一种基于平面和锥形激波的乘波前体/压缩面一体化构型及其设计方法

本发明涉及高超声速飞行器进气道领域，具体涉及一种基于平面和锥形激波的乘波前体/压缩面一体化构型及其设计方法。

背景技术：

1、高超声速飞行器具备飞行速度快及突防能力强的优点，一直是世界各大国装备研发的焦点之一。进气道作为吸气式高超声速推进系统的“呼吸道”和“压气机”，担负着为发动机提供适量且优质空气的任务，其性能直接与发动机推力挂钩。为提升高超声速飞行器性能，高超声速飞行器往往采用飞行器/进气道一体化设计的方案。在飞行器/进气道一体化设计构型中，飞行器前体往往又作为进气道的压缩面，担负着部分压缩来流的作用，与进气道的性能息息相关。因此，前体/压缩面一体化设计是飞行器/进气道一体化设计中重要的一环。

2、对于采用飞行器/进气道一体化构型的高超声速飞行器而言，由于前体要对来流进行减速增压，因而前体长度可能较长。美国x-43a飞行器前体下壁面同时作为进气道的压缩面，采用了三级二维压缩，总压缩角16°，前体总长约占飞行器总长度的46％；美国x-51a飞行器前体部分下壁面也是进气道压缩面，压缩角6°，总长度约占飞行器总长的42％。不难发现，此类高超声速飞行器前体长度很长，长前体势必会发展出较厚的边界层，进而增加进气道入口处气流非均匀度，加剧进气道内流道内的激波/边界层干扰现象，严重时会引起流动分离，导致进气道不起动甚至发动机熄火。因此，在这类构型中设法削弱前体厚边界层对进气道的影响，是提高进气道性能，拓宽其稳定工作边界的关键。此外，前体外形还和进气道的捕获流量息息相关，x-43a及x-51a的前体压缩面沿展向均为等直设计，这将导致压缩面边缘处形成明显横向溢流，经过压缩面压缩的气体并不能完全进入进气道内部，不利于进气道捕获流量及发动机推力的提升。虽然直接加宽前体可以有效削弱前体两侧膨胀扇的影响从而提高进气道流量系数，但加宽前体会增加飞行器整体的重量，最终整体收益需要再行判断。综上所述，针对高超声速飞行器前体/进气道一体化构型中前体边界层的排移以及进气道捕获流量的提升，需要新的前体/压缩面一体化设计方法。

技术实现思路

1、发明目的：本发明的目的是提供一种减少前体边界层影响、增加进气道捕获流量的基于平面和锥形激波的乘波前体/压缩面一体化构型及其设计方法。

2、技术方案：一种基于平面和锥形激波的乘波前体/压缩面一体化设计方法，包括以下步骤：

3、s1根据平面激波流场及预设的前缘捕获型线形状得到第一级压缩面；

4、s2根据锥形激波流场得到第二级压缩面；

5、s3设计等熵压缩的第三级压缩面；

6、s4步骤s1～步骤s3中得到的基于平面激波流场的第一级压缩面、基于锥形激波流场的第二级压缩面、等熵压缩的第三级压缩面在空间上依次连接构成乘波前体/压缩面一体化构型。

7、具体的，所述步骤s1包括以下步骤：

8、s11根据设计状态下的来流马赫数、攻角确定第一级压缩面设计所需的楔形基准流场；

9、s12根据给定的来流条件和第一级平面激波压缩角，求解斜激波关系式，获得平面激波的气流偏转角及其余斜激波波后气流参数，确定第一级平面激波波面；所述其余斜激波波后气流参数包括压力、马赫数、密度、速度、速度方向和温度；

10、s13根据飞行器总体设计需求确定前缘捕获型线形状，将前缘捕获型线向第一级平面激波波面上投影，得到前体前缘线；

11、s14在所述前体前缘线上取若干离散点，根据所述斜激波波后气流参数进行流线追踪，将得到的波后流线组合得到第一级压缩面。

12、具体的，所述步骤s2包括以下步骤：

13、s21指定锥形激波生成锥半锥角，根据斜激波波后气流参数，利用taylor-maccoll方程求出锥形激波的半锥角及其余锥形激波波后气流参数；

14、s22调整锥形激波位置，求出锥形激波和第一级压缩面的交线作为第二级压缩面的起点；

15、s23在步骤s22所述交线上取若干离散点，将各离散点旋转至同一子午面内，利用所述锥形激波波后气流参数进行流线追踪；

16、s24将步骤s23中流线追踪所得流线反转回到各离散点所在子午面，组合得到第二级压缩面。

17、具体的，所述步骤s3包括以下步骤：

18、s31在所述步骤s24中反转后流线所在的各平面内，从进气道唇口前缘点出发，作左行特征线，将特征线与锥形激波波后流线的交点作为第三级压缩面起始点；

19、s32指定第三级压缩面等熵压缩角，借助轴对称特征线理论求得等熵压缩型线，将得到的等熵压缩型线组合得到第三级压缩面。

20、具体的，所述前缘捕获型线为凹曲线，第一级压缩面为内凹型面；第二级压缩面为外凸型面；第三级压缩面为外凸型面。

21、具体的，所述步骤s22中，锥形激波轴线平行于第一级平面激波压缩后的气流方向，移动至恰好入射于进气道唇罩的位置。

22、具体的，所述第二级压缩面、第三级压缩面完全包覆于第一级压缩面内。

23、为实现上述发明目的，本发明还提供一种上述设计方法得到的基于平面和锥形激波的乘波前体/压缩面一体化构型，包括：第一级压缩面、自第一级压缩面向后延伸的第二级压缩面、自第二级压缩面向后延伸的第三级压缩面；第一级压缩面具有内凹型面；第二级压缩面为外凸型面，且第二级压缩面同一流向位置处壁面上各点由对称面向两侧半径逐渐增大；第三级压缩面为外凸型面。

24、有益效果：与现有技术相比，本发明的显著效果是：相较于传统的前体/压缩面一体化构型，本发明技术方案设计的前体/压缩面一体化构型具有三级压缩方式不同的压缩面，第一级压缩面采用乘波设计且具有内凹型面，有助于提升进气道捕获流量，第二级压缩面以锥形激波流场为基准流场，同一流向位置处壁面上各点由对称面向两侧半径逐渐增大，且锥型基准流场有利于前体边界层的排移，第三级压缩面采用了等熵压缩，在满足前体压缩需求的前提下提高了进气道总压恢复，实现了高超声速飞行器前体/进气道一体化构型中前体边界层的排移以及进气道捕获流量的提升。

技术特征：

1.一种基于平面和锥形激波的乘波前体/压缩面一体化设计方法，其特征在于，包括以下步骤：

2.根据权利要求1所述的乘波前体/压缩面一体化设计方法，其特征在于：所述步骤s1包括以下步骤：

3.根据权利要求2所述的乘波前体/压缩面一体化设计方法，其特征在于：所述步骤s2具体包括：

4.根据权利要求3所述的乘波前体/压缩面一体化设计方法，其特征在于：所述步骤s3具体包括：

5.根据权利要求2所述的乘波前体/压缩面一体化设计方法，其特征在于：所述前缘捕获型线为凹曲线，第一级压缩面为内凹型面。

6.根据权利要求5所述的乘波前体/压缩面一体化设计方法，其特征在于：第二级压缩面为外凸型面。

7.根据权利要求5所述的乘波前体/压缩面一体化设计方法，其特征在于：第三级压缩面为外凸型面。

8.根据权利要求3所述的乘波前体/压缩面一体化设计方法，其特征在于：所述步骤s22中，锥形激波轴线平行于第一级平面激波压缩后的气流方向，移动至恰好入射于进气道唇罩的位置。

9.根据权利要求5所述的乘波前体/压缩面一体化设计方法，其特征在于：所述第二级压缩面、第三级压缩面完全包覆于第一级压缩面内。

10.一种根据权利要求1-9任一项所述设计方法得到的基于平面和锥形激波的乘波前体/压缩面一体化构型，其特征在于，包括：第一级压缩面(1)、自第一级压缩面(1)向后延伸的第二级压缩面(2)、自第二级压缩面(2)向后延伸的第三级压缩面(3)；第一级压缩面具有内凹型面；第二级压缩面为外凸型面，且同一流向位置处第二级压缩面壁面上各点由对称面向两侧半径逐渐增大；第三级压缩面为外凸型面。

技术总结本发明提供一种基于平面和锥形激波的乘波前体/压缩面一体化构型及其设计方法，包括以下步骤：(1)根据平面激波流场及预设的前缘捕获型线形状得到第一级压缩面；(2)根据锥形激波流场得到第二级压缩面；(3)设计等熵压缩的第三级压缩面；(4)步骤(1)～步骤(3)中得到的基于平面激波流场的第一级压缩面、基于锥形激波流场的第二级压缩面、等熵压缩的第三级压缩面在空间上依次连接构成乘波前体/压缩面一体化构型。该方法设计的前体/压缩面一体化构型具有三级压缩方式不同的压缩面，实现了高超声速飞行器前体/进气道一体化构型中前体边界层的排移以及进气道捕获流量的提升。技术研发人员：黄河峡,许耀宇,蔡佳,谭慧俊,李方波,秦源,兰磊受保护的技术使用者：南京航空航天大学技术研发日：技术公布日：2024/7/9