[发明专利]超声速进气道及其壁面确定方法

说明书

技术领域

本发明涉及空气动力学领域，具体而言，涉及一种超声速进气道及壁面确定方法。

背景技术

超声速进气道是吸气式超声速推进系统关键部件之一，主要任务是高效地向燃烧室提供一定压力、温度、速度和流量的空气，是整个推进系统能够产生足够推力，满足飞行器的需求。

进气道内部流场参数分布直接决定了进气道的启动性能、抗反压能力和出口气流的均匀度，进而影响发动机和飞行器的整体性能。

现有的超声速进气道设计方法有很多种，其中最典型的是专著《飞机内流空气动力学》论述的一种多波系的进气道设计方法，其步骤如下：

(1)根据设计点的选择和设计要求，确定前体激波数目；

(2)根据总压恢复系数的要求，确定外罩内唇角；

(3)根据内压缩型面要求，确定前体各级压缩面的角度；

(4)根据流量系数要求，确定压缩面相对于唇口的位置；

(5)进行三维设计。

这样得到的进气道的入口截面流场参数、内压缩段中心线流场参数和出口流场参数直接决定了进气道的启动性能、抗反压能力和出口气流的均匀度。现有技术大都采用控制壁面坐标或壁面流动参数的方法设计进气道型面间接确定，因此是被动的设计参数，难以直接有效地提高进气道各个方面的性能。

发明内容

本发明旨在提供一种适用于非均匀来流、入口流场参数和内压缩中心线可控的超声速进气道及其壁面确定方法。

为了实现上述目的，根据本发明的一个方面，提供了一种超声速进气道的壁面确定方法，包括：根据前体长度和捕获高度，确定超声速进气道的前体激波曲线；根据飞行条件和前体激波曲线的形状，采用特征线法，确定超声速进气道的前体壁面曲线和波后流场，其中，前体壁面曲线的一端为前体激波曲线的第一端点；根据超声速进气道设计结构的几何约束，采用特征线法，确定超声速进气道的下游壁面曲线，其中，下游壁面曲线的第一端点为前体壁面曲线的远离前体激波曲线的端点；根据超声速进气道设计结构的几何约束，利用特征线法，确定超声速进气道的相对应的上下壁面曲线，其中，上下壁面曲线中的上壁面曲线的一端为前体激波曲线的远离前体壁面曲线的端点，下壁面曲线的一端为下游壁面曲线的第二端点；根据上壁面曲线确定超声速进气道的上壁面；根据前体壁面曲线、下游壁面曲线以及下壁面曲线确定超声速进气道的下壁面。

进一步地，确定前体壁面曲线和波后流场之后，根据超声速进气道设计结构的几何约束，采用特征线法，确定超声速进气道的下游壁面曲线的步骤包括：根据外收缩比，确定超声速进气道内压缩入口截面所在射线，其中，射线的端点为前体激波曲线的远离前体壁面曲线的端点。

进一步地，确定射线之后，根据超声速进气道设计结构的几何约束，采用特征线法，确定超声速进气道的下游壁面曲线的步骤还包括：根据超声速进气道的启动性能要求，设定射线上的流场参数分布。

进一步地，确定射线上的流场参数分布之后，根据超声速进气道设计结构的几何约束，采用特征线法，确定超声速进气道的下游壁面曲线的步骤还包括：从前体壁面曲线的远离前体壁面曲线的端点，沿接近射线的方向设定一段下游壁面曲线，并确定该段下游壁面曲线的另一端点；使该段下游壁面曲线初始方向角等于激波曲线的方向角；采用特征线法，确定从该段下游壁面曲线的另一端点发出的左行特征线以及该左行特征线与射线的交点，使该交点满足射线上的流场参数分布；若该交点的流场参数压缩不够，则增加初始方向角，否则减小初始方向角，直至达到所需要的精度。

进一步地，确定左行特征线之后，根据超声速进气道设计结构的几何约束，采用特征线法，确定超声速进气道的下游壁面曲线的步骤还包括：将左行特征线作为新的边界，再向接近射线的方向设定一段下游壁面曲线，并使该段下游壁面曲线的初始方向角等于前一段下游壁面曲线的流动方向角；利用特征线法，确定从该段下游壁面曲线的自由端点发出的新的左行特征线以及该新的左行特征线与射线的交点，使该交点的满足射线上的流场参数分布；若该交点的流场参数压缩不够，则增加该段下游壁面曲线的流动方向角，否则减小该段下游壁面曲线的流动方向角，直至达到所需要的精度；重复上一过程，获得新的一段下游壁面曲线，直至下游壁面曲线与射线相交，完成下壁面曲线的确定。

进一步地，确定下游壁面曲线之后，根据超声速进气道设计结构的几何约束，利用特征线法，确定超声速的相对应的上下壁面曲线的步骤包括：将下游壁面曲线的第二端点和射线顶点所确定的特征线上的流场参数分布作为入口边界的流场参数分布，采用特征线法，确定该入口边界的影响域。