲激波壓縮角23的取值為4°；基準(zhǔn)流場(chǎng)中心體型面和肩點(diǎn)后部型面均采用與來(lái)流方向相同的直線型面；基準(zhǔn)流場(chǎng)中心體半徑24占入口捕獲半徑25的比例可以根據(jù)設(shè)計(jì)要求的收縮比來(lái)調(diào)節(jié)。

更進(jìn)一步的，步驟二中所述的前緣捕獲型線8采用指數(shù)率函數(shù)控制，進(jìn)氣道入口捕獲型線9采用超橢圓曲線函數(shù)控制。

本發(fā)明的有益效果為，本發(fā)明提出的乘波前體進(jìn)氣道一體化構(gòu)型反設(shè)計(jì)方法，能夠設(shè)計(jì)出高升阻比的乘波前體，能夠根據(jù)給定的壁面參數(shù)分布反設(shè)計(jì)進(jìn)氣道，能夠?qū)崿F(xiàn)乘波前體與進(jìn)氣道間的氣動(dòng)銜接，具有很好的工程實(shí)用性。通過(guò)調(diào)整前緣捕獲型線能夠提高構(gòu)型的流量捕獲能力，通過(guò)調(diào)整進(jìn)氣道入口捕獲型線能夠調(diào)整進(jìn)氣道出口形狀便于與燃燒室匹配。本發(fā)明將有助于提升乘波前體進(jìn)氣道一體化構(gòu)型的升阻比，有助于吸氣式高超聲速飛行器實(shí)現(xiàn)推阻平衡，具有很強(qiáng)的工程實(shí)用性。

附圖說(shuō)明

圖1為給定壁面參數(shù)分布反設(shè)計(jì)的內(nèi)收縮基準(zhǔn)流場(chǎng)示意圖；

圖2為乘波前體進(jìn)氣道構(gòu)型的前緣捕獲型線和進(jìn)氣道入口捕獲型線示意圖；

圖3為流線追蹤和密切軸對(duì)稱過(guò)程中的參考點(diǎn)示意圖；

圖4為流線追蹤過(guò)程示意圖；

圖5為以不同離散點(diǎn)作起始點(diǎn)的密切軸對(duì)稱過(guò)程示意圖；

圖6為機(jī)體造型設(shè)計(jì)示意圖；

圖7為內(nèi)收縮基準(zhǔn)流場(chǎng)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)詳細(xì)示意圖；

所有附圖中附圖標(biāo)記為：1-基準(zhǔn)流場(chǎng)對(duì)稱軸，2-壓縮面型線，3-中心體型線，4-初始彎曲激波，5-中心體反射激波，6-初始激波與中心體的交點(diǎn)，7-中心體反射激波與壓縮型面的交點(diǎn)即肩點(diǎn)，8-前緣捕獲型線，9-進(jìn)氣道入口捕獲型線，10-進(jìn)氣道入口捕獲型線對(duì)應(yīng)的曲率中心型線，11-密切平面，12-進(jìn)氣道入口捕獲型線上的離散點(diǎn)，12^*-點(diǎn)12對(duì)應(yīng)于中心體上的點(diǎn)，13-點(diǎn)12對(duì)應(yīng)的曲率中心點(diǎn)，14-密切平面11與前緣捕獲型線9的交點(diǎn)，14^*-點(diǎn)14在初始彎曲激波上的對(duì)應(yīng)點(diǎn)，15-以點(diǎn)14^*為起始點(diǎn)追蹤的流線，16-流線15交中心體反射激波上的流線終止點(diǎn)，17-以其它離散點(diǎn)為起始點(diǎn)追蹤的流線，18-壓縮型面最大捕獲寬度截?cái)嗥瘘c(diǎn)，19-唇罩側(cè)板，20-初始彎曲激波區(qū)，21-波間等熵壓縮區(qū)，22-中心體反射激波區(qū)，23-初始彎曲激波壓縮角，24-基準(zhǔn)流場(chǎng)中心體半徑，25-基準(zhǔn)流場(chǎng)入口捕獲半徑。

具體實(shí)施方式

發(fā)明內(nèi)容部分已對(duì)本發(fā)明技術(shù)方案作出了清楚完整的描述，在此不再贅述。