基于弯曲激波理论的全三维两级压缩双乘波一体化设计方法

摘要

基于弯曲激波理论的全三维两级压缩双乘波一体化设计方法，在设计截面内指定所需的两道全三维弯曲激波和一道全三维内流反射激波所交的全三维激波曲线并进行离散；利用弯曲激波理论结合多级压缩理论求解对应的流场参数；利用弯曲激波理论结合多级压缩理论求解对应的流场参数，将各内流伪流动平面叠加获得全三维两级压缩双乘波基准流场的内流部分；在设计截面内指定全三维两级压缩双乘波一体化构型前缘捕获型线的投影型线，并在基准流场中流线追踪；以压缩型面为基础对高超声速全三维两级压缩双乘波一体化构型进行几何构造。兼顾三维外流乘波体的高升阻比和三维内乘波进气道的全流量捕获，利用两级压缩大大提升双乘波体的气动性能。

说明书

技术领域

本发明涉及临近空间高超声速飞行器一体化，尤其是涉及一种基于弯曲激波理论的全三维两级压缩双乘波一体化设计方法。

背景技术

目前，临近空间高超声速飞行器是世界各航空航天大国的热门研究内容，也是未来飞行器发展的一个重要方向。乘波体由于其高升阻比特性已经成为高超声速飞行器气动布局设计的首选。然而，单独乘波体的高气动性能不能保证高超声速飞行的成功。Lewis指出，虽然完美的乘波理论可以较好地设计出升阻比7～8的飞行器，但目前匹配上吸气式发动机的高超声速飞行器升阻比在添加各种增升装置后最大也只有3.8，制约总体性能的关键就在于缺乏高效的一体化设计方法(Lewis M A.,Hypersonic propulsion airframeintegration overview,AIAA 2003-4405,2003.)。针对这一问题，国内尤延铖等人在吻切乘波理论基础上首次提出外流乘波体与内转进气道同时乘波的“双乘波”设计概念(YouY.C.,Zhu C.X.and Guo J.L.,“Dual Waverider Concept for the Integration ofHypersonic Inward-Turning Inlet and Airframe Forebody,”16th AIAA/DLR/DGLRInternational Space Planes and Hypersonic Systems and TechnologiesConference,AIAA Paper 2009-7421,2009.)，在气动层面上实现内外流耦合的一体化设计。

虽然在临近空间高超声速飞行器一体化研究领域，各项研究已取得有效进展，飞行器性能也在不断提升。然而，迄今为止，即使是双乘波体也仍旧采用轴对称基准流场进行设计，得到的三维双乘波体仅有流向流动，而横向流动对飞行器性能的提升有至关重要的作用。另外，传统的双乘波体均基于单级压缩的基准流场进行设计，在设计状态下，双乘波体压缩性能有限，制约着其在工程实践中的广泛应用，故希望通过多级压缩的方式来提高双乘波体的综合性能。与此同时，科研人员普遍采用传统特征线法进行基准流场反设计，设计流程较慢且不够稳定，限制双乘波体的设计范围。由此可见，目前制约高超声速飞行器一体化性能的问题之一是缺乏一种基于弯曲激波理论的全三维两级压缩双乘波一体化设计方法。

发明内容

本发明的目的在于针对现有技术存在的上述问题，提供基于弯曲激波理论的全三维两级压缩双乘波一体化设计方法。

本发明包括以下步骤：

1)根据设计要求在设计截面内指定所需的两道全三维弯曲激波和一道全三维内流反射激波所交的全三维激波曲线，包含外流段和内流段两部分，激波曲线采用椭圆或其他非轴对称形状设计，两部分以平面激波进行过渡。根据曲率特性，求出曲率中心，对两段激波进行离散；

2)在各外流伪流动平面内，根据入射激波角，激波曲率以及波后参数，利用弯曲激波理论并结合多级压缩理论求解对应的流场参数，将各外流伪流动平面叠加获得全三维两级压缩双乘波基准流场的外流部分；内外流过渡处平面激波对应二维伪流动平面内的流场参数求解方式与外流伪流动平面相似，区别在于此平面内的曲率半径为无穷大；

3)在各内流伪流动平面内，根据入射激波角，激波曲率以及波后参数，利用弯曲激波理论并结合多级压缩理论求解对应的流场参数，将各内流伪流动平面叠加获得全三维两级压缩双乘波基准流场的内流部分；

4)在设计截面内指定全三维两级压缩双乘波一体化构型前缘捕获型线的投影型线，投影型线采用椭圆曲线或二次曲线等其他非轴对称形状，并在步骤3)所述基准流场中进行流线追踪；

5)以压缩型面为基础对高超声速全三维两级压缩双乘波一体化构型进行几何构造；根据容积率要求，将双乘波体上表面构造为平面或凸面，获得高超声速全三维两级压缩双乘波一体化构型。

步骤5)中，所述几何构造包括双乘波体下表面，双乘波体平面或凸面型上表面，隔离段向后等直拉伸。

本发明兼顾三维外流乘波体的高升阻比和三维内乘波进气道的全流量捕获，利用两级压缩大大提升双乘波体的气动性能，通过合理设计全三维两级压缩双乘波基准流场丰富了高超声速双乘波体的设计思路，从而提高飞行器的整体性能。

相对于现有技术，本发明技术方案取得的有益效果是：

利用本设计方法生成的基于弯曲激波理论的全三维两级压缩双乘波一体化构型同时兼顾三维双乘波体的横向流动与三维外流乘波体的高升阻比以及三维内乘波进气道的全流量捕获，实现已知激波的全三维两级压缩双乘波流场的流动反设计。两级压缩大大提升外流乘波体的升阻比和内乘波进气道的压缩效率以及双乘波一体化构型的容积特性；外流乘波体为全三维带横向流动的乘波体，增大升力的同时减小外流阻力；带横向流动的三维内乘波进气道在设计状态下全流量捕获来流，增大发动机推力的同时减小外流阻力；按设计状态生成的一体化构型几何型面有效减少了进气道的浸润面积，提高内乘波进气道的总压恢复系数；横向流动可帮助低能流向两侧移动，高能流向中心汇聚，在低马赫数情况下内乘波进气道依靠横向溢流口排除低能流，拓宽双乘波一体化构型的工作马赫数范围，提高飞行器宽速域范围工作性能；弯曲激波理论相较于传统特征线法设计流程更快，稳定性更好；通过合理设计全三维两级压缩双乘波基准流场结构丰富高超声速双乘波体的设计思路，从而进一步提高飞行器整体性能。

附图说明

图1为基于弯曲激波理论的全三维两级压缩双乘波一体化方案设计截面原理图。

图2为弯曲激波理论的求解示意图。

图3为基于弯曲激波理论的全三维两级压缩双乘波一体化方案三维示意图。

图4为基于弯曲激波理论的全三维两级压缩双乘波一体化方案半剖结构示意图。

图5为基于弯曲激波理论的全三维两级压缩双乘波一体化方案仰视图。

图6为基于弯曲激波理论的全三维两级压缩双乘波一体化方案全模结构示意图。

图中各标记的含义说明如下：1表示设计截面内设计全三维激波曲线外流段、2表示设计截面内设计全三维激波曲线内流段、3表示不同的内流伪流动平面、4表示设计全三维激波曲线内流段第二道内流激波对应的曲率中心、5表示设计全三维激波曲线内流段第一道内流激波对应的曲率中心、6表示平面激波对应二维伪流动平面、7表示设计全三维激波离散点、8表示伪流动平面内双乘波一体化构型第二级压缩型线与设计截面的交点、9表示双乘波一体化构型下表面与设计截面的交线、10表示双乘波一体化构型第一级压缩型面终止线在设计截面的投影曲线、11表示不同的外流伪流动平面、12表示设计全三维激波曲线外流段第一道外流激波对应的曲率中心、13表示伪流动平面内双乘波一体化构型第一级压缩型线终点在设计截面的投影点、14表示伪流动平面与双乘波一体化构型前缘捕获型线的交点在设计截面的投影点、15表示全三维两级压缩双乘波一体化构型前缘捕获型线在设计截面内的投影型线、16表示设计全三维激波曲线外流段第二道外流激波对应的曲率中心、17表示外流伪流动平面内第一道外流激波、18表示外流伪流动平面内第一级压缩段外流流线、19表示外流伪流动平面内第二道外流激波、20表示外流伪流动平面11内第二级压缩段外流流线、21表示全三维两级压缩双乘波基准流场外流部分中心线、22表示内流伪流动平面3内第一级压缩段内流流线、23表示内流伪流动平面3内第二级压缩段内流流线、24表示内流伪流动平面3内唇口点、25表示内流伪流动平面3内的内流反射激波、26表示全三维两级压缩双乘波基准流场内流部分中心线、27表示内流伪流动平面3内的第二道内流激波、28表示内流伪流动平面3内的第一道内流激波、29表示来流条件、30表示全三维两级压缩双乘波一体化构型前缘捕获型线、31表示内乘波进气道肩部型线、32表示内乘波进气道隔离段、33表示内乘波进气道隔离段出口、34表示双乘波体第一级压缩型面终止线、35表示双乘波体上表面、36表示内乘波进气道横向溢流口、37表示内乘波进气道唇口、38表示内乘波进气道第二级压缩型面、39表示内乘波进气道第一级压缩型面、40表示外流乘波体第一级压缩型面、41表示外流乘波体第二级压缩型面、42表示全三维两级压缩双乘波体对称面、43表示全三维两级压缩双乘波体下表面压缩型面。

具体实施方式

以下实施例将结合附图对本发明作进一步的说明。

如图1～6所示，基于弯曲激波理论的全三维两级压缩双乘波一体化设计方法，包括以下步骤：

1)根据设计要求在设计截面内指定所需的两道全三维弯曲激波和一道全三维内流反射激波所交的全三维激波曲线，其包含全三维激波曲线外流段1和全三维激波曲线内流段2两部分，激波曲线采用椭圆或其他非轴对称形状设计。根据设计全三维激波曲线外流段1和全三维激波曲线内流段2两道激波的曲率特性，分别求出全三维激波曲线外流段第一道外流激波对应的曲率中心12和内流段第一道内流激波对应的曲率中心5以及全三维激波曲线外流段第二道外流激波对应的曲率中心16和全三维激波曲线内流段第二道内流激波对应的曲率中心4，将内外流两段激波离散成一系列的伪流动平面，如图1所示。两段激波以二维伪流动平面6内平面激波进行过渡。可以看出，内外流两段激波的曲率半径分别由有限值向无穷大逼近，以此实现内外流动的连续气动过渡。图1中，标记10表示双乘波一体化构型第一级压缩型面终止线在设计截面的投影曲线，13表示伪流动平面内双乘波一体化构型第一级压缩型线终点在设计截面的投影点；14表示伪流动平面与双乘波一体化构型前缘捕获型线的交点在设计截面的投影点。

2)在各外流伪流动平面内，根据入射激波角，激波曲率以及波后参数，利用弯曲激波理论并结合多级压缩理论求解对应的流场参数，最后将各外流伪流动平面叠加获得全三维两级压缩双乘波基准流场的外流部分。其中，由于全三维基准流场的非轴对称性，不同外流伪流动平面的外流激波型线并不形同。同理，待求解的不同外流伪流动平面内的外流流线也不相同。本发明中仅以不同的外流伪流动平面11为例介绍求解过程。如图2所示，根据不同的外流伪流动平面11的平面内第一道外流激波17上离散点激波角，激波曲率以及波后参数，利用弯曲激波理论求解得到外流伪流动平面11平面内第一级压缩段外流流线18，在第一道外流激波17的依赖域内根据两道激波波后总压恢复一致设计得到第二道外流激波19，并再次利用弯曲激波理论求解得到外流伪流动平面11的平面内第二级压缩段外流流线20，将第一级压缩段外流流线18与第二级压缩段外流流线20结合获得外流伪流动平面11的平面内所需两级压缩外流流线，将所有外流伪流动平面内两级压缩外流流线组合得到对应的全三维两级压缩双乘波基准流场的外流部分。需要说明的是，平面激波对应二维伪流动平面6内的流场求解方式与外流伪流动平面11相似，区别在于此平面内的曲率半径为无穷大。

求解全三维两级压缩双乘波基准流场的外流部分所用弯曲激波理论控制方程如下所示：

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

3)在各内流伪流动平面内，根据入射激波角，激波曲率以及波后参数，利用弯曲激波理论并结合多级压缩理论求解对应的流场参数，最后将各内流伪流动平面叠加获得全三维两级压缩双乘波基准流场的内流部分。同理，由于全三维基准流场的非轴对称性，不同内流伪流动平面的内流激波型线以及待求解的不同内流伪流动平面内的内流流线也不相同。本发明中仅以不同的内流伪流动平面3为例介绍求解过程。如图2所示，根据内流伪流动平面3内第一道内流激波28上离散点激波角，激波曲率以及波后参数，利用弯曲激波理论求解得到内流伪流动平面3内第一级压缩段内流流线22，在第一道内流激波28的依赖域内根据两道激波波后总压恢复一致设计得到第二道内流激波27，再次利用弯曲激波理论求解剩余流场，并利用内流伪流动平面3内内流反射激波25将其截断得到内流伪流动平面3内第二级压缩段内流流线23，将第一级压缩段内流流线22与第二级压缩段内流流线23结合获得内流伪流动平面3内所需两级压缩内流流线，将所有内流伪流动平面内两级压缩内流流线组合得到对应的全三维两级压缩双乘波基准流场的内流部分。在图3中，标记29表示来流条件。

求解全三维两级压缩双乘波基准流场的内流部分所用弯曲激波理论控制方程如下所示，其中ρ为密度，V为流向速度，p为压力，s为流线，P为沿流线压力的导数，δ为流动角，D为气流角沿流线的导数，w为周向速度，y为笛卡尔坐标系内纵坐标，φ为周向角度，a为当地声速，l为特征线，μ为马赫角，j为判断因子，γ为比热比。

4)在设计截面内指定全三维两级压缩双乘波一体化构型前缘捕获型线的投影型线15，投影型线15采用椭圆曲线或二次曲线等其他非轴对称形状，根据入射激波角以及激波曲率，求得全三维两级压缩双乘波一体化构型前缘捕获型线30，并在步骤3)所述基准流场中进行流线追踪获得外流乘波体第一级压缩型面40、内乘波进气道第一级压缩型面39、外流乘波体第二级压缩型面41以及内乘波进气道第二级压缩型面38，四部分压缩型面共同构成全三维两级压缩双乘波体下表面压缩型面43。

5)以全三维两级压缩双乘波体下表面压缩型面43为基础对高超声速全三维两级压缩双乘波一体化构型进行几何构造；外流乘波体第一级压缩型面40和内乘波进气道第一级压缩型面39由双乘波体第一级压缩型面终止线34进入对应的外流乘波体第二级压缩型面41以及内乘波进气道第二级压缩型面38。将肩部型线31向后等直拉伸得到隔离段32；双乘波体上表面35由全三维两级压缩双乘波一体化构型前缘捕获型线30沿x方向拉伸生成。获得在设计飞行状态下基于弯曲激波理论的全三维两级压缩双乘波一体化构型。

通过本发明方法设计的基于弯曲激波理论的全三维两级压缩双乘波一体化构型，包括全三维两级压缩双乘波体下表面压缩型面43、内乘波进气道唇口37、内乘波进气道肩部型线31和内乘波进气道隔离段32以及全三维两级压缩双乘波一体化构型双乘波体上表面35。所述全三维两级压缩双乘波体下表面压缩型面43由外流乘波体第一级压缩型面40、内乘波进气道第一级压缩型面39、外流乘波体第二级压缩型面41和内乘波进气道第二级压缩型面38组成，外流乘波体第一级压缩型面40和内乘波进气道第一级压缩型面39由双乘波体第一级压缩型面终止线34进入对应的外流乘波体第二级压缩型面41以及内乘波进气道第二级压缩型面38。内乘波进气道唇口37位置由设计条件下两道内流入射激波反射点位置确定。内乘波进气道第二级压缩型面38于内乘波进气道肩部型线31处进入内乘波进气道隔离段32。全三维两级压缩双乘波体下表面压缩型面43于全三维两级压缩双乘波一体化构型前缘捕获型线30处进入全三维两级压缩双乘波一体化构型双乘波体上表面35。

本基于弯曲激波理论的全三维两级压缩双乘波一体化方案兼顾三维外流乘波体的高升阻比和三维内乘波进气道的全流量捕获，实现了三维双乘波体的全三维流动。通过合理设计全三维两级压缩双乘波基准流场可以利用气流的三维横向流动和两级压缩提高双乘波体的宽范围工作性能。此外，全三维两级压缩双乘波基准流场丰富了高超声速双乘波体的设计思路，从而进一步提高飞行器整体性能。