一種分步進行的高超聲速內(nèi)收縮進氣道設(shè)計方法
【專利說明】一種分步進行的高超聲速內(nèi)收縮進氣道設(shè)計方法 【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明屬于高超聲速飛行器推進技術(shù)的設(shè)計與研宄領(lǐng)域，涉及一種飛行器發(fā)動機 進氣道的設(shè)計方法，尤其涉及一種分步進行的高超聲速內(nèi)收縮進氣道設(shè)計方法。 【【背景技術(shù)】】
[0002] 以超燃沖壓發(fā)動機或是組合發(fā)動機為動力的高超聲速（以下簡稱"高超"）飛行器 可以在40Km以上的高空實現(xiàn)飛行速度在5馬赫以上的急速飛行，具有飛行速度快、飛行高 度高、突防能力強、生存力好等優(yōu)良特性，可以廣泛用于戰(zhàn)略武器的全球快速投遞、戰(zhàn)區(qū)高 空偵查和可重復(fù)使用航天運載器等諸多領(lǐng)域。該型飛行器飛行條件惡劣，但推進系統(tǒng)對流 入其內(nèi)部的氣流品質(zhì)要求極高，這對進氣道的設(shè)計造成了很大的困難；高超聲速飛行器特 殊的飛行條件也要求該型飛行器要采用機身與進氣道一體化設(shè)計和制造以實現(xiàn)氣動效率 的最大化，但進氣道會一定程度上破壞高超飛行器完整的氣動外形，造成額外的空氣動力 學(xué)性能損失。所以，在高超聲速進氣道的設(shè)計過程中，既要保證進氣道能夠高效、迅速地完 成對氣流的壓縮，還要盡可能地減小進氣道對飛行器氣動特性的不利影響。
[0003] 針對高超聲速飛行器推進系統(tǒng)的研宄已經(jīng)持續(xù)了近70年，基本可以依據(jù)壓縮類 型分為外收縮和內(nèi)收縮兩類進氣道。兩類進氣道中又有二維平板進氣道、二維軸對稱進氣 道、模塊化進氣道、流線追蹤進氣道等多種類型。綜合分析各種高超聲速進氣道構(gòu)型，基于 流線追蹤方法的內(nèi)收縮進氣道具有較多的優(yōu)良特性，實際應(yīng)用潛力巨大。內(nèi)收縮進氣道能 夠在較短買的距離內(nèi)實現(xiàn)對高超氣流的減速和壓縮，激波體系結(jié)構(gòu)相對簡單，由激波帶來 的總壓損失也相對較小。與此同時，內(nèi)收縮進氣道還具有良好的乘波特性，在實現(xiàn)氣流壓縮 的同時還能收束更多的高壓氣體以產(chǎn)生升力。
[0004] 高超聲速內(nèi)收縮進氣道的設(shè)計主要可以分為以下幾個步驟：1)根據(jù)來流條件設(shè) 計合理的基準(zhǔn)流場；2)確定進氣道唇口形狀進行流線追蹤完成無粘形面設(shè)計；3)針對無粘 構(gòu)型進行附面層修正。在以上設(shè)計步驟中，基準(zhǔn)流場的設(shè)計和唇口形狀的確定尤為重要。大 量研宄表明，基準(zhǔn)流場決定了內(nèi)收縮進氣道的壓縮工作效率，而唇口形狀則直接影響進氣 道的形面形狀從而改變進氣道的空氣動力學(xué)性能。綜上，本發(fā)明采用了分步優(yōu)化設(shè)計的方 法，針對基準(zhǔn)流場和唇口形狀分別進行優(yōu)化設(shè)計，在提高進氣道壓縮工作性能的同時改善 進氣道的氣動特性，達到工作效率和氣動效率雙方面的提升。
[0005] 目前國內(nèi)外高超聲速進氣道設(shè)計研宄領(lǐng)域，對于內(nèi)收縮進氣道的設(shè)計方法還存在 以下問題：一是始終強調(diào)基準(zhǔn)流場的總壓恢復(fù)性能與增壓比，忽略了進氣道內(nèi)的實際流動 畸變情況，而流動畸變過大極有可能導(dǎo)致發(fā)動機發(fā)生喘振甚至是熄火；二是著眼于進氣道 的壓縮特性提升，忽略了進氣道的氣動效率的改善，直接削弱了內(nèi)收縮進氣道的實際應(yīng)用 價值。另外，一些成熟設(shè)計方法雖然能夠完成進氣道的設(shè)計，但是要想獲得進氣道的相關(guān)空 氣動力學(xué)數(shù)據(jù)還需要額外的計算或是實驗，設(shè)計過程與性能分析難以同步進行，設(shè)計一一 評估一一再設(shè)計的流程難以順暢進行。有關(guān)高超聲速內(nèi)收縮進氣道優(yōu)化設(shè)計方法的研宄將 是未來的研宄熱點。 【
【發(fā)明內(nèi)容】
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[0006] 針對現(xiàn)有技術(shù)缺陷，本發(fā)明的目的在于提供一種分步進行的高超聲速內(nèi)收縮進氣 道設(shè)計方法，將內(nèi)收縮進氣道的基準(zhǔn)流場和唇口形狀分別進行設(shè)計，兼顧內(nèi)收縮進氣道的 壓縮效率與氣動效率的需求，獲得壓縮性能好、流動品質(zhì)高、氣動性能優(yōu)良的進氣道。
[0007] 為達到上述目的，本發(fā)明采用如下方案：
[0008] 一種分步進行的高超聲速內(nèi)收縮進氣道設(shè)計方法，包括以下步驟：
[0009] A.確定總體設(shè)計參數(shù)并進行基準(zhǔn)流場的設(shè)計；
[0010] B.進氣道唇口形狀設(shè)計：
[0011] 采用類別形狀函數(shù)法（CST)參數(shù)化表達進氣道唇口形狀，以流線積分方法（SIM) 計算進氣道表面的無粘阻力特性，通過優(yōu)化設(shè)計手段設(shè)計進氣道無粘形面；
[0012] 流線積分方法（SIM)計算進氣道表面的無粘阻力特性具體步驟如下：
[0013] 1)、采用流線追蹤技術(shù)，追蹤獲得的流線形成的包絡(luò)面即為進氣道形面，將每一條 流線等弧長的取n+1個節(jié)點，包含流線的起點和終點，每一個點都有相應(yīng)的位置信息和壓 強信息；
[0014] 2)、相鄰流線間對應(yīng)的節(jié)點構(gòu)成四邊形面元網(wǎng)格單元，如第i條流線的j點和j+1 點與第i+1條流線的j點和j+1點構(gòu)成面元，以此方法構(gòu)建所有流線上節(jié)點構(gòu)成進氣道面 元網(wǎng)格；
[0015] 3)、采用4點平均的方法計算網(wǎng)格單元的平均壓強，利用矢量特性計算網(wǎng)格單元 的面積和法向向量，網(wǎng)格單元面積乘以平均壓強得到該網(wǎng)格單元的壓力大小，方向即為網(wǎng) 格單元的法向方向；
[0016] 4)、將每一個網(wǎng)格單元的壓力投影到阻力方向上，再進行所有網(wǎng)格的疊加，獲得進 氣道的無粘阻力特性；
[0017] C.附面層修正及隔離段的安裝：
[0018] 考慮進氣道實際工作情況，針對進氣道無粘形面進行附面層修正以削弱附面層對 進氣道工作性能的不利影響，安裝隔離段，隔離段長度為進氣道出口直徑的6-8倍。
[0019] 進一步，步驟A中總體設(shè)計參數(shù)包含大氣靜壓、大氣靜溫、大氣密度，進氣道設(shè)計 點馬赫數(shù)和前緣壓縮角，采用NURBS技術(shù)將基準(zhǔn)流場的壁面型線進行參數(shù)化表達，采用有 旋特征線方法作為基準(zhǔn)流場求解方法，通過優(yōu)化設(shè)計手段設(shè)計基準(zhǔn)流場。
[0020] 進一步，步驟A中通過優(yōu)化設(shè)計手段設(shè)計基準(zhǔn)流場，優(yōu)化過程中采用遺傳算法作 為驅(qū)動。
[0021] 進一步，步驟B中通過優(yōu)化設(shè)計手段設(shè)計進氣道無粘形面，優(yōu)化過程中采用遺傳 算法作為驅(qū)動。
[0022] 本發(fā)明的有益效果：
[0023] 1、本方法充分利用分步設(shè)計的思想，將基準(zhǔn)流場的設(shè)計和進氣道唇口形狀分開設(shè) 計，在考慮內(nèi)收縮進氣道對壓縮性能的高要求的同時，還能兼顧氣動性能的要求，獲得了總 壓恢復(fù)高、反射激波后流動畸變小和進氣道單位質(zhì)量流量阻力低的進氣道。
[0024]2、采用類別形狀函數(shù)法（CST)參數(shù)化表達進氣道唇口形狀，以流線積分方法 (SIM)計算進氣道表面的無粘阻力特性，采用SIM方法計算進氣道的無粘阻力，相對傳統(tǒng) 的數(shù)值模擬方法，在不降低精度的前提下計算耗時縮短99%以上，真正實現(xiàn)了設(shè)計一一評 估一一再設(shè)計的閉環(huán)設(shè)計流程；
[0025] 經(jīng)驗證，SIM方法獲得的表面壓力分布與使用數(shù)值模擬獲得的一致性極高，阻力數(shù) 值存在1. 5%左右的誤差，而這樣的誤差是由SIM網(wǎng)格較數(shù)值模擬網(wǎng)格稀疏而造成的。SM 不需要額外生成數(shù)值模擬所需要的計算網(wǎng)格，計算過程也沒有復(fù)雜的流場求解，在生成進 氣道形面的同時就可以完成阻力特性的評估，效率極高。相較于傳統(tǒng)數(shù)值模擬方法，在精度 不降的前提下，SIM所需時間僅為數(shù)值模擬所需時間的0. 1%。
[0026] 3、整個設(shè)計過程簡單、快捷，需要人為指定的參數(shù)較少，但卻能夠根據(jù)設(shè)定參數(shù)給 出符合設(shè)計要求的不同的設(shè)計方案，極大地方便了飛行器初步設(shè)計時的選型。進氣道設(shè)計 結(jié)果不僅只有幾何形面參數(shù)，還包含該結(jié)果的表面壓力分布、總壓恢復(fù)系數(shù)、流量系數(shù)等重 要參數(shù)，方便高超聲速氣動力特性的評估。
[0027] 進一步，本方法應(yīng)用了當(dāng)前較為通用和高效的遺傳優(yōu)化算法，結(jié)合精確度高、使用 簡便的幾何參數(shù)化方法實現(xiàn)了內(nèi)收縮進氣道的設(shè)計。 【【附圖說明】】
[0028] 圖1是高超聲速內(nèi)收縮進氣道分步優(yōu)化設(shè)計流程圖
[0029] 圖2是基準(zhǔn)流場結(jié)構(gòu)示意圖
[0030] 圖3是基準(zhǔn)流場對稱面求解結(jié)果
[0031] 圖4是進氣道唇口與喉道平面形狀
[0032] 圖5是包含隔離段的進氣道表面網(wǎng)格
[0033] 圖中符號說明如下：
[0034] 1、基準(zhǔn)流場內(nèi)收縮錐壁面；2、基準(zhǔn)流場中心體；3、入射曲面激波；4、反射曲面激 波；5、基準(zhǔn)流場內(nèi)收縮錐母線；6、基準(zhǔn)流場入射激波平面形狀；7、進氣道唇口平面形狀；8、 進氣道喉道平面形狀；9、進氣道唇口；10、進氣道喉道；11、進氣道隔離段；12、進氣道隔離 段出口。 【【具體實施方式】】
[0035] 下面通過實施例，對本發(fā)明作進一步的說明，但本發(fā)明并不限于以下實施例。
[0036] 本發(fā)明分步進行的高超聲速內(nèi)收縮進氣道設(shè)計方法，包括以下步驟：
[0037] A.確定總體設(shè)計參數(shù)：
[0038] 根據(jù)進氣道實際工作時的大氣環(huán)境條件給出總體設(shè)計參數(shù)，這些參數(shù)包含大氣靜 壓、大氣靜溫、大氣密度，進氣道設(shè)計點馬赫數(shù)和前緣壓縮角也要求給出。
[0039] B.基準(zhǔn)流場的設(shè)計：
[0040] 采用NURBS技術(shù)將基準(zhǔn)流場的壁面型線進行參數(shù)化表達，