基于曲锥前体的高超声速鼓包压缩型面反设计方法

技术领域

本发明涉及临近空间高超音速飞行器设计技术领域，尤其涉及基于曲锥前体的高超声速鼓包压缩型面反设计方法。

背景技术

临近空间飞行器的发展已经为目前国际上竞相争夺空间技术的焦点之一。自20世纪60年代以来的大量研究充分表明，推进系统与机体的一体化设计是实现高超声速飞行器的关键，而推进系统与机体一体化的核心之一便是飞行器前体和进气道的一体化设计。高超声速进气道按照几何外形特征可主要分为二元进气道，轴对称外转折进气道、侧压式进气道以及三维内转进气道等几大类；而高超声速飞行器的前体可分为翼身融合体、旋成体、升力体及乘波体等。

在高超声速飞行器前体研究中，曲锥前体构型因其结构简单，容积率大且迎角特性大等优点在高超声速飞行器机体和导弹布局中受到格外重视]。国内外学者对曲锥构型的飞行器进行了大量的研究。然而，目前多数研究主要着眼于曲锥机体上的进气道设计，在曲锥前体与进气道型面的一体化设计方法方面仍鲜有报道。

与此同时，在当前的吸气时高超声速飞行器设计中，进气道不仅要保证一定的来流品质还需要满足飞行器更为宽广的飞行马赫数要求，这使得进气道在低马赫数时的起动变得异常困难，将严重影响到整个发动机的正常工作。造成高超声速进气道低马赫数起动困难的主要原因是，进气道面临这吸入前体机身所造成的极厚附面层的来流条件。此外，飞行器的压缩面，唇口以及侧面产生的附面层也较厚。厚边界层在唇口激波的诱导下，极易分离，严重恶化进气道的流场品质，在低马赫数或者高反压的情况下，便会导致进气道流场发生不起动现象。

通过排移来流附面层改善高超声速进气道的低速起动特性是目前研究高超声速进气道不起动问题的重要方向之一。从目前公开的文献来看，采用附面层抽吸装置排移来流厚附面层是最为主流的方式。附面层抽吸装置虽然能有效的改善高超声速进气道的低速起动特性，但其复杂的机构会极大增加高速飞行器的重量以及控制的难度。因此，在曲锥前体条件下，发展一种有效的附面层排移方法取代传统附面层抽吸装置具有极大的应用价值。

发明内容

本发明的目的在于解决现有技术中的上述问题，提供基于曲锥前体的高超声速鼓包压缩型面反设计方法，既能同曲锥前体一体化设计，又能实现排移来流低能附面层的效果，提高进气道的综合性能，为高超声速进气道以及飞发一体化设计提供新思路。

为达到上述目的，本发明采用如下技术方案：

基于曲锥前体的高超声速鼓包压缩型面反设计方法，包括以下步骤：

1)根据高超声速飞行器总体设计需求，指定全三维前体激波曲面，所述全三维前体激波曲面指定为任意非轴对称形状；

2)将全三维前体激波曲面离散为一系列参考平面内的前体激波曲线，根据激波角、激波曲率以及来流参数，利用弯曲激波理论求解对应的流场以及曲锥前体压缩面；

3)以进气道唇口为输入条件，指定与之相匹配的全三维鼓包激波曲面，所述全三维鼓包激波曲面指定为任意非轴对称形状；全三维鼓包激波曲面与步骤2)获得的曲锥前体压缩面的相贯线即为鼓包压缩型面前缘型线；

4)将全三维鼓包激波曲面与鼓包压缩型面前缘型线以参考平面的形式进行离散，利用弯曲激波理论进行求解，获得参考平面内的基准流场及鼓包压缩型线，将所有参考平面内的鼓包压缩型线进行组合即可获得基于曲锥前体的高超声速鼓包压缩型面。

在步骤2)和步骤4)中，所述弯曲激波理论控制方程式如下：

其中，p为压力，δ为流动角，μ为马赫角，ρ为密度，V为流向速度，w为周向速度，γ为比热比，j为判断因子，s为流线，l为特征线，φ为周向角度，P为沿流线压力的导数，D为气流角沿流线的导数，y为笛卡尔坐标系内纵坐标，a为当地声速。

一种基于曲锥前体的高超声速鼓包进气道，包括指定激波形状的曲锥前体压缩型面、基于曲锥前体一体化设计的鼓包与进气道唇罩；所述鼓包设有鼓包压缩型面和鼓包压缩型面前缘型线；所述进气道唇罩设有进气道唇口；所述鼓包与进气道唇罩于鼓包压缩型面边缘处相连接；所述进气道唇口与鼓包压缩型面之间设有进气道横向溢流口，所述进气道横向溢流口的形状依据进气道反射激波确定，所述进气道唇口的形状与鼓包所产生的三维激波曲面在设计截面内相结合。

所述曲锥前体压缩型面呈类椭圆曲锥形状设置。

所述鼓包压缩型面前缘型线为类圆弧，鼓包压缩型面中间部位有一个较大的凸包，鼓包压缩型面的两侧接近于鼓包压缩型面前缘型线相切，较为平缓。

所述进气道唇口的中间段为曲率较大的类圆弧，进气道唇口的两侧为直线型侧板。

相对于现有技术，本发明技术方案取得的有益效果是：

本发明一方面利用弯曲激波理论实现针对全三维任意激波曲面的前体/进气道一体化设计，兼顾曲锥前体与鼓包压缩型面的综合性能；另一方面，具备传统超声速鼓包进气道的优点，独辟蹊径地以进气道唇口为输入条件指定激波形状，既能有效排移来流附面层又能大大降低飞行器的总体重量，提高飞行器的总体性能。

附图说明

图1为利用弯曲激波理论的曲锥前体求解示意图；

图2为全三维鼓包激波曲面及鼓包前缘型线求解示意图；

图3为利用弯曲激波理论的鼓包压缩型面求解示意图；

图4为基于曲锥前体的高超声速鼓包压缩型面总体结构示意图；

图5为基于曲锥前体的高超声速鼓包进气道正视示意图。

具体实施方式

为了使本发明所要解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚、明白，以下结合附图和实施例，对本发明做进一步详细说明。

如图1～4所示，基于曲锥前体的高超声速鼓包压缩型面反设计方法，包括以下步骤：

1、根据高超声速飞行器总体设计需求，指定全三维前体激波曲面1；所述全三维前体激波曲面1可采用椭圆锥或其他任意非轴对称形状设计，本实施例中指定全三维前体激波曲面1为椭圆曲锥面，三维前体激波曲面的中心线3与来流平行，如图1所示，由于全三维前体激波的非轴对称性，不同参考平面内前体激波曲线并不相同，同理，对应的参考平面内的曲锥前体压缩型线也不相同。

2、将全三维前体激波曲面1离散为一系列参考平面内的前体激波曲线，根据激波角、激波曲率以及来流参数，利用弯曲激波理论求解对应的流场以及曲锥前体压缩面；

具体地，本实施例仅以对称参考面为例介绍求解过程，如图1所示，根据对称参考平面内前体激波曲线4上离散点激波角、激波曲率以及来流参数，利用弯曲激波理论求解得到对称参考平面内的前体压缩型线5。将所有参考平面内的流场及前体压缩型线组合即可获得全三维流场及曲锥前体压缩面2。

弯曲激波理论控制方程如下所示：

其中p为压力，δ为流动角，μ为马赫角，ρ为密度，V为流向速度，w为周向速度，γ为比热比，j为判断因子，s为流线，l为特征线，φ为周向角度，P为沿流线压力的导数，D为气流角沿流线的导数，y为笛卡尔坐标系内纵坐标，a为当地声速。

3、以进气道唇口在设计平面内的投影11为输入条件，指定与之相匹配的全三维鼓包激波曲面6。所述全三维鼓包激波曲面6可指定为任意非轴对称形状，本实施例中指定激波曲面6为椭圆锥面。将全三维鼓包激波曲面6与步骤2中所得曲锥前体压缩面2相交，其相贯线即为鼓包压缩型面前缘型线7，如图2所示。

4、将全三维鼓包激波曲面6与鼓包压缩型面前缘型线7以参考平面的形式进行离散，利用弯曲激波理论进行求解，获得参考平面内的基准流场及鼓包压缩型线。将所有参考平面内的鼓包压缩型线进行组合即可获得基于曲锥前体一体化设计的鼓包压缩型面10，具体设计过程如图3所示；

本实施例以对称参考平面为例，简述鼓包压缩型线的求解过程。此时，对称参考平面内鼓包激波曲线8上的来流条件已为非均匀分布，激波前参数需要在全三维前体激波波后的流场中进行插值获得。根据对称参考平面内鼓包激波曲线8上离散点的激波角、激波曲率以及来流参数，利用弯曲激波理论求解得到对称参考平面内鼓包压缩型线9。弯曲激波理论的控制方程如步骤2所示，不再赘述。

如图5所示，一种基于曲锥前体的高超声速鼓包进气道，包括指定激波形状的曲锥前体压缩型面、基于曲锥前体一体化设计的鼓包与进气道唇罩；

所述曲锥前体压缩型面2呈类椭圆曲锥形状设置；

所述鼓包设有鼓包压缩型面10和鼓包压缩型面前缘型线7；所述鼓包压缩型面前缘型线7为类圆弧，鼓包压缩型面10中间部位有一个较大的凸包，鼓包压缩型面10的两侧接近于鼓包压缩型面前缘型线7相切，较为平缓；

所述进气道唇罩设有进气道唇口，进气道唇口在设计平面内的投影如图5中11所示；所述进气道唇口的中间段为曲率较大的类圆弧，进气道唇口的两侧为直线型侧板；

所述鼓包与进气道唇罩于鼓包压缩型面边缘处相连接；所述进气道唇口与鼓包压缩型面之间设有进气道横向溢流口，所述进气道横向溢流口的形状依据进气道反射激波确定，所述进气道唇口的形状与鼓包所产生的三维激波曲面在设计截面内相结合。

本发明一方面利用弯曲激波理论实现针对全三维任意激波曲面的前体/进气道一体化设计，兼顾曲锥前体与鼓包压缩型面的综合性能；另一方面，具备传统超声速鼓包进气道的优点，独辟蹊径地以进气道唇口为输入条件指定激波形状，既能有效排移来流附面层又能大大降低飞行器的总体重量，提高飞行器的总体性能。