高超声速飞行器前体与进气道多级耦合一体化构型的设计方法
【技术领域】：
[0001] 本发明涉及一种高超声速飞行器前体与进气道多级耦合一体化构型的设计方法， 属于航空系统设计领域。
【背景技术】：
[0002] 对于高超声速飞行器，前体作为压缩面对来流减速增压，对进气道的性能起到决 定性的作用。乘波体由于其优异的性能和对来流的压缩作用，是吸气式高超声速飞行器比 较理想的前体方案。要把乘波体推向工程实用，必须发展乘波机体-进气道-尾喷管的一体 化设计技术，阻碍乘波体进一步工程实用的技术障碍在于乘波体与进气道的一体化技术瓶 颈。
[0003] 多级压缩乘波体和Busemann进气道都能对来流进行减速增压，但两者压缩的原理 不同，因此各具有优缺点。多级压缩乘波体（吕侦军，王旭东，季卫栋，王江峰.三级压缩锥导 乘波体设计技术与实验分析[J].实验流体力学，2015，05:38-44.)是通过多道激波对来流 进行压缩的，压缩过程直接高效，并且在偏离设计状态依然具有优异的性能，对飞行条件的 改变不太敏感。但由于是通过激波压缩的，每经过一道激波都会造成一定的总压损失，压缩 级数越多，总压损失越大。而Busemann进气道(Ramasubramanian V，Starkey R，Lewis M.An Euler Numerical Study of Busemann and Quasi-Busemann Hypersonic Inlets at On-and Off-Design Speeds[J].AIAA 2008,2008,66.)是由一系列压缩马赫波和末端激波对 来流进行压缩，除了末端激波整个压缩过程都是等熵的，在压缩过程中总压保持不变。但等 熵压缩有一个缺点就是，压缩过程缓慢，导致Busemann进气道的长度较长，不适合于工程应 用。另外，Busemann进气道的波系结构异常复杂，飞行条件小的变化都会使Busemann进气道 偏离设计状态，在低马赫数条件下启动性能较差。
[0004] 因此提出一种结合多级压缩乘波体和Busemann进气道两者优点的新技术，获得适 合高超声速飞行器推进系统的前体进气道一体化布局，具有非常高的学术意义和工程实用 价值。
【发明内容】
：
[0005] 本发明的目的是结合现有多级压缩乘波前体良好的非设计状态启动性能与截断 Busemann进气道等熵压缩的特点，提出一种全新的高超声速飞行器前体与进气道多级親合 一体化构型的设计方法，能够生成任意飞行高度和马赫数下给定前缘曲线和激波曲线的前 体进气道一体化乘波构型，为高超声速飞行器前体进气道一体化布局设计提供新的技术途 径。
[0006] 本发明采用如下技术方案:一种高超声速飞行器前体与进气道多级耦合一体化构 型的设计方法，其包括如下步骤：
[0007] 步骤1、给定进气道捕获曲线和流动捕获曲线，按照吻切锥方法将三维问题转化为 二阶精度内二维问题，即在每个吻切面内对前缘点进行流线追踪；
[0008]步骤2、对多级压缩乘波前体部分进行流线追踪，所得流线即为多级压缩乘波前体 压缩面；
[0009]步骤3、构造截断Busemann内锥形基准流场并进行流线追踪，流线在乘波前体最后 一级基准流场中进行追踪直至截断Busemann进气道第一道马赫波处，该马赫波压缩角与 Busemann内锥形基准流场迭代终止角为补角关系，而迭代终止角必须小于流场Tay Ior-Maccoll方程奇点角，否则修改一体化构型最后一级压缩角并重复步骤2-3直至满足一体化 耦合条件，步骤3需要反复迭代直至满足Busemann内锥形基准流场迭代终止角处流场参数 与截断Busemann进气道第一道马赫波前流场马赫数与迎角相同，以及迭代起始角处入口进 气道唇口反射激波后流场方向水平，在该Busemann内锥形基准流场中继续进行流线追踪获 得截断Busemann进气道压缩面；
[0010] 步骤4、把每个吻切面内追踪得到的流线进行三维拟合，最终生成多级压缩乘波前 体与截断Busemann进气道一体化親合构型。
[0011] 进一步地，步骤2具体包括：
[0012] 步骤2-1、构造第一级基准流场并进行流线追踪，一级压缩基准流场可以用零攻角 圆锥绕流基准流场来构造，流场通过Tay Ior-Maccoll方程求解，来流经过一级压缩马赫波 压缩后在零攻角圆锥绕流基准流场中进行追踪直至到达二级压缩马赫波位置；
[0013] 步骤2-2、构造第二级基准流场并进行流线追踪，流线在零攻角圆锥绕流基准流场 中追踪到二级压缩马赫波位置时，二级激波前流场参数有一定迎角，此时需将二级带倾角 圆锥基准流场轴线绕锥点旋转相应角度使与二级压缩马赫波前来流方向平行，气流经过二 级压缩马赫波压缩后继续在二级带倾角圆锥绕流基准流场中进行流线追踪；
[0014] 步骤2-3、超过二级以上的基准流场构造方法与二级方法相同，且前体的最后一级 压缩面为与截断Busemann进气道结合的親合连接过渡段，气流经过激波压缩后继续在其基 准流场中进行流线追踪，直至截断Busemann进气道第一道马赫波压缩角处位置，若多级压 缩乘波前体只有两级，则该步骤与步骤2-2相同。
[0015] 进一步地，前体进气道一体化构型几何设计参数包括:进气道捕获曲线和流动捕 获曲线，以流动捕获曲线在对称面交点为坐标原点，其中流动捕获曲线包括直线段和曲线 段，直线段方程形式为:〇 < M Lu，y = 〇,曲线段方程形式为:x 2 Lu，y = B(x-Lu)m;进气道捕 获曲线包括直线段和曲线段，直线段方程形式为:< X < Ls，y = -H，曲线段方程形式为:X 2 Ls，y = -H+A(x-Ls)n，流动捕获曲线与进气道捕获曲线交点坐标为(乂。。」，￥。。」），流动捕获曲线 和进气道捕获曲线交点在y方向相对位置比率为s，整个进气道高度为H，满足I Yccu I =SH。
[0016] 进一步地，每个吻切面内多级压缩乘波前体基准流场设计参数如下：每级基准流 场锥形激波前来流相对于基准流场对称轴平行，因此旋转每级基准流场使轴线偏角心^与 来流偏角a str相等，SPaaxis = astr，通过斜激波关系式求得每级压缩激波后参数作为每级基 准流场初始条件，每级基准流场求解方程为无量纲Taylor-Maccoll方程，方程形式为
[0017]
[0018] 其牛
，θ为基准流场迭代角（大小 为与流场轴线的夹角），νθ为周向速度分量，Vr为径向速度分量，星号为无量纲量，a为声速，M 为马赫数，角标~表示为来流参数，根据流函数公式，流动捕获曲线离散点在每级基准流场 中进行流线追踪，所得流线为多级压缩乘波前体部分压缩面。
[0019] 进一步地，每个吻切面内Busemann内锥形基准流场设计参数如下：截断Busemann 进气道为一体化构型最后一级压缩段，因此其基准流场迭代终止角Send必须与一体化构型 最后一级压缩角汍满足补角关系，即0end= 180° ，基准流场来流马赫数为Mbl时，Taylor-
Macco 11方程在奇点角0sp = 180°-arcsin(Ι/Mbi)处流场参数有拐点，为解决截断Busemann 进气道与多级压缩乘波前体一体化親合奇点问题，Busemann内锥形基准流场迭代终止角 Θ end必须小于奇点角Θsp，Bus emann内锥形基准流场来流偏角为astr时，必须使Θ end < 180° -arcs in (1/Mbi)_astr，Busemann内锥形基准流场求解方程为量纲Tay lor-Macco 11方程，方程 形式为
[0020]
[0021]
I为基准流场迭代角，Ve为周向速度分量，Vr为径向速度分量，双星号为无量 纲量，a为声速，To为来流总温，γ为气体比热比，R为气体常数。
[0022]本发明具有如下有益效果:技术层面上解决了 Busemann进气道与多级压缩乘波前 体親合过程中Tay I or-Macco 11流动奇点问题的干扰;与现有多级压缩乘波前体设计技术相 比，本发明的多级耦合技术方法显著提升了传统多级压缩乘波前体的升阻比与进气道入口 的总压恢复系数;提升了进气道低速启动性能;提升了进气道高超防堵塞性能。
【附图说明】：
[0023]图1为单个吻切面内多级压缩乘波前体与截断Busemann进气道親合构型示意图。 [0024]图2为流动捕获曲线与进气道捕获曲线示意图。
[0025] 图3为多级压缩乘波前体各级基准流场示意图。
[0026] 图4为截断Busemann进气道基准流场示意图。
[0027]图5为多级压缩乘波前体与截断Busemann进气道耦合构型三维图。
[0028]图6为本发明所述方法生成一体化构型与