高超声速飞行器前体/进气道一体化设计的马赫面切割方法技术

本发明专利技术公开了一种高超声速飞行器前体/进气道一体化设计的马赫面切割方法，属于高超声速飞行器设计技术领域。所述方法包括：由燃烧室需求设计进气道截面的宽高比；由进气道压缩系统的设计参数，确定进气道的来流参数以及各级压缩面马赫数、激波角、气流转折角参数；由进气道入口宽度与其上级压缩面马赫数，向上游追踪马赫线，形成各级压缩面边缘。再根据各级压缩面激波角，获得最终的外压缩/进气道压缩系统。采用本发明专利技术的马赫面切割方法所得前体能保证进气道气流均匀，同时在进气道入口处与进气道宽度相等，避免了增大前体宽度引起的激波阻力增大，从而提高全机升阻比。

【技术实现步骤摘要】
高超声速飞行器前体/进气道一体化设计的马赫面切割方法
本专利技术属于高超声速飞行器设计
，具体涉及一种高超声速飞行器前体/进气道一体化设计的马赫面切割方法。
技术介绍
前体/进气道一体化设计是吸气式高超声速飞行器设计的关键技术之一。前体下表面相当于超燃冲压发动机的外压缩面，气流经激波压缩后速度降至进气道所需马赫数，再流入进气道被进一步压缩，最终达到燃烧所需马赫数、温度和压力。因此，前体/进气道一体化设计直接影响发动机性能，同时由于前体也是机体的一部分，前体设计同样会影响飞行器的气动性能。目前常用的一体化设计方法是以楔形体作为激波压缩单元，通过多级外压缩为进气道提供均匀来流。然而，在无侧板遮挡的条件下，波后高压气体会逐渐向两侧外泄，导致进气道入口边缘存在不均匀流动的问题。为避免该问题，一种解决方案是使前体宽度大于进气道宽度，以减小前体两侧气体泄漏对进入进气道气流的影响，保证进气道来流品质，如图1和图2所示的两种飞行器进气道。然而，由于楔形前体需要提供进气道所需的马赫数，进气道唇口前压缩面的物面角往往已经比较大，使得压缩面激波阻力较大。此时再增大前体宽度又使飞行器迎风面积增大，进一步增大了阻力，降低了飞行器升阻比。
技术实现思路
为了解决现有技术中存在的问题，本专利技术提出一种高超声速飞行器前体/进气道一体化设计的马赫面切割方法。根据特征线理论，对于一楔形体激波流场，如果以楔形体前缘角点为顶点，沿楔形体波后马赫面将楔形体受到侧面气流膨胀影响的部分切除，并不会改变马赫锥以外区域的流场。根据这一思想，针对二维楔形前体，采用向上游追踪马赫线的方法进行前体/进气道一体化设计，可在保证进气道气流均匀的同时避免增大前体宽度带来的激波阻力增大。由特征线理论可知，二维无粘流场中存在三条特征线，即流线和左右行马赫线，流场信息依赖特征线向下游传播，不能跨越特征线传播区域；三维流场中流场信息不能跨越特征面和流面的传播区域。对于两侧无挡板的楔形体，由超声速流场的小扰动理论可知，激波后的超声速流场中，小扰动的传播范围为马赫锥，故无挡板造成压力外泄的影响范围是以楔形体前缘角点为顶点的马赫锥。因此，对于楔形体激波流场，如果以楔形体前缘角点为顶点，沿楔形体波后马赫面将楔形体受到侧面气流膨胀影响的部分切除，则不会改变马赫锥以外区域的流场。本专利技术提供的高超声速飞行器前体/进气道一体化设计的马赫面切割方法，包括以下步骤：步骤1：由燃烧室需求设计进气道截面的宽高比。对采用楔形前体作为外压缩部分的二维进气道，燃烧室采用矩形截面燃烧室。步骤2：由进气道压缩系统的设计参数，确定进气道的来流参数，并按照等强度组织波系方法确定各级压缩面马赫数、激波角、气流转折角参数。所述的进气道压缩系统的设计参数包括来流马赫数、进气道入口马赫数。步骤3：由进气道入口宽度与其上级压缩面马赫数，向上游追踪马赫线，形成最后一级压缩面边缘。再由最后一级压缩面开始，根据其上级压缩面马赫数向上游追踪马赫线，形成倒数第二级压缩面边缘。以此类推，得到各级压缩面边缘。再根据步骤2中所得各级压缩面激波角，获得最终的外压缩/进气道压缩系统。本专利技术的优点在于：传统的吸气式高超声速乘波飞行器一体化设计方法往往将机体和进气道耦合考虑，即希望机体和进气道最好处于同一个强度的激波流场中，以减小进气道入口处的横向流动。然而进气道和机体的设计目标是不同的。进气道需要通过迎角较大的物面对来流进行压缩，才能使高超声速气流降低到燃烧室需要的马赫数。而机体物面则需要在较小的迎角下才能产生较高升阻比。因此如果考虑机体与进气道的激波强度相同，耦合了机体与进气道设计，必然造成机体物面角较大，升阻比较小。马赫面切割方法最重要的意义是可在一定程度上将乘波机体和进气道的设计解耦。由于机体产生高升阻比时的物面角一般要小于等于一体化进气道预压缩面的物面角，所以进气道在基于马赫线追踪生成压缩面后，其设计目标只是考虑发动机性能参数和进气道启动性能；而乘波机体的设计目标则是追求高升阻比，为匹配冲压发动机而造成的升阻比损失留有足够空间。按照上述分析可知，由于进气道产生的激波强于机体，因此为了保证追踪马赫线形成的进气道激波后高压气体不外泄到机体上表面，要求机体前缘后掠角最好能大于进气道一级压缩面的激波角。采用本专利技术的马赫面切割方法所得前体能保证进气道气流均匀，同时在进气道入口处与进气道宽度相等，避免了增大前体宽度引起的激波阻力增大，从而提高全机升阻比。附图说明图1为俄罗斯Igla进气道示意图；图2为美国HSSW飞行器进气道示意图；图3为楔形体与沿马赫面切割后楔形体流场对比，图中条件为：Ma＝5.0，δ＝10°；图4为一体化前体/进气道压缩系统俯视图；图5为一体化前体/进气道压缩系统透视图；图6为一体化前体/进气道对称面上的等马赫线云图；图7为一体化前体/进气道不同截面上的等马赫线云图。图中：1.一级压缩面边缘；2.二级压缩面边缘；3.进气道入口；4.三级压缩面边缘；5.四级压缩面边缘；6.四级压缩面前缘；7.三级压缩面前缘；8.二级压缩面前缘；9.一级压缩面前缘。具体实施方式下面结合附图实施例对本专利技术进行详细说明。本专利技术提出一种高超声速飞行器前体/进气道一体化设计的马赫面切割方法，针对二维楔形前体，根据马赫面切割原理，采用向上游追踪马赫线的方法形成一体化前体/进气道，在保证进气道气流均匀的同时避免增大前体宽度带来的激波阻力增大。本专利技术提供的高超声速飞行器前体/进气道一体化设计的马赫面切割方法，包括以下步骤：步骤1：由燃烧室需求设计进气道截面的宽高比。对采用楔形前体作为外压缩部分的二维进气道，外压缩面是依靠二维激波进行压缩，流管的收缩均集中在高度方向，故燃烧室可采用矩形截面燃烧室。步骤2：由进气道压缩系统的设计参数，确定进气道的来流参数。首先，根据飞行马赫数及发动机设计马赫数，确定波系数量。然后，按等强度组织波系方法，确定各级压缩面马赫数、激波角、气流转折角参数，使各道斜激波波前马赫数的法向分量相等，即：Ma1sinβ1＝Ma2sinβ2＝…＝Man-2sinβn-2(1)激波前后马赫数关系式为：其中，Mai、Mai+1分别为波前、波后马赫数。激波角β与气流折角δ的关系式为：在以上各式中，Mai为马赫数，βi为激波角，γ为气体比热比，δ为气流折角，i＝1,2,…,n，n为压缩面级数。在进气道压缩系统的设计参数(包括来流马赫数和进气道入口马赫数)给定的条件下，联立以上式(1)～(3)，求解各道激波波前、波后马赫数，以及各级压缩面马赫数、激波角、气流折角等。步骤3：根据各级压缩面马赫数，由进气道入口宽度与其上级压缩面马赫数，向上游追踪马赫线，形成上级压缩面边缘。具体而言，若上级压缩面马赫数为Ma2，则由进气道入口边本文档来自技高网...

【技术保护点】
高超声速飞行器前体/进气道一体化设计的马赫面切割方法，其特征在于：步骤一、由燃烧室需求设计进气道截面的宽高比，对采用楔形前体作为外压缩部分的二维进气道，燃烧室采用矩形截面燃烧室；步骤二、由进气道压缩系统的设计参数，确定进气道的来流参数，并按照等强度组织波系方法确定各级压缩面马赫数、激波角、气流转折角；所述的进气道压缩系统的设计参数包括来流马赫数、进气道入口马赫数；步骤三、由进气道入口宽度与其上级压缩面马赫数，向上游追踪马赫线，形成最后一级压缩面边缘；再由最后一级压缩面开始，根据其上级压缩面马赫数向上游追踪马赫线，形成倒数第二级压缩面边缘；以此类推，得到各级压缩面边缘；再根据步骤二中所得各级压缩面激波角，获得最终的外压缩/进气道压缩系统。

【技术特征摘要】
1.高超声速飞行器前体/进气道一体化设计的马赫面切割方法，其特征在于：步骤一、由燃烧室需求设计进气道截面的宽高比，对采用楔形前体作为外压缩部分的二维进气道，燃烧室采用矩形截面燃烧室；步骤二、由进气道压缩系统的设计参数，确定进气道的来流参数，并按照等强度组织波系方法确定各级压缩面马赫数、激波角、气流转折角；所述的进气道压缩系统的设计参数包括来流马赫数、进气道入口马赫数；步骤三、由进气道入口宽度与所述进气道的上级压缩面马赫数，向上游追踪马赫线，形成最后一级压缩面边缘；再由最后一级压缩面开始，根据所述最后一级压缩面的上级压缩面马赫数向上游追踪马赫线，形成倒数第二级压缩面边缘；以此类推，得到各级压缩面边缘；再根据步骤二中所得各级压缩面激波角，获得最终的外压缩/进气道压缩系统。2.根据权利要求1所述的高超声速飞行器前体/进气道一体化设计的马赫面切割方法，其特征在于：步骤二的具体内容为：首先，根据飞行马赫数及发动机设计马赫数，确定波系数量；然后，按等强度组织波系方法，确定各级压缩面马赫数、激波角、气流转折角参数，使各道斜激波波前马赫数的法向分量相等，即：Ma1sinβ1＝Ma2sinβ2＝…＝Man-2s...

【专利技术属性】
技术研发人员：蒋崇文，高振勋，李椿萱，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京;11