本發(fā)明涉及臨近空間高超聲速飛行器，尤其是涉及一種壁面壓力可控的內(nèi)外乘波一體化設(shè)計方法。

背景技術(shù)：

臨近空間飛行器的發(fā)展涉及國家安全與和平利用空間，是目前國際競相爭奪空間技術(shù)的焦點之一。以美國、俄羅斯為代表的世界強國都在大力推進各自的高超聲速飛行研制計劃(Joseph,M.H,James S.M.Richard C.M.,The X-51A Scramjet Engine Flight Demonstration Program,15^th AIAA International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference,2008)。自上世紀60年代以來的大量研究充分說明，飛機器與推進系統(tǒng)的一體化設(shè)計是實現(xiàn)高超聲速飛行的關(guān)鍵，而機體與推進系統(tǒng)一體化的核心則是飛行器和進氣道的一體化。從目前的研究熱點和趨勢看，外乘波體飛行器設(shè)計和三維內(nèi)收縮進氣道研究已經(jīng)成為兩個領(lǐng)域內(nèi)公認的先進設(shè)計方法和領(lǐng)先技術(shù)。

進氣道是高超聲速飛行器推進系統(tǒng)中的主要部件。它位于飛行器前部，直接與高超聲速飛行器前體相連接，起著壓縮來流，為下游提供盡可能多高能氣流的作用。經(jīng)過長期的發(fā)展人們提出了一系列高超聲速進氣道形式，主要包括：二元式進氣道、軸對稱式進氣道、側(cè)壓式進氣道，并就它們的設(shè)計方法、流動特征、工作特性、工程設(shè)計研究等問題開展了研究。此外，國外研究人員還提出了一系列三維內(nèi)收縮高超聲速進氣設(shè)計思路和方案。如：美國約翰霍普金斯大學F.S.Billig等提出的流線追蹤Busemann進氣道(Brien,T.F.and Colville,J.R.Analytical Computation of Leading Edge Truncation Effects on Inviscid Busemann Inlet Performance,AIAA paper,2007)；美國Astrox公司的P.K.Ajay等提出的“Funnel”型進氣道概念(Billig,F.S.and Kothari,A.P.,Streamline Tracing:Technique for Designing Hypersonic Vehicles,Journal of Propulsion and Power,Vol.16,No.3,2000,pp.465-471)；美國航天宇航研究中心的M.K.Smart等提出的將矩形進口光滑轉(zhuǎn)為橢圓形出口(Smart,M.K.and Trexler,C.A.Mach4Performance of a Fixed-Geometry Hypersonic Inlet with Rectangular-to-Elliptical Shape Transition,41st AIAAAerospace Sciences Meeting&Exhibit,2002)的思路等。在國內(nèi)，尤延鋮等學者率先將外流乘波理論運用在進氣道內(nèi)流研究中，提出了一種被稱為內(nèi)乘波式的三維內(nèi)收縮高超聲速進氣道。數(shù)值模擬和高焓風洞試驗證實：設(shè)計狀態(tài)下，該進氣道可以全流量捕獲來流；在非設(shè)計狀態(tài)，該類進氣道可以通過進口的自動溢流，明顯改善低馬赫數(shù)工作能力，因而具有較好的總體特性。

雖然在高超聲速飛行器和高超聲速進氣道研究領(lǐng)域，各項研究已經(jīng)取得了顯著的進展，部件性能也在不斷提升。然而，迄今為止，科研人員尚未發(fā)現(xiàn)有效的方法，使得壁面壓力分布得到控制。而壁面壓力對飛行器性能提升有至關(guān)重要的作用。與此同時，科研人員也尚未得到高性能且適用于外乘波體飛行器與三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道的一體化裝置，使二者的結(jié)合實現(xiàn)飛行器總體性能的最大化。由于二者工作要求不同，很長一段時間里，人們一直認為一體化就是分別設(shè)計兩個高性能部件，對它們進行相干疊加和相互折衷。但一體化問題絕非如此簡單。美國空軍高超聲速計劃首席科學家Mark Lewis在文獻(M.Lewis,A Hypersonic Propulsion Airframe Integration Overview,39th AIAA與ASME與SAE與ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit,2003)中指出，雖然我們很容易設(shè)計出升阻比7～8的飛行器，但現(xiàn)有的匹配上發(fā)動機的高超聲速飛行器升阻比最大也只有3.8。而乘波進氣道對飛行器性能提升也有至關(guān)重要的作用。由此可見，目前制約高超聲速系統(tǒng)總體性能的問題之一是缺乏一種壁面壓力可控的內(nèi)外乘波一體化設(shè)計方法。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的旨在提供一種壁面壓力可控的內(nèi)外乘波一體化設(shè)計方法。

本發(fā)明包括以下步驟：

1)根據(jù)設(shè)計要求指定前緣捕獲型線在設(shè)計截面上的投影和所需的壓力分布。

2)設(shè)計前緣捕獲型線在俯視圖上的投影，根據(jù)給定壓力分布，利用逆向特征線法求解對應(yīng)的壓縮型線。

3)根據(jù)壓縮型線以及密切面與對稱面夾角，在相應(yīng)的軸對稱外壓縮流場或軸對稱內(nèi)收縮流場內(nèi)，通過坐標變換，得到內(nèi)外乘波一體化的壓縮型面。

4)設(shè)計三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道出口截面和三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道唇口在設(shè)計截面上的投影，并根據(jù)激波關(guān)系得到三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道唇口的三維構(gòu)型。

5)以壓縮型面為基礎(chǔ)對內(nèi)外乘波一體化飛行器進行幾何構(gòu)造。

在步驟5)中，所述幾何構(gòu)造包括飛行器上表面、飛行器下表面、隔離段向后等直拉伸等。

本發(fā)明得到壁面壓力可控的內(nèi)外乘波一體化方案設(shè)有外乘波體飛行器和三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道；所述三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道設(shè)有三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道壓縮型面、三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道唇口、三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道肩部、三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道隔離段和三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道橫向溢流口；所述外乘波體飛行器與三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道依靠二元平面楔導乘波段連接過渡，三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道型面于三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道肩部處轉(zhuǎn)平進入三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道隔離段，橫向溢流口存在于外乘波體飛行器與三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道壓縮型面連接過渡處。

本發(fā)明的優(yōu)點如下：

利用本發(fā)明生成的壁面壓力可控的內(nèi)外乘波一體化飛行器同時兼顧了外乘波體飛行器與三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道的性能，并且實現(xiàn)了對乘波體壁面壓力的控制。其中，外乘波體飛行器具有較高的升阻力特性。進氣道為三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道，而且乘波體壁面壓力得到控制，保證了全流量捕獲來流，增大發(fā)動機推力的同時減小外流阻力；在低馬赫數(shù)情況下又能自動調(diào)整溢流，拓寬進氣道的工作馬赫數(shù)范圍。依靠曲率半徑無窮遠的平面楔導乘波體過渡段，實現(xiàn)內(nèi)外乘波部分的自然過渡，保證了實現(xiàn)高升阻比的乘波裝置不會因為與進氣道裝置的耦合而犧牲總體性能，從而在不降低升阻比的情況下出色地完成進氣道的工作。

附圖說明

圖1是壁面壓力可控的內(nèi)外乘波一體化方案壓縮型面正視圖。

圖2是壁面壓力可控的內(nèi)外乘波一體化方案流向壓力分布以及壓縮型面俯視圖。

圖3是逆向特征線法的求解示意圖。

圖4是壁面壓力可控的內(nèi)外乘波一體化方案仰視示意圖。

圖5是壁面壓力可控的內(nèi)外乘波一體化方案半剖結(jié)構(gòu)示意圖。

圖6是壁面壓力可控的內(nèi)外乘波一體化方案總體結(jié)構(gòu)示意圖。

圖中的標記為：1表示壁面壓力可控的內(nèi)外乘波一體化方案對稱截面、2表示三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道前緣捕獲型線在設(shè)計截面上的投影、3表示外乘波體前緣捕獲型線在設(shè)計截面上的投影、4表示二元平面乘波段密切面、5表示外乘波段激波曲線當?shù)厍手行摹?表示外乘波段密切面、7表示前緣捕獲型線在設(shè)計平面的離散點、8表示內(nèi)乘波段激波曲線當?shù)厍手行摹?表示內(nèi)乘波段密切面、10表示外乘波體下表面型線、11表示三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道壓縮型面、12表示外乘波體壓縮型面、13表示三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道壓縮型線、14表示外乘波體壓縮型線、15表示壁面壓力可控的內(nèi)外乘波一體化方案流向壓力分布、16表示二維平面壓縮段、17表示外乘波段密切面6上外乘波體流向截面的壓縮型線、18表示內(nèi)乘波段密切面9上三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道流向截面壓縮型線、19表示三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道橫向溢流口、20表示三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道唇口、21表示三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道肩部型線、22表示三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道隔離段、23表示三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道隔離段出口、24表示外乘波體飛行器與三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道前緣、25表示外乘波體飛行器、A表示A₁和A₂在壓力分布曲線15的對應(yīng)點、B表示B₁和B₂在壓力分布曲線15的對應(yīng)點、C表示C₁和C₂在壓力分布曲線15的對應(yīng)點、D表示D_A和D_C在壓力分布曲線15的對應(yīng)點、A₁和A₂表示三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道壓縮型線起始點、B₁和B₂表示二維平面乘波段壓縮型線起始點、C₁和C₂表示外乘波體壓縮型線起始點、D_A表示三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道壓縮型線終止點、D_C表示外乘波體壓縮型線終止點、E表示外壓縮軸對稱流場內(nèi)右行特征線與激波的交點、F表示內(nèi)收縮軸對稱流場內(nèi)右行特征線與激波的交點。

具體實施方式

以下實施例將結(jié)合附圖對本發(fā)明作進一步的說明。

參見圖1～6，壁面壓力可控的內(nèi)外乘波一體化設(shè)計方法的主要實施步驟包括：

(1)、根據(jù)設(shè)計要求指定前緣捕獲型線在設(shè)計截面上的投影和所需的壓力分布。前緣捕獲型線在設(shè)計截面上的投影分為外乘波段和內(nèi)乘波段，分別對應(yīng)曲線3和曲線2，并求解曲線上每一離散點曲率以及曲率中心，其中外乘波段和內(nèi)乘波段通過曲率為∞的二元平面乘波段16過渡。以外乘波段為例，將離散點7與對應(yīng)的曲率中心5相連得到密切軸，沿垂直于直面方向拉伸得到密切面6，同理，將離散點與對應(yīng)的曲率中心8相連得到密切軸，沿垂直于直面方向拉伸可得內(nèi)乘波段密切面9。曲率為無窮時得到二元平面乘波段密切面4。流向壓力分布15可以采用二次曲線或三次曲線等設(shè)計，改變流向截面中壓力分布曲線15來實現(xiàn)對壁面壓力分布的控制。其中內(nèi)外乘波體沿橫向方向壓力相同，即橫向方向A₁A₂之間壁面壓力均為A點壓力，橫向方向B₁B₂之間壁面壓力均為B點壓力。

(2)、設(shè)計前緣捕獲型線在俯視圖上的投影，根據(jù)給定壓力分布，利用逆向特征線法求解對應(yīng)的壓縮型線。求解過程分為外乘波段和內(nèi)乘波段，分別對應(yīng)軸對稱外壓縮基本流場和軸對稱內(nèi)收縮基本流場。其中外乘波段以密切面6為例，內(nèi)乘波段以密切面9為例。根據(jù)外乘波段密切面6對應(yīng)的壓力分布曲線CD，結(jié)合來流參數(shù)以及該密切面曲率，并以右行特征線ED_Cs為特征線邊界條件，如圖3(a)所示，采用逆向特征線法求解得到壓縮型線17(壓縮型線C_1sD_Cs)以及對應(yīng)的軸對稱外壓縮流場；同理，根據(jù)內(nèi)乘波段密切面9對應(yīng)的壓力分布曲線AD，結(jié)合來流參數(shù)以及該密切面曲率，并以左行特征線FD_As為特征線邊界條件，如圖3(b)所示，采用逆向特征線法求解得到密切面9內(nèi)的壓縮型線18(壓縮型線A_1sD_As)以及對應(yīng)的軸對稱內(nèi)收縮流場。

(3)、根據(jù)壓縮型線以及密切面與對稱面夾角，在相應(yīng)的軸對稱外壓縮流場或軸對稱內(nèi)收縮流場內(nèi)，通過坐標變換，得到內(nèi)外乘波一體化的壓縮型面。首先根據(jù)外乘波段密切面6與壁面壓力可控的內(nèi)外乘波一體化方案對稱截面1的夾角α，在對應(yīng)的軸對稱外壓縮流場內(nèi)，利用壓縮型線C_1sD_Cs上每一點坐標(x，y)，求解得到密切面6內(nèi)壓縮型線14(即壓縮型線C₁D_C)上每一點的三維坐標(x，ysinα，ycosα)，之后將外乘波體的各密切面內(nèi)壓縮型線組合得到外乘波體壓縮型面12；同理，根據(jù)密切面9與對稱面1的夾角β，在對應(yīng)的軸對稱內(nèi)收縮流場內(nèi)，利用壓縮型線A_1sD_As上每一點坐標(x，y)，求解得到密切面9內(nèi)壓縮型線13(即壓縮型線A₁D_A)上每一點的三維坐標(x，ysinβ，ycosβ)，將內(nèi)乘波段各密切面內(nèi)壓縮型線組合得到三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道壓縮型面11。

(4)、設(shè)計三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道出口截面和三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道唇口在設(shè)計截面上的投影，并根據(jù)激波關(guān)系得到三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道唇口的三維構(gòu)型。其中，三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道隔離段出口截面23設(shè)計為類矩形，外乘波體與三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道所乘激波曲線內(nèi)乘波段沿壓縮型面11向下游發(fā)展，與三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道唇口在設(shè)計截面上的投影沿流向發(fā)展得到的面相貫求得三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道唇口20的三維構(gòu)型。

(5)、以壓縮型面為基礎(chǔ)對內(nèi)外乘波一體化飛行器進行幾何構(gòu)造(如飛行器上表面前緣捕獲型線24、下表面型線10，隔離段向后等直拉伸等)。獲得在設(shè)計飛行狀態(tài)下壁面壓力可控的內(nèi)外乘波一體化裝置。

本壁面壓力可控的內(nèi)外乘波一體化方案在保持外乘波體與三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道優(yōu)點的同時，實現(xiàn)了兩種高性能裝置的一體化，并且使壁面壓力分布得到了控制，從而提高飛行器與推進系統(tǒng)的總體性能。

如圖6所示，本壁面壓力可控的內(nèi)外乘波一體化方案包括外乘波體飛行器25與三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道，三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道由三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道壓縮面11、三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道唇口20、三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道肩部型線21、三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道隔離段22與三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道橫向溢流口19組成。且三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道能夠?qū)崿F(xiàn)內(nèi)部乘波。外乘波體飛行器25與三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道依靠二元楔導乘波段16連接過渡，三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道型面11于三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道肩部型線21處轉(zhuǎn)平進入三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道隔離段22，三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道唇口20位置由設(shè)計條件下三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道入射激波反射點位置確定，三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道橫向溢流口19存在于外乘波體飛行器25與三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道壓縮型面11連接過渡處。