一种内压缩段无流动分离的超音速混压进气道及其设计方法

技术领域

本申请涉及航空航天技术领域，尤其涉及一种内压缩段无流动分离的超音速混压进气道及其设计方法。

背景技术

超音速导弹主要采用冲压发动机作为动力，冲压发动机是一种依靠高速迎面空气的减速增压作用进行工作的空气喷气发动机，而空气压力的提高是靠进气道对高速气流的减速增压获得的，故进气道性能对冲压发动机以及整个导弹性能具有重要影响。因此，超音速进气道设计得好与坏，直接关系到能否供给冲压发动机足够的空气，进而影响冲压发动机的燃烧室的燃烧效率及冲压发动机总体性能。以高性能的冲压发动机为动力装置的现代战术导弹，一般多采用二元进气道，在外压、内压和混压3种基本压缩方式中，混压进气道能够同时缓解单纯外压进气道外阻较大和单纯内压进气道起动较难两大缺点，可获得较好的综合性能。

混压进气道的多波系设计一般按着等强度激波设计波系，然而按着等强度激波设计的混压进气道内压缩段容易出现流动分离。其形成机理是进气道唇口入射斜激波对中心体壁面边界层干扰，引起边界层内部的局部逆压强梯度远远超过了其分离极限，导致边界层在进气道有限宽度通道内出现了明显的分离，从而使得气流形成压缩-膨胀-再压缩的流动过程，流动损失较大，对进气道性能产生明显的负面影响，严重时甚至会破坏整个进气道的流场，造成高马赫数下进气道的不起动。

目前，消除附面层分离的方法有在压缩段开孔进行附面层抽吸和对进气道唇口采用变几何方案进行改进，如对唇口进行转动和伸缩等方案设计。但是上述主动式设计方案会使二元混压进气道结构复杂化，同时会增加飞行器重量，还会引起连接、密封、冷却、控制相关问题，降低了进气道的可靠性。

因此，如何通过简单易实现的结构方案来消除混压进气道内压缩段流动分离，是本领域技术人员目前急需解决的技术问题。

发明内容

本申请提供了一种内压缩段无流动分离的超音速混压进气道及其设计方法，以通过简单易实现的结构方案来消除混压进气道内压缩段流动分离，提高总压恢复系数，提高进气道工作性能。

为解决上述技术问题，本申请提供如下技术方案：

一种内压缩段无流动分离的超音速混压进气道，包括：来流气流依次经过的外压缩段第一楔面、外压缩段第二楔面、内压缩段第一楔面、内压缩段第二楔面、喉道等直段和亚声速扩压段；其中，来流气流经过外压缩段第一楔面角形成第一道斜激波，经过外压缩段第二楔面角形成第二道斜激波，经过内压缩段第一楔面角形成第三道斜激波，经过内压缩段第二楔面角形成第四道斜激波，在喉道等直段的入口处形成一道正激波；第三道斜激波与第四道斜激波的交汇点位于进气道中心体内部；内压缩段第一楔面角为5°～8°，并且内压缩段第二楔面为水平楔面。

如上所述的内压缩段无流动分离的超音速混压进气道，其中，优选的是，内压缩段第一楔面角为7°。

如上所述的内压缩段无流动分离的超音速混压进气道，其中，优选的是，内压缩段第二楔面角为15.83°。

如上所述的内压缩段无流动分离的超音速混压进气道，其中，优选的是，外压缩段第一楔面角为10.4°，外压缩段第二楔面角为12.43°，喉道收缩比为0.9353。

一种内压缩段无流动分离的超音速混压进气道的设计方法，包括如下步骤：步骤S310、为超音速混压进气道的已知设计参数赋值；步骤S320、依据被赋值的已知设计参数，根据Oswat i tsch等强度激波理论，设计超音速混压进气道的压缩波系，根据被赋值的已知设计参数和压缩波系设计超音速混压进气道的喉道，并且以总的总压恢复系数最大为目标进行迭代，寻找总的总压恢复系数最大的超音速混压进气道作为原型方案；步骤S330、保留超音速混压进气道原型方案中的外压缩段第一楔面角和外压缩段第二楔面角；步骤S340、在内压缩段唇口处设置内压缩段第一楔面角为预设角度的内压缩段第一压缩面；步骤S350、取水平楔面作为内压缩段第二楔面，内压缩段第二楔面对应气流折转角是内压缩段第二楔面角；步骤S360、设置内压缩段第一道斜激波和内压缩段第二道斜激波的交汇点位于进气道中心体内部。

如上所述的内压缩段无流动分离的超音速混压进气道的设计方法，其中，优选的是，还包括如下步骤：步骤S370、内压缩段中心体型面用两段斜平面连接，以保持内压缩段的面积是逐渐收缩的；步骤S380、喉道等直段长度取4～8倍的喉道高度；步骤S390、亚声速扩压段选择等压力梯度扩压型面。

如上所述的内压缩段无流动分离的超音速混压进气道的设计方法，其中，优选的是，步骤S320包括如下子步骤：根据已知的设计马赫，初步选取一个与设计马赫对应的第一道斜激波的激波角；由设计马赫、第一道斜激波的激波角和比热比，得到第一道斜激波的总压恢复系数以及第一道斜激波的波后马赫；将前一道斜激波的波后马赫作为后一道斜激波的波前马赫，依据Oswat i tsch等强度激波理论，计算得到后一道斜激波的激波角；依据每道斜激波的波前马赫和每道斜激波的激波角，计算得到每道斜激波对应的各级楔面角；在得到各级楔面角后，完成了超音速混压进气道的压缩波系的设计。

如上所述的内压缩段无流动分离的超音速混压进气道的设计方法，其中，优选的是，步骤S320还包括如下子步骤：以超音速混压进气道的压缩波系的外压缩段最后一道斜激波的波后马赫作为内压缩段第一道斜激波的进口马赫，按Kantrowi tz极限内收缩比计算喉道收缩比；依据喉道收缩比、内压缩段第一道斜激波的进口马赫在喉道的气动流量函数、喉道放大系数，计算在喉道的气动流量函数；依据喉道马赫与在喉道的气动流量函数的关系，计算得到喉道马赫；依据喉道马赫，计算喉道正激波的总压恢复系数；依据第一道斜激波的总压恢复系数、总波系数、喉道正激波的总压恢复系数，得到总的总压恢复系数；不断迭代第一激波角，直到总的总压恢复系数达到最大，则迭代停止，得到最佳状态下的各级楔面角以及喉道收缩比，从而得到超音速混压进气道作为原型方案。

如上所述的内压缩段无流动分离的超音速混压进气道的设计方法，其中，优选的是，原型方案中进气道的总波系数为4、外压缩段斜激波数为2、内压缩段斜激波数为1、结尾正激波数为1。

如上所述的内压缩段无流动分离的超音速混压进气道的设计方法，其中，优选的是，步骤S340至步骤S360设计的内压缩段形成的内压缩段斜激波数为2。

相对上述背景技术，本申请中的内压缩段无流动分离的超音速混压进气道能够消除内压缩段流动分离，提高总压恢复系数，并且该进气道构型结构简单，易于实现；本申请中的内压缩段无流动分离的超音速混压进气道的内压缩段既可以实现内压缩，又兼顾气流转弯变成水平方向流动；另外，本申请的方法用于确定进气道几何构型的方法，可以推广到任意混压进气道几何构型的确定，参数确定方法简单，易扩展。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明中记载的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是内压缩段无流动分离的超音速混压进气道的示意图；

图2是内压缩段有流动分离的超音速混压进气道的示意图；

图3是内压缩段无流动分离的超音速混压进气道的设计方法的流程图；

图4是内压缩段有流动分离的超音速混压进气道的流场示意图；

图5是内压缩段无流动分离的超音速混压进气道的流场示意图。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本发明，而不能解释为对本发明的限制。

如图1所示，本申请提供了一种内压缩段无流动分离的超音速混压进气道，包括：来流气流依次经过的外压缩段第一楔面11、外压缩段第二楔面12、内压缩段第一楔面13、内压缩段第二楔面14、喉道等直段15和亚声速扩压段16。

其中，来流气流经过外压缩段第一楔面角113形成第一道斜激波17，经过外压缩段第二楔面角114形成第二道斜激波18，经过内压缩段第一楔面角115形成第三道斜激波19，经过内压缩段第二楔面角116形成第四道斜激波110，在喉道等直段15的入口处形成一道正激波111；第三道斜激波19与第四道斜激波110的交汇点112位于进气道中心体内部。

另外，内压缩段第一楔面角115为5°～8°，优选内压缩段第一楔面角115为7°，并且内压缩段第二楔面14为水平楔面。

本申请通过在内压缩段的唇口处预置一道折转角(内压缩段第一楔面角115)形成小的内压缩段第一楔面13，可以在内压缩段产生两级弱压缩斜激波(第三道斜激波19与第四道斜激波110)，以消除流动分离；并且通过水平的内压缩段第二楔面14减弱斜激波对边界层的干扰，同时实现把气流调成水平方向；另外还通过将第三道斜激波19和第四道斜激波110的交汇点设置在进气道中心体内部，从而避免了两道斜激波同时相交于进气道中心体的壁面，进一步减弱斜激波对边界层的干扰，消除流动分离。

相比原型方案中的进气道构型(如图2所示)，原型方案中的进气道包括：外压缩段第一楔面21、外压缩段第二楔面22、内压缩段第一楔面23、喉道等直段24和亚声速扩压段25；来流气流经过外压缩段第一楔面角210形成第一道斜激波26，经过外压缩段第二楔面角211形成第二道斜激波27，经过内压缩段第一楔面角212形成第三道斜激波28，在喉道等直段24入口处形成一道正激波29。本申请进气道的外压缩段、喉道等直段、亚声速扩压段与原型方案中的进气道构型保持一致，仅内压缩段有明显变化，原型方案中的进气道构型的内压缩段第一楔面角212为15°，而申请进气道的内压缩段第一楔面角115为7°，内压缩段第二楔面角116为15.83°，内压缩段第二楔面14为水平楔面，因此本申请通过简单易实现的结构方案就可以消除混压进气道内压缩段流动分离。

在上述基础上，本申请中的外压缩段第一楔面角113为10.4°，外压缩段第二楔面角114为12.43°，内压缩段第一楔面角115为7°，内压缩段第二楔面角116为15.83°，喉道收缩比为0.9353。

如图3所示，本申请还提供了一种内压缩段无流动分离的超音速混压进气道的设计方法，包括如下步骤：

步骤S310、为超音速混压进气道的已知设计参数赋值；

超音速混压进气道的已知设计参数包括：设计马赫、起动马赫、总波系数和外压缩段斜激波数；其中设计马赫为3.5、起动马赫为2.5、总波系数为4、外压缩段斜激波数为2。

步骤S320、依据被赋值的已知设计参数，根据Oswat itsch等强度激波理论，设计超音速混压进气道的压缩波系，根据被赋值的已知设计参数和压缩波系设计超音速混压进气道的喉道，并且以总的总压恢复系数最大为目标进行迭代，寻找总的总压恢复系数最大的超音速混压进气道作为原型方案；

根据已知的设计马赫Ma

由设计马赫Ma

第一道斜激波的总压恢复系数σ

第一道斜激波的波后马赫Ma

在得到前一道斜激波的波后马赫后，将前一道斜激波的波后马赫作为后一道斜激波的波前马赫，下面依据Oswat itsch等强度激波理论，计算得到后一道斜激波的激波角，从而不断重复根据公式(2)可得到Ma

Ma

其中，β

依据每道斜激波的波前马赫和每道斜激波的激波角，计算得到每道斜激波的波后气流折转角(即各道斜激波对应的各级楔面角)，具体计算公式(4)如下：

其中，δ

在得到各道斜激波对应的各级楔面角(外压缩段第一楔面角、外压缩段第二楔面角、内压缩段第一楔面角)后，就完成了超音速混压进气道的压缩波系的设计，接下来根据压缩波系设计超音速混压进气道的喉道。

具体的，以外压缩段最后一道斜激波的波后马赫作为内压缩段第一道斜激波的进口马赫，按Kantrowitz极限内收缩比公式计算喉道收缩比，具体计算公式(5)如下：

其中，

下一步，依据喉道收缩比

下一步，列出喉道马赫Ma

将公式(6)的在喉道的气动流量函数q(Ma

下一步，依据喉道马赫Ma

再依据第一道斜激波的总压恢复系数σ

不断迭代第一激波角β

步骤S330、保留超音速混压进气道原型方案中的外压缩段第一楔面角和外压缩段第二楔面角；

在得到最佳状态下的超音速混压进气道的原型方案后，舍弃内压缩段第一楔面角和喉道收缩比，保留外压缩段斜激波设计参数，即：外压缩段第一楔面角、外压缩段第二楔面角，作为本申请设计方案的外压缩段斜激波设计参数。

步骤S340、在内压缩段唇口处设置内压缩段第一楔面角为预设角度的内压缩段第一楔面；

在内压缩段唇口处设置的初始气流折转角为内压缩段第一楔面角，内压缩段第一楔面角一般为5°～8°，优选内压缩段第一楔面角为7°，如表1所示。通过内压缩段第一楔面角以及对应的内压缩段第一楔面对经过此处的气流进行预压缩。

步骤S350、取水平楔面作为内压缩段第二楔面，内压缩段第二楔面对应气流折转角是内压缩段第二楔面角；

在本申请中取水平楔面作为内压缩段第二楔面，内压缩段第二楔面对应气流折转角是内压缩段第二楔面角，通过内压缩段第二楔面从而减弱斜激波对边界层的干扰，同时实现把气流调成水平方向。

步骤S360、设置内压缩段第一道斜激波和内压缩段第二道斜激波的交汇点位于进气道中心体内部；

来流气流经过内压缩段第一楔面角形成内压缩第一道斜激波，来流气流经过内压缩段第二楔面角形成内压缩第二道斜激波，本申请中将第一道斜激波和第二道斜激波的交汇点设置在进气道中心体内部，从而避免两道斜激波同时相交于进气道中心体的壁面引起逆压梯度陡增而导致流动分离，进而减弱斜激波对边界层的干扰，消除流动分离。

步骤S370、内压缩段中心体型面用两段斜平面连接，以保持内压缩段的面积是逐渐收缩的；

步骤S380、喉道等直段长度取4～8倍的喉道高度；

步骤S390、亚声速扩压段选择等压力梯度扩压型面。

本申请的上述方法(步骤S310-步骤S390)以计算机软件的方式实施，也就是本申请的设计方法，例如其中的迭代等均是通过运行在计算机上的计算机软件实现的。

表1为本申请方案与原型方案进气道设计参数对比

如表2所示，原型方案中进气道和本申请方案中进气道在出口反压相同的前提下，本申请方案中进气道的总压恢复系数得到了进一步提高，提高百分比为1.35％。，一般而言，总压恢复系数增加1％，发动机的推力增加大于1％，故总压恢复系数的提高是极为重要的。

表2为本申请方案中进气道与原型方案中进气道总压恢复系数对比

如图4和图5所示，对内压缩段有流动分离的超音速混压进气道(图2所示)和内压缩段无流动分离的超音速混压进气道(图1所示)进行CFD验证，即：使用CFD软件对进气道内的流场进行数值模拟，由图4可知，原型方案中进气道内压缩段存在一个局部分离区41，在分离放大区42中可以清晰观察到此分离区，而由图5可知，本申请方案中进气道在内压缩段无分离，流场品质明显高于原始进气道，因此本申请的内压缩段无流动分离的超音速混压进气道能够消除内压缩段流动分离，提高总压恢复系数，并且该进气道构型结构简单，易于实现。

并且，本申请方案的内压缩段既可以实现内压缩，又兼顾气流转弯变成水平方向流动；另外，本申请的方法用于确定进气道几何构型的方法，可以推广到任意混压进气道几何构型的确定，参数确定方法简单，易扩展。

对于本领域技术人员而言，显然本发明不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本发明的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本发明。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本发明的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本发明内。不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。

此外，应当理解，虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施例中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。