专利名称：：基于任意激波形状的内乘波式高超声速进气道的制作方法
技术领域：
：本实用新型涉及的是一种基于任意激波形状的内乘波式高超声速进气道，属于高超声速进气道
技术领域：
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背景技术：
：高超声速飞行是指马赫数大于5的飞行。高超声速远程机动飞行器的研究因其重要的战略意义成为当今世界强国竞相开展的热点研究问题。进气道是高超声速推进系统中的主要部件，且与传统飞机不同，高超声速进气道的工作原理是利用高声来流的冲压效果实现对气流的压縮，为推进系统下游部件提供气源。因此，高超声速进气道通常被布置在飞行器前部，与前体造型完全融合、一体设计，如美国近期研制的X43和X51飞行器。可以肯定地说，高超声速进气道己经成为联系飞行器前体和推进系统的重要纽带，设计过程中必须充分考虑其与飞行器前体气动特征、三维外形的匹配和一体化。典型的高超声速进气道形式主要包括二元式进气道、轴对称式进气道、侧压式进气道等。此外，一类被称为三维内收縮进气道的设计近年来越来越引起人们的重视。目前国际上在研的三维内收縮进气道有美国JohnsHopkins大学BilIig等人在六十年代首次提出了运用流线追踪方法生成的三维Busemann进气道，并运用于其设计的SCRAM高超声速导弹方案中；A.P.Kothari等人则首次从概念设计角度提出用内收縮基本流场生成飞行器/进气道高度一体化的设计方案，该方案也被视为是一种漏斗(Funnel)型的内收縮进气道，英国牛津大学的A.J.Matthews和T.V.Jones等人设计了一种扇形进口，多模块布局的弹用乘波式进气道方案并进行了试验研究；美国空军实验室F丄Malo-Molina提出了另一种新型三维高超声速进气道Jaw，并对Jaw进气道开展了带燃烧室的全内通道设计。文献中没有给出此类进气道详细的设计方法，仅强调它是借鉴了三维向内收縮的设计概念。此外，有资料表明，美国下一代高超声速推进系统研究计划中，Hycause和FALCON飞行器也都拟采用此类被称为三维内收縮的进气道形式。可以预见，高超声速进气道向三维内收縮方向发展将成为必然趋势，也必将引起高超声速飞行器总体方案的再一次变革。各类三维内收縮进气道都是以流线追踪技术作为主要设计手段，进气道的总体性能主要取决于基本流场的出口气动参数。因此，基本流场的选择就变得尤为重要。已有的几类三维内收縮进气道都具有较高的压縮能力，进气道出口总压恢复等性能参数也高于传统类型的高超声速进气道。但常用的内收縮基本流场的主要缺陷在于出口参数均匀性较差，容易影响到进气道下游部件的正常工作。例如，在设计状态，二元流场的出口总压恢复系数的畸变指数理论值为O，即完全均匀；而直内收縮锥的总压恢复系数畸变指为1.086(最大、最小总压差略大于出口平均总压值)，截短Busemann流场的出口总压畸变为0.878。因此，设计出口参数尽量均匀的内收縮流场对提高进气道的工作能力有重要作用。此外，现有的三维内收縮式进气道设计普遍采用同一回转基本流场(可以是轴对称流场或非轴对称流场)内的直接流线追踪技术进行设计，因此进气道的进出口外形通常受到较大限制，而其中的初始入射激波更是只能为规则的圆弧状。虽然采用非轴对称流场的变中心体半径设计方法可以对进气道进出口形状进行定制，大大地改善了进气道外形设计的局限性，但是仍不能从根本上解决任意设计激波横截面形状的问题。
发明内容本实用新型提出一种固定几何、设计状态来流激波贴口，低马赫数自动溢流，初始激波横截面形状可以任意指定的内乘波式高超声速进气道。旨在克服现有技术所存在的缺陷。旨在从设计概念上突破内收縮初始激波圆弧形的限制，任意指定横截面上的激波形状，使内乘波式进气道的迎风阻力进一步得到降低，收縮比得到调节，进气道的起动性能也得到改善。从而有效克服现有技术所存在的缺陷。本实用新型的技术解决方案其特征是包括进气道收縮段和隔离段，进气道收縮段为三维向内收縮，高超声速来流在进口处形成非常规三维曲面的初始激波，该激波将三维进口面完全封闭。所述的进气道，其内的高超声速来流在进口处形成初始入射激波，该初始入射激波横截面形状为变曲率中心和曲率半径的不规则曲线。进气道的进口下半部存在溢流口，且溢流口的端部以直线段形式收拢。设计状态下，初始入射激波在直线收拢段发生反射；而在低马赫数非设计状态下，气流从溢流口自动溢流，从而实现拓宽进气道的工作马赫数范围的目的。所述的进气道收縮段在进气道肩部位置转平，进气道肩部连线形状根据进出口形状的不同存在差别，多表现为抛物线。经过该位置的反射激波后，主流方向基本平行来流。设计状态下，隔离段内接近均匀流动。基于任意激波形状的内乘波式高超声速进气道的设计方法，其特征是以轴对称内收縮基本流场为基础。所述的轴对称内收縮基本流场仅包括轴对称内收縮回转壁面，该内收縮回转壁面由ICFA回转壁面和部分Busemann回转壁面在特定位置组合而成，可以保证流场内获得等波强的初始入射激波和出口反射激波，从而获得几乎完全均匀的出口流场。所述的设计方法可以根据总体布局需要定制初始入射三维激波横截面形状，是通过确定激波曲线各微元段曲率中心位置及曲率方向来实现的。而后再根据需要的进气道进口或出口形状，结合当地曲率方向和曲率半径，进行不同中心，不同径向位置的流线追踪叠加组合获得流面，即符合要求的内乘波式进气道。本实用新型的优点基于任意激波形状的内乘波式高超声速进气道是一种固定几何进气道。内乘波设计可以保证该进气道全流量捕获来流，增大发动机推力的同时减小溢流阻力；采用ICFA和部分Busemann混合流场，可以提高进气道的出口气动性能，尤其是参数的均匀性；而初始入射激波横截面形状可以根据总体要求任意指定，进行定制的特点，可以进一步降低进气道的迎风外阻，并使得三维内收縮进气道的收縮比可以调节，从而改善进气道的低马赫数起动性能。最后，现有的高超声速飞行器外形多采用乘波式外形，进气道内截面激波形状可控制也更有利于该类进气道与乘波外形的飞行器机体进行一体化设计。附图1是轴对称内收縮基本流场示意图。附图2是基于任意激波形状的内乘波式高超声速进气道进、出口(方形进口)投影形状和横截面激波形状示意图。附图3-l是基于任意激波形状的内乘波式高超声速进气道进、出口(方形进口)三维轮廓示意图。附图3-2是表示基于任意激波形状的内乘波式高超声速进气道进、出口(方形进口)下部溢流口示意图。附图4是基于任意激波形状的内乘波式高超声速进气道进、出口(半圆形进口)投影形状和横截面激波形状示意图。附图5-l是基于任意激波形状的内乘波式高超声速进气道进、出口(半圆形进口)三维轮廓示意图。附图5-2是表示基于任意激波形状的内乘波式高超声速进气道进、出口(半圆形进口)下部溢流口的示意图。附图6是基于任意激波形状的内乘波式高超声速进气道进、出口(圆形出口)投影形状和横截面激波形状示意图。附图7-l是基于任意激波形状的内乘波式高超声速进气道进、出口(圆形出口)三维轮廓示意图。附图7-2是表示基于任意激波形状的内乘波式高超声速进气道进、出口(圆形出口)下部溢流口示意图。图中的1表示高超声速来流、2是ICFA流场、3是ICFA流场和Busemann流场的分界线、4是Busemann流场、5是ICFA流场初始内收縮锥激波、6是Busemann流场反射激波、7是轴对称流场中心线。8表示进口单元点、9是当地曲率平面、IO是收縮比控制角"、ll是横截面激波、12是进气道进口、13是出口单元点、14是当地曲率中心、15是进气道出口。16是进气道收縮段、17是进气道肩部、18是非常规三维曲面的初始入射激波、19是三维反射激波、20是进气道隔离段。21是下部溢流口、22是溢流口直线收拢段。23表示进口单元点、24是对称线。具体实施方式对照附图，基于任意激波形状的内乘波式高超声速进气道，其结构是包括进气道收縮段16和进气道隔离段20，其中进气道收縮段为三维向内收縮，高超声速来流1在进口处形成非常规三维曲面的初始入射激波18，该非常规三维曲面的初始入射激波18将三维进口面完全封闭。所述的进气道，其内的高超声速来流ll在进口处形成非常规三维曲面的初始入射激波18，该非常规三维曲面的初始入射激波横截面形状为变曲率中心和曲率半径的不规则曲线。进气道的进口下半部存在下部溢流口21，且下部溢流口的端部以直线段形式收拢22。设计状态下，初始入射激波在直线收拢段发生反射；而在低马赫数非设计状态下，气流从溢流口自动溢流，从而实现拓宽进气道的工作马赫数范围的目的。所述的进气道收縮段16在进气道肩部17位置转平，进气道肩部连线形状根据进出口形状的不同存在差别，多表现为抛物线。经过该位置的初始反射激波后，主流方向基本平行来流。设计状态下，进气道隔离段内接近均匀流动。如图l所示，内收縮基本流场是基于任意激波形状的内乘波式高超声速进气道的设计基础。该流场为轴对称内收縮流场，由ICFA流场和部分Busemann流场组合构成。其方法为保证ICFA流场和Busemann流场衔接处(图1中ICFA流场和Busemann流场的分界线3)马赫数、极角连续，而气流偏转角不连续。如此一来，气流首先经过ICFA流场，产生初始内收縮锥激波5，且ICFA区域基本独立，不受下游影响。而后，气流在ICFA流场和Busemann流场衔接处，以Busemann流场在该位置的需求马赫数和极角进入Busemann流场，产生图1中Busemann流场反射激波6，且波后产生具有Busemann流场4的出流特点，以几乎均匀的出口参数流出。三维内收縮进气道的性能主要由其对应基本流场的性能决定。表1列出了相同进出口条件下，三类主要类型收縮流场无粘条件下的出口性能参数。其中，截短Busemann流场具有最高的增压性能和总压恢复系数，但总压畸变指数值为0.878，收縮比为11.50，表明以此类流场为基本流场的进气道出口气流均匀性较差，且收縮比重大，不容易起动。直内收縮锥流场仅在收縮比和长度方面略具优势，在其他参数方面都明显逊于截短Busemann流场。而最后一行本专利中提出的ICFA和Busemann混合流场，收縮比和总压畸变指数分别低于截短Busemann流场7.39°/。和45.1%,可以预测，由该流场生成的进气道将具有较好的起动性能和出口参数均匀性。当然，由于压縮比重小，混合流场的压比几乎线性地比截短Busemann流场低8.59X，这表明为了改善进气道起动性能，必须相应地牺牲流场的部分压縮能力。此外，混合流场在性能参数总压恢复系数方面与截短Busemann流场相当，略低约2.97%。总体来看，本专利提出的ICFA和Busemann混合流场性能明显优于直内收縮锥流场。较截短Busemann流场而言，总压恢复系数略有减小，而流场收縮比和出口参数均匀性都得到了明显改善，更加适用于三维内收縮进气道的设计。表l各类收縮流场出口性能参数比较<table>tableseeoriginaldocumentpage10</column></row><table>本专利进气道设计中的关键是指定横截面内的激波形状，为了尽量减小进气道的迎风阻力，本方法中要求激波曲线各微元段的曲率中心都严格落在进气道下表面上，即从迎风面看，曲率中心和进气道进口、进气道出口下表面重合。此时，进气道下表面与来流方向完全重合，最大限度地降低了进气道的迎风阻力。在确定离散曲率中心位置后，曲率方向由中心依次向两侧散开，并由收缩比控制角"决定。其中，曲率方向的变化可以是均布的，也可以是按照某种指定规律进行分布。在曲率中心和曲率方向都确定以后，三维反射反激波在每一横截面上的激波曲线形状就是唯一确定的了。只要全部曲率中心不重合在一点，激波曲线形状就是不规则的曲线，进气道收縮比介于二维压縮和全三维压縮之间；而当全部曲率中心重合在一点时，该方法实际上退化为直接的流线追踪内乘波式进气道，收縮比达到最大，即全三维压縮。当横截面激波11形状确定后，设计人员还可以根据飞行器布局需要指定进气道进口或出口形状，而后将三维进气道型面设计转换为许多不同中心、不同径向位置内的二维轴对称截面流线追踪与周向型面叠加设计。值得注意地是，尽管各个周向位置的流线追踪是不同的(中心位置不同，流线径向位置不同)，但它们都是在同一个基本流场中(图1所示)进行的。因此，各当地曲率中心14的轴向位置是相同的，这也使得此类进气道下部溢流口都存在同一特征，即下部溢流口以直线段形式收拢。采用以上气动方法设计的是无粘条件下的基于任意激波形状的内乘波式高超声速进气道，在此基础上，还必须对进气道无粘固壁进行粘性修正(附面层位移厚度偏置)和肩部光顺才能够获得工程需要的内乘波式进气道。实施例1:在来流马赫数6.0，设计了如图l所示的轴对称内收縮基本流场，内收缩回转壁面由ICFA流场和部分Busemann流场组成，流场出口马赫数设计为3.0，面积收縮比为10.65，对应边长收縮比为3.26。进气道形状设计要求为进气道进口为正方形(如图2)，激波各曲率中心均位于正方形下底边上，要求两侧边向同一曲率中心收縮，而上壁面则向曲率方向均匀分布的一系列曲率中心收縮。因而，激波形状乃至进气道的收缩比都由收縮比控制角"惟一决定。当收縮比控制角逐渐增大，对角点上的收縮曲率中心向对称轴逐渐靠拢，进气道逐渐向全三维内收縮靠拢(当《=26.56。时，收縮比为10.65);当收縮比控制角"逐渐减小，对角点上的收縮曲宰中心向两侧移动，进气道逐渐向二维压縮靠拢(当"=0。时，收縮比为3.26)。因此，收縮比控制角"是激波形状、进气道外形、进气道起动性能(起动性能由收縮比决定)的主要控制参数。本实施例中选取收縮比控制角"介于最大和最小值之间，如图2所示后，激波横截面形状是惟一确定的，如横截面激波ll。根据进气道进口形状和各位置曲率中心、曲率方向，便可以确定出进气道出口形状如进气道出口15(宽高比大于l的矩形)。而后，在每一周向位置内进行不同中心，不同径向位置的流线追踪并加以组合，便可获得如附图3所示的基于任意激波形状的内乘波式高超声速进气道(方形进口)三维轮廓。实施例2:在来流马赫数6.0，设计了如图l所示的轴对称内收縮基本流场，内收縮回转壁面由ICFA流场和部分Busemann流场组成，流场出口马赫数设计为3.0，面积收縮比为10.65，对应边长收縮比为3.26。进气道形状设计要求为进气道进口为半圆形(如图4)，激波各曲率中心均位于圆形外圆周上，要求半圆形直径向同一曲率中心收縮，而两侧圆周则向曲率方向均匀分布的一系列曲率中心收縮。此时，激波形状乃至进气道的收縮比都由圆周段激波曲率方向角控制，分析过程同实施例l。选取圆周段激波曲率方向角如图4所示后，激波横截面形状是惟一确定的，如横截面激波ll。根据进气道进口形状和各位置曲率中心、曲率方向便可以确定出进气道出口形状如进气道出口15。而后，在每一周向位置内进行不同中心，不同径向位置的流线追踪并加以组合，便可获得如附图5所示的基于任意激波形状的内乘波式高超声速进气道(半圆形进口)三维轮廓。另外，本发明也可以设计为其他类似进、出口形状，例如圆形出口(图6，图7)，椭圆形出口等。上述实施例只是用于对本发明的解释，而不能作为对本发明的限制。因此凡是与本发明设计思路相同的实施方式均在本发明的保护范围内。工作过程是在设计状态下，高超声速气流通过进口进入进气道。基于任意激波形状的内乘波式高超声速进气道三维造型特点会使得气流通过指定的进口形状生成形状不规则的三维曲面的初始入射激波，该初始入射激波恰好封闭住三维进口面，保证进气道捕获流量全部进入进气道，且横截面激波内形状符合设计要求。进入进气道的气流经内收縮段的三维压縮向横截面激波的每一微元段曲率中心汇聚，在下部溢流口下直线收拢段产生反射。三维曲面的初始入射激波交上壁面于进气道肩部位置并再次发生拐折，气流方向转为接近平行于来流。设计状态下，进气道隔离段内不存在斜激波串，流动接近均匀地流出进气道出口，进入隔离段及下游发动机部件。低于设计马赫数情况下，进气道初始入射激波角增大，部分捕获来流会自动从进气道下唇口直线收拢段溢出，拓宽进气道低马赫数工作能力。权利要求1、基于任意激波形状的内乘波式高超声速进气道，其特征是包括进气道收缩段和隔离段，进气道收缩段为三维向内收缩。2、根据权利要求l所述的基于任意激波形状的内乘波式高超声速进气道，其特征是所述的进气道收縮段在进气道抛物线形的肩部位置转平。3、根据权利要求l所述的基于任意激波形状的内乘波式高超声速进气道，其特征是所述的进气道，在该进气道的进口下半部存在溢流口，该溢流口的端部以直线段形式收拢。4、根据权利要求l所述的基于任意激波形状的内乘波式高超声速进气道，其特征是所述的进气道的进口和出口形状有半圆形进口、方形进口和椭圆形出口、圆形出口。专利摘要本实用新型是基于任意激波形状的内乘波式进气道，其结构是包括进气道收缩段和隔离段，进气道收缩段为三维向内收缩，高超声速来流在进口处形成不规则的初始入射三维激波，该激波将三维进口面完全封闭。其设计方法是以内收缩轴对称基本流场为基础，该轴对称内收缩基本流场由ICFA流场和部分Busemann流场组合构成，在指定不同曲率中心和曲率方向的激波横截面形状后，在进气道每一周向平面进行不同中心，不同径向位置的基本流场流线追踪，获得基于任意激波形状的内乘波式进气道。优点保证该进气道全流量捕获来流，增大发动机推力的同时减小溢流阻力；提高进气道的出口气动性能，降低进气道的迎风外阻，改善进气道的低马赫数起动性能。文档编号F02C7/04GK201301751SQ200820159849公开日2009年9月2日申请日期2008年10月29日优先权日2008年10月29日发明者尤延铖,朱呈祥,梁德旺,郭军亮,黄国平申请人:南京航空航天大学