专利名称：超声速进气道及其壁面确定方法
技术领域：
本发明涉及空气动力学领域，具体而言，涉及一种超声速进气道及壁面确定方法。
背景技术：
超声速进气道是吸气式超声速推进系统关键部件之一，主要任务是高效地向燃烧室提供一定压力、温度、速度和流量的空气，是整个推进系统能够产生足够推力，满足飞行器的需求。进气道内部流场参数分布直接决定了进气道的启动性能、抗反压能力和出口气流的均匀度，进而影响发动机和飞行器的整体性能。现有的超声速进气道设计方法有很多种，其中最典型的是专著《飞机内流空气动力学》论述的一种多波系的进气道设计方法，其步骤如下(I)根据设计点的选择和设计要求，确定前体激波数目；(2)根据总压恢复系数的要求，确定外罩内唇角；(3)根据内压缩型面要求，确定前体各级压缩面的角度；(4)根据流量系数要求，确定压缩面相对于唇口的位置；(5)进行三维设计。这样得到的进气道的入口截面流场参数、内压缩段中心线流场参数和出口流场参数直接决定了进气道的启动性能、抗反压能力和出口气流的均匀度。现有技术大都采用控制壁面坐标或壁面流动参数的方法设计进气道型面间接确定，因此是被动的设计参数，难以直接有效地提高进气道各个方面的性能。
发明内容
本发明旨在提供一种适用于非均匀来流、入口流场参数和内压缩中心线可控的超声速进气道及其壁面确定方法。为了实现上述目的，根据本发明的一个方面，提供了一种超声速进气道的壁面确定方法，包括根据前体长度和捕获高度，确定超声速进气道的前体激波曲线；根据飞行条件和前体激波曲线的形状，采用特征线法，确定超声速进气道的前体壁面曲线和波后流场，其中，前体壁面曲线的一端为前体激波曲线的第一端点；根据超声速进气道设计结构的几何约束，采用特征线法，确定超声速进气道的下游壁面曲线，其中，下游壁面曲线的第一端点为前体壁面曲线的远离前体激波曲线的端点；根据超声速进气道设计结构的几何约束，利用特征线法，确定超声速进气道的相对应的上下壁面曲线，其中，上下壁面曲线中的上壁面曲线的一端为前体激波曲线的远离前体壁面曲线的端点，下壁面曲线的一端为下游壁面曲线的第二端点；根据上壁面曲线确定超声速进气道的上壁面；根据前体壁面曲线、下游壁面曲线以及下壁面曲线确定超声速进气道的下壁面。进一步地，确定前体壁面曲线和波后流场之后，根据超声速进气道设计结构的几何约束，采用特征线法，确定超声速进气道的下游壁面曲线的步骤包括根据外收缩比，确定超声速进气道内压缩入口截面所在射线，其中，射线的端点为前体激波曲线的远离前体壁面曲线的端点。进一步地，确定射线之后，根据超声速进气道设计结构的几何约束，采用特征线法，确定超声速进气道的下游壁面曲线的步骤还包括根据超声速进气道的启动性能要求，设定射线上的流场参数分布。进一步地，确定射线上的流场参数分布之后，根据超声速进气道设计结构的几何约束，采用特征线法，确定超声速进气道的下游壁面曲线的步骤还包括从前体壁面曲线的远离前体壁面曲线的端点，沿接近射线的方向设定一段下游壁面曲线，并确定该段下游壁面曲线的另一端点；使该段下游壁面曲线初始方向角等于激波曲线的方向角；采用特征线法，确定从该段下游壁面曲线的另一端点发出的左行特征线以及该左行特征线与射线的交点，使该交点满足射线上的流场参数分布；若该交点的流场参数压缩不够，则增加初始方向角，否则减小初始方向角，直至达到所需要的精度。进一步地，确定左行特征线之后，根据超声速进气道设计结构的几何约束，采用特征线法，确定超声速进气道的下游壁面曲线的步骤还包括将左行特征线作为新的边界，再向接近射线的方向设定一段下游壁面曲线，并使该段下游壁面曲线的初始方向角等于前一段下游壁面曲线的流动方向角；利用特征线法，确定从该段下游壁面曲线的自由端点发出的新的左行特征线以及该新的左行特征线与射线的交点，使该交点的满足射线上的流场参数分布；若该交点的流场参数压缩不够，则增加该段下游壁面曲线的流动方向角，否则减小该段下游壁面曲线的流动方向角，直至达到所需要的精度；重复上一过程，获得新的一段下游壁面曲线，直至下游壁面曲线与射线相交，完成下壁面曲线的确定。进一步地，确定下游壁面曲线之后，根据超声速进气道设计结构的几何约束，利用特征线法，确定超声速的相对应的上下壁面曲线的步骤包括将下游壁面曲线的第二端点和射线顶点所确定的特征线上的流场参数分布作为入口边界的流场参数分布，采用特征线法，确定该入口边界的影响域。进一步地，确定入口边界的影响域之后，根据超声速进气道设计结构的几何约束，利用特征线法，确定超声速的相对应的上下壁面曲线的步骤还包括根据内压缩几何约束，确定流场中心线，并设定该流场中心线上相应的马赫数分布，其中，流场中心线的一端点与入口边界的影响域的远离入口边界的点重合。进一步地，确定流场中心线之后，根据超声速进气道设计结构的几何约束，利用特征线法，确定超声速的相对应的上下壁面曲线的步骤还包括根据流场中心线上的马赫数分布以及入口边界的影响域，利用特征线法，确定超声速进气道的相对应的上下壁面曲线。进一步地，特征线法包括预估步和校正步，校正步根据预估步的结果进行校正。根据本发明的另一方面，提供了一种超声速进气道，该超声速进气道的壁面由上述的超声速进气道的壁面确定方法确定。根据本发明的再一方面，提供了一种超声速进气道，该超声速进气道包括上壁面、下壁面以及连接在上壁面和下壁面之间的侧壁面，上壁面由上壁面曲线确定，下壁面由前体壁面曲线、下游壁面曲线以及下壁面曲线确定；上壁面曲线、下游壁面曲线以及下壁面曲线均由超声速进气道的几何约束利用特征线法确定；前体壁面曲线根据飞行条件和前体激波曲线的形状采用特征线法确定。
应用本发明的技术方案，超声速进气道的壁面确定方法包括根据前体长度和捕获高度，确定超声速进气道的前体激波曲线；根据飞行条件和前体激波曲线的形状，采用特征线法，确定超声速进气道的前体壁面曲线和波后流场，其中，前体壁面曲线的一端为前体激波曲线的第一端点；根据超声速进气道设计结构的几何约束，采用特征线法，确定超声速进气道的下游壁面曲线，其中，下游壁面曲线的第一端点为前体壁面曲线的远离前体激波曲线的端点；根据超声速进气道设计结构的几何约束，利用特征线法，确定超声速的相对应的上下壁面曲线，其中，上下壁面曲线中的上壁面曲线的一端为前体激波曲线的远离前体壁面曲线的端点，下壁面曲线的一端为下游壁面曲线的第二端点；上壁面曲线确定超声速进气道的上壁面；前体壁面曲线、下游壁面曲线以及下壁面曲线确定超声速进气道的下壁面。根据本发明的设计方法确定的超声速进气道，适用于非均匀来流，进气道的入口参数可控，有利于提高与其对接的发动机性能，与此同时，超声速进气道的内压缩中心流线的参数可控，有利于提高其抗反压的能力。
构成本发明的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中图1示出了根据本发明的超声速进气道及其壁面确定方法形成的前体激波曲线的不意图；图2示出了根据本发明的超声速进气道及其壁面确定方法形成的前体壁面曲线及波后流场的不意图；图3示出了根据本发明的超声速进气道及其壁面确定方法形成的内压缩入口截面所在的射线的示意图；图4示出了根据本发明的超声速进气道及其壁面确定方法形成的下游壁面曲线的初始段的示意图；图5示出了根据本发明的超声速进气道及其壁面确定方法形成的下游壁面曲线的根据初始段进一步确定的下游壁面曲线的示意图；图6示出了根据本发明的超声速进气道及其壁面确定方法形成的整个下游壁面曲线的示意图；图7示出了根据本发明的超声速进气道及其壁面确定方法形成的入口边界的影响域的示意图；图8示出了根据本发明的超声速进气道及其壁面确定方法形成的流场中心线的示意图；图9示出了根据本发明的超声速进气道及其壁面确定方法形成的上下壁面曲线的不意图；图10示出了根据本发明的超声速进气道及其壁面确定方法形成的另一上下壁面曲线的示意图；以及图11示出了根据本发明的超声速进气道及其壁面确定方法的特征线方程的求解过程的示意图。
具体实施例方式下文中将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。本发明中，超声速段的马赫数大于1. 2，亚声速段的马赫数小于0. 8，跨声速段的马赫数介于0.8至1. 2之间。根据本发明的实施例，超声速进气道的壁面通过以下方法确定。如图1所示，首先根据超声速进气道的前体长度和捕获高度要求，设定前体激波曲线1-2，该前体激波曲线1-2可直可弯，以达到特定的压缩目的，其中，前体长度指在气流坐标系下进气道前缘点距唇口 X方向距离。捕获高度指在气流坐标系下进气道前缘点距唇口 y方向距离。如图2所示，确定前体激波曲线1-2之后，根据飞行条件即飞行的马赫数、高度以及前体激波曲线1-2的形状，确定前体壁面曲线1-3，其中，前体壁面曲线1-3和前体激波曲线1-2相交于点1，然后再根据已确定的前体激波曲线1-2和前体壁面曲线1-3，利用特征线法确定波后流场1-2-3。如图3所示，确定前体壁面曲线1-2和波后流场1-2-3之后，根据外收缩比，即捕获高度与内流道入口高度的比值，确定超声速进气道内压缩入口截面所在射线C，其中，射线的端点为前体激波曲线1-2的远离前体壁面曲线1-3的端点2。确定射线C之后，根据超声速进气道的启动性能要求，设定射线C上的流场参数分布。如图4所示，确定射线C上的流动参数分布之后，从前体壁面曲线1-2的远离前体激波曲线1-3的端点3，沿接近射线C的方向设定一段下游壁面曲线3-3A，并确定该段下游壁面曲线3-3A的另一端点3A，使其距离为A，同时使初始方向角等于激波曲线的方向角，即a = Ci13，由此采用特征线法，确定从该段下游壁面曲线3-3A的端点3A发出的左行特征线3A-2A与射线C的交点2A，使该交点2A满足射线C上的流场参数分布，若该交点2A的流场参数压缩不够，则增加方向角，否则减小方向角，直至达到所需要的精度。如图5所示，确定左行特征线3A-2A之后，以左行特征线3A-2A为新的边界，再向接近射线的方向设定一端下游壁面曲线3A-3B，并使其初始方向角等于前一段下游壁面曲线3-3A的方向角，利用特征线法，确定从该段下游壁面曲线3A-3B的自由端点3B发出的新的左行特征线3B-2B与射线C的交点2B，使该交点2B的满足射线C上的流场参数分布，若该交点2B的流场参数压缩不够，则增加方向角，否则减小方向角，直至达到所需要的精度。如图6所示，以3B-2B为新的边界，依次重复上述过程，直至下游壁面曲线与射线C相交，完成下避免曲线的确定。其中，下游壁面曲线3-4与射线C最终相较于点4。如图7所示，确定下游壁面曲线3-4之后，根据下游壁面曲线3-4的第二端点4与射线C的交点4和射线C顶点2所确定的特征线上的流场参数分布，即入口边界2-4的流场参数分布，采用特征线法，确定该入口边界的影响域2-4-5。如图8所示，确定入口边界的影响域2-4-5之后，根据内压缩几何约束，例如内压缩的长度、高度等，确定流场中心线5-6，并设定流场中心线5-6上相应的马赫数分布，其中，流场中心线5-6的端点5与入口边界2-4的影响域2-4-5的远离入口边解的点5重合。如图9所示，确定中心流线5-6之后，根据中心流线5-6上的马赫数分布以及入口边界的影响域2-4-5，利用特征线法，确定超声速的相对应的上下壁面曲线，即2-7和4-8。其中，所述上下壁面曲线中的上壁面曲线2-7的一端为前体激波曲线1-2的远离前体壁面曲线1-3的端点2，下壁面曲线4-8的一端为下游壁面曲线3-4的第二端点4。上壁面曲线2-7确定超声速进气道的上壁面；前体壁面曲线1-3、下游壁面曲线3-4以及下壁面曲线4-8确定超声速进气道的下壁面。此处的上下只是针对设计出来的超声速分流流道而言，并不对其使用形成限制，即此处的上下并不代表实际使用中的上下方位。如图10所示，改变内压缩几何约束，重新确定中心流线5-6’，进而确定新的上下壁面曲线2-7’和4-8’，获得其他压缩结构的超声速进气道，以对接不同的发动机。其中利用特征线法对壁面曲线求解的过程如下假设已知曲线上的两点(X1, r1； M1, Q1,), (x2, r2, M2, 0 2),需要求解第三点(x3,r3, M3, 0 3)时，可利用图11所示的过程进行求解。 在求解过程中，首先根据预估步对第三点进行求解，然后对求解值进行校正，获得校正之后的第二点的坐标、马赫数和流动方向角。预估步包括先求解(x3,r3),u j = sirT1 (1/M)u 2 = sirT1 (I/M2)h: = tan [h2 = tan [ 9 2- u 2]根据差分方程有T^r1 = Ii1 (X3-X1)r3~r2 = h2 (X3-X2)两式相减可得T1-T2 = {h2-hj XfXih1-X2Ii2求得第三点的坐标
^ - ri)-1XA - X2hl)
X-, 一 -彳"- h'
A = ^(X3 - X1) + T1⑴下面求解相容性关系式令
_] & = 1 ~)L /9 ~
1 + (f - lj/V/f/2 M1g2 = ^ ~1^——-
2 I + (/ - l)A/； 2 M2 _tan O/; - r'1 ( (A,/:-1)1/2 tan沒+ I /I
r _ ^tan <9r' -r..,: = d 777~r-.,
[M^ -1j tanO -1 1I
则有
权利要求
1.一种超声速进气道的壁面确定方法，其特征在于，包括根据前体长度和捕获高度，确定所述超声速进气道的前体激波曲线；根据飞行条件和所述前体激波曲线的形状，采用特征线法，确定所述超声速进气道的前体壁面曲线和波后流场，其中，所述前体壁面曲线的一端为所述前体激波曲线的第一端占.根据超声速进气道设计结构的几何约束，采用所述特征线法，确定所述超声速进气道的下游壁面曲线，其中，所述下游壁面曲线的第一端点为所述前体壁面曲线的远离所述前体激波曲线的端点；根据所述超声速进气道设计结构的几何约束，利用特征线法，确定所述超声速进气道的相对应的上下壁面曲线，其中，所述上下壁面曲线中的上壁面曲线的一端为所述前体激波曲线的远离所述前体壁面曲线的端点，下壁面曲线的一端为所述下游壁面曲线的第二端占.根据所述上壁面曲线确定所述超声速进气道的上壁面；根据所述前体壁面曲线、下游壁面曲线以及下壁面曲线确定所述超声速进气道的下壁面。
2.根据权利要求1所述的超声速进气道的壁面确定方法，其特征在于，确定所述前体壁面曲线和波后流场之后，所述根据所述超声速进气道设计结构的几何约束，采用所述特征线法，确定所述超声速进气道的下游壁面曲线的步骤包括根据外收缩比，确定所述超声速进气道内压缩入口截面所在射线，其中，所述射线的端点为所述前体激波曲线的远离所述前体壁面曲线的端点。
3.根据权利要求2所述的超声速进气道的壁面确定方法，其特征在于，确定所述射线之后，所述根据超声速进气道设计结构的几何约束，采用所述特征线法，确定所述超声速进气道的下游壁面曲线的步骤还包括根据所述超声速进气道的启动性能要求，设定所述射线上的流场参数分布。
4.根据权利要求3所述的超声速进气道的壁面确定方法，其特征在于，确定所述射线上的流场参数分布之后，所述根据超声速进气道设计结构的几何约束，采用所述特征线法， 确定所述超声速进气道的下游壁面曲线的步骤还包括从所述前体壁面曲线的远离所述前体壁面曲线的端点，沿接近所述射线的方向设定一段下游壁面曲线，并确定该段下游壁面曲线的另一端点；使该段下游壁面曲线初始方向角等于所述激波曲线的方向角；采用所述特征线法，确定从该段下游壁面曲线的另一端点发出的左行特征线以及该左行特征线与所述射线的交点，使该交点满足所述射线上的流场参数分布；若该交点的流场参数压缩不够，则增加初始方向角，否则减小初始方向角，直至达到所需要的精度。
5.根据权利要求4所述的超声速进气道的壁面确定方法，其特征在于，确定所述左行特征线之后，所述根据超声速进气道设计结构的几何约束，采用所述特征线法，确定所述超声速进气道的下游壁面曲线的步骤还包括将所述左行特征线作为新的边界，再向接近所述射线的方向设定一段下游壁面曲线， 并使该段下游壁面曲线的初始方向角等于前一段下游壁面曲线的流动方向角；利用所述特征线法，确定从该段下游壁面曲线的自由端点发出的新的左行特征线以及该新的左行特征线与所述射线的交点，使该交点的满足所述射线上的流场参数分布；若该交点的流场参数压缩不够，则增加该段下游壁面曲线的流动方向角，否则减小该段下游壁面曲线的流动方向角，直至达到所需要的精度；重复上一过程，获得新的一段下游壁面曲线，直至所述下游壁面曲线与所述射线相交， 完成所述下壁面曲线的确定。
6.根据权利要求5所述的超声速进气道的壁面确定方法，其特征在于，确定所述下游壁面曲线之后，根据所述超声速进气道设计结构的几何约束，利用特征线法，确定所述超声速的相对应的上下壁面曲线的步骤包括将所述下游壁面曲线的第二端点和所述射线顶点所确定的特征线上的流场参数分布作为入口边界的流场参数分布，采用所述特征线法，确定该入口边界的影响域。
7.根据权利要求6所述的超声速进气道的壁面确定方法，其特征在于，确定所述入口边界的影响域之后，根据所述超声速进气道设计结构的几何约束，利用所述特征线法，确定所述超声速的相对应的上下壁面曲线的步骤还包括根据内压缩几何约束，确定流场中心线，并设定该流场中心线上相应的马赫数分布，其中，所述流场中心线的一端点与所述入口边界的影响域的远离所述入口边界的点重合。
8.根据权利要求7所述的超声速进气道的壁面确定方法，其特征在于，确定所述流场中心线之后，根据所述超声速进气道设计结构的几何约束，利用所述特征线法，确定所述超声速的相对应的上下壁面曲线的步骤还包括根据所述流场中心线上的马赫数分布以及所述入口边界的影响域，利用特征线法，确定所述超声速进气道的相对应的上下壁面曲线。
9.根据权利要求1至8中任一项所述的超声速进气道的壁面确定方法，其特征在于，所述特征线法包括预估步和校正步，所述校正步根据所述预估步的结果进行校正。
10.一种超声速进气道，其特征在于，该超声速进气道的壁面由权利要求1至9中任一项所述的超声速进气道的壁面确定方法确定。
11.一种超声速进气道，其特征在于，该超声速进气道包括上壁面、下壁面以及连接在所述上壁面和所述下壁面之间的侧壁面，所述上壁面由上壁面曲线确定，所述下壁面由前体壁面曲线、下游壁面曲线以及下壁面曲线确定；所述上壁面曲线、下游壁面曲线以及下壁面曲线均由所述超声速进气道的几何约束利用特征线法确定；所述前体壁面曲线根据飞行条件和所述前体激波曲线的形状采用特征线法确定。
全文摘要
本发明提供了一种超声速进气道及其壁面确定方法。该超声速进气道的壁面确定方法包括根据前体长度和捕获高度，确定超声速进气道的前体激波曲线；根据飞行条件和前体激波曲线的形状，采用特征线法，确定超声速进气道的前体壁面曲线和波后流场、下游壁面曲线、相对应的上下壁面曲线；上壁面曲线确定超声速进气道的上壁面；前体壁面曲线、下游壁面曲线以及下壁面曲线确定超声速进气道的下壁面。根据本发明的设计方法确定的超声速进气道，适用于非均匀来流，进气道的入口参数可控，有利于提高与其对接的发动机性能，与此同时，超声速进气道的内压缩中心流线的参数可控，有利于提高其抗反压的能力。
文档编号F02C7/04GK102996254SQ20121059209
公开日2013年3月27日 申请日期2012年12月31日 优先权日2012年12月31日
发明者赵玉新, 赵延辉, 范晓樯, 梁剑寒, 王振国 申请人:中国人民解放军国防科学技术大学