一种乘波前体进气道一体化构型的反设计方法与流程

本发明属于吸气式高超声速飞行器机体气动外形与推进流道一体化设计领域，涉及到基于内收缩基准流场的乘波前体进气道一体化构型及其反设计(根据给定的壁面参数分布形式反求壁面形状)方法。

背景技术：

吸气式高超声速飞行器的升阻比随着飞行马赫数的增加而降低，对于一定质量的飞行器，其阻力将会持续增大。此外，来流气体的密度随着飞行速度和高度的增加而下降，发动机的捕获流量将急剧减少，导致飞行器的推力骤降。阻力的上升和推力的下降使得以吸气式发动机作为动力装置的飞行器很难实现高超声速飞行。

为实现推阻平衡，吸气式高超声速飞行器往往采用机体/推进一体化设计，而高超声速进气道与前体的一体化设计是其中的一项关键内容。从空气动力学的角度出发，一体化前体进气道的设计需要从两方面着手：①提升前体的升阻比和进气道的性能；②实现前体与进气道间的气动衔接。

乘波体具有升阻比高的特点，被广泛应用于各类高超声速飞行器的设计。采用乘波前体方案可以进一步提高构型的升阻比，是前体进气道一体化设计的理想选择。在进气道设计方面，设计优良的进气道所具有的性能指标包括高的总压恢复性能、高的流量捕获能力和较高的流动均匀性等。高超声速进气道的性能指标与其波系配置方案直接相关，常规斜激波压缩或等熵压缩进气道的前缘激波和唇口激波均为直激波，使得非设计状态下的激波曲率变化较大，导致进气道的性能不佳。为了兼顾飞行包线内不同的来流状态，进气道的波系配置方案正朝着精细化的设计方向发展，通过采用反设计方法，可以生成前缘弯曲激波和唇口弯曲激波并可通过给定壁面参数的分布规律实现调节激波强度的目的，从而实现对进气道性能的优化。

另一方面，进气道本身是作为推进系统的一部分而单独设计的，一般是通过几何修型的方法来实现与前体的匹配，若两者间的匹配不合适，前体压缩波系会改变进气道的波系结构，从而造成进气道流场的不均匀，前体边界层会使得进气道入口的气流偏转超过设计要求而不能实现激波封口，从而影响进气道的性能。在一体化设计过程中，前体与进气道集成所引起的性能损失应得到细致的考虑，需发展相应的气动设计方法代替几何修型方法。

基于提高一体化前体进气道性能的考虑，迫切需要构建一种气动设计方法，使之能够设计出高升阻比的乘波前体，能够根据给定的壁面参数分布反设计进气道，能够实现乘波前体与进气道间的气动衔接。通过采用该设计方法，能够为高超声速一体化前体进气道设计提供工程实用化的可行性技术途径。

技术实现要素：

本发明的目的是提供一种乘波前体进气道一体化构型的反设计方法，本发明采用内收缩基准流场，通过运用特征线方法，实现对给定壁面参数分布基准流场的反设计；在内收缩基准流场的基础上，综合运用密切轴对称和流线追踪两种气动设计方法实现了前体和进气道间的光滑过渡；同时采用该设计方法能够对进气道的前缘捕获形状和出口形状进行调整，使之满足高流量捕获和与燃烧室匹配的要求。采用该方法设计的一体化构型方案具有良好的设计点性能，同时非设计点的流量捕获能力强，具有较强的工程可实现性。

本发明的技术方案如下：

一种乘波前体进气道一体化构型的反设计方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤一：反设计生成给定壁面参数分布的内收缩基准流场，如图1所示，所述内收缩基准流场包含向对称轴1转向的压缩型面2和压缩型面2内侧的中心体型面3，压缩型面2和中心体型面3具有公共的对称轴1；所述内收缩基准流场包含初始弯曲激波4、压缩波和中心体反射激波5，其中初始弯曲激波4与中心体3相交于中心体3的起始点6，中心体反射激波5与压缩型面2相交于内收缩基准流场的肩点7；

步骤二：生成一体化乘波前体进气道构型的前缘捕获型线8和进气道入口捕获型线9，如图2所示，所述的前缘捕获型线8为上凸曲线，沿展向保持光滑连续；所述的进气道入口捕获型线9为上凸曲线，沿展向保持光滑连续；

步骤三：确定流线追踪和密切轴对称过程中的参考点，如图3所示，定义型线10为进气道入口捕获型线9所对应的曲率中心型线，进气道入口捕获型线9上的离散点12的曲率中心为位于型线10上的离散对应点13，离散点12与离散对应点13构成了密切平面11，密切平面11交前缘捕获型线8于前缘交点14；

步骤四：对基准流场进行比例放缩，前缘捕获型线上离散点12的曲率半径为离散点12与离散对应点13间的距离，根据离散点12对应曲率半径与基准流场中心体3曲率半径的比值对步骤一中设计的内收缩基准流场进行比例放缩，将比例放缩基准流场变换到密切平面11内，进气道入口捕获型线上的离散点12和基准流场初始弯曲激波与中心体3的交点6相对应，基准流场的对称轴所在位置与离散对应点13相对应；

步骤五：在比例放缩基准流场中进行流线追踪，如图4所示，密切平面11与前缘捕获型线8的交点为前缘交点14，通过前缘交点14做平行于对称轴的直线与初始弯曲激波相交于激波交点14*，以激波交点14*为起始点在比例放缩基准流场追踪一条流线15，所述流线15止于中心体反射激波5于反射激波交点16；

步骤六：沿进气道入口捕获型线9上不同的离散点重复步骤三至步骤五，获得其它乘波前体进气道的压缩面型线17，如图5所示；

步骤七：机体造型设计：如图6所示，一体化乘波前体进气道构型的上表面与来流方向一致，压缩型面从最大捕获宽度点18开始截断并逐步过渡到进气道入口捕获宽度，唇罩两侧安装侧板19，为提高起动能力，唇口侧板采取后掠设计。

进一步的，步骤一中所述的内收缩基准流场反设计分为三个区域，如图7所示，分别是初始弯曲激波区20、波间等熵压缩区21和中心体反射激波区22；所述基准流场采用特征线反设计方法求解，给定壁面马赫数变化规律为反正切分布；基准流场初始弯曲激波压缩角23的取值为4°；基准流场中心体型面和肩点后部型面均采用与来流方向相同的直线型面；基准流场中心体半径24占入口捕获半径25的比例可以根据设计要求的收缩比来调节。

更进一步的，步骤二中所述的前缘捕获型线8采用指数率函数控制，进气道入口捕获型线9采用超椭圆曲线函数控制。

本发明的有益效果为，本发明提出的乘波前体进气道一体化构型反设计方法，能够设计出高升阻比的乘波前体，能够根据给定的壁面参数分布反设计进气道，能够实现乘波前体与进气道间的气动衔接，具有很好的工程实用性。通过调整前缘捕获型线能够提高构型的流量捕获能力，通过调整进气道入口捕获型线能够调整进气道出口形状便于与燃烧室匹配。本发明将有助于提升乘波前体进气道一体化构型的升阻比，有助于吸气式高超声速飞行器实现推阻平衡，具有很强的工程实用性。

附图说明

图1为给定壁面参数分布反设计的内收缩基准流场示意图；

图2为乘波前体进气道构型的前缘捕获型线和进气道入口捕获型线示意图；

图3为流线追踪和密切轴对称过程中的参考点示意图；

图4为流线追踪过程示意图；

图5为以不同离散点作起始点的密切轴对称过程示意图；

图6为机体造型设计示意图；

图7为内收缩基准流场流场结构详细示意图；

所有附图中附图标记为：1-基准流场对称轴，2-压缩面型线，3-中心体型线，4-初始弯曲激波，5-中心体反射激波，6-初始激波与中心体的交点，7-中心体反射激波与压缩型面的交点即肩点，8-前缘捕获型线，9-进气道入口捕获型线，10-进气道入口捕获型线对应的曲率中心型线，11-密切平面，12-进气道入口捕获型线上的离散点，12^*-点12对应于中心体上的点，13-点12对应的曲率中心点，14-密切平面11与前缘捕获型线9的交点，14^*-点14在初始弯曲激波上的对应点，15-以点14^*为起始点追踪的流线，16-流线15交中心体反射激波上的流线终止点，17-以其它离散点为起始点追踪的流线，18-压缩型面最大捕获宽度截断起点，19-唇罩侧板，20-初始弯曲激波区，21-波间等熵压缩区，22-中心体反射激波区，23-初始弯曲激波压缩角，24-基准流场中心体半径，25-基准流场入口捕获半径。

具体实施方式

发明内容部分已对本发明技术方案作出了清楚完整的描述，在此不再赘述。