[发明专利]一种高超声速内转式进气道的内通道设计方法

说明书

技术领域

本发明涉及飞行器进气道设计领域，特别是一种高超声速内转式进气道的内通道设计方法。

背景技术

高超声速内转式进气道是一种采用流线追踪方法设计的新型进气道构型。在设计点状态，前体激波贴口，实现全流量捕获，避免了传统二元进气道的三维展向溢流，而且内转式进气道的前体压缩面三面参与压缩，压缩效率更高，可以实现短距大扩压；不仅如此，内转式进气道的前体便于和飞行器机身进行一体化设计，因此获得了研究人员的青睐，成为美国下一代高超声速计划中采用的进气道方案。

自三维内转式进气道这一概念提出以来，研究人员主要关注的是其基准流场的构造与优化，进气道前体压缩面的设计等等，而对于内转式进气道的设计则比较简单。现有的内通道设计方法可以分为两类：第一类是按照基准流场，仍然采用和前体压缩面相同的流线追踪方法来构造内通道，这种方法实施起来简单，但设计出来的进气道内收缩比太大，进气道的起动问题特别突出，而且出口形状不规则，不可控，为了实现对出口截面的形状和面积进行控制，研究人员另辟蹊径，采用从出口截面向上游追踪流线的方式，但内收缩比过大的问题仍然存在，而且这种自下而上的流线追踪方法使得进气道的前体形状又不可控，因此无论是自上而下还是自下而上的流线追踪方法都无法实现进气道进出口截面同时满足要求；第二类：为了避免这种方法的问题，国外提出了一种REST进气道，该类进气道的捕获形状为矩形，出口形状为椭圆，其设计进气道前体及内通道的方法是首先根据捕获形状，自上游向下游追踪流线，然后根据出口形状的要求自下而上追踪流线，最后根据一定的规律拟合出两套流线的中间型线，这种方式实现了进气道捕获形状和出口形状的双可控，但由于最终的型线并非真正的流线，因此对前体激波以及前体压缩面的流量捕获特性有影响。

实际上对于内转式进气道，其前体决定了进气道的流量捕获能力，而内通道设计的好坏则直接决定进气道的内流性能。如果仅仅从基准流场的无粘流动出发设计内通道，在有粘条件下，唇罩反射激波和进气道内的边界层相干，使得内通道的流动结构明显偏离基准流场，因此在设计内通道时必须考虑粘性的影响，尽量削弱唇罩反射激波和边界层干扰现象。根据已有的研究表明：唇罩反射激波和进气道肩部膨胀扇的相对位置对唇罩激波/边界层干扰现象有重要影响，因此在进行内通道设计时必须能做到可以对唇罩反射激波和肩部膨胀扇的相对位置关系进行人工干预。

在结构上，内通道衔接着上游的进气道前体压缩面和下游的燃烧室，因此内通道型面必须满足从前体压缩面到燃烧室的光滑过渡，在数学形式上则需要满足零阶和一阶连续。近年来，南京航空航天大学发展了一种通用扩压器的设计方法(专利公开号：CN 103950544A)，由于这种方法的先决条件是进出口截面上所有点必须满足切线方向水平，而对于内转式进气道前体呈现高度的三维收缩状态，进口截面上每一点的切线方向都不同，这种设计方法不再适用。因此发展出一种不影响进气道的流量捕获特性，更加通用，气动上可控的通用内通道型面设计方法显得十分必要。

发明内容

为解决上述问题，本发明提供了一种不影响进气道流量捕获特性的通用内转式进气道内通道设计方法，能够实现内通道进出口复杂截面形状、切向分布特性的光滑过渡，满足各种进气道捕获形状和燃烧室形状的内转式进气道内通道型面设计，具有良好的通用性。

为了达到上述目的，本发明采用的技术方案如下：

(1).将进气道的捕获型线离散化，在基准流场中追踪流线，获得流线的集合；

(2).将流线在内通道进口截面位置进行截断，分析进口截面的形状、位置，根据流线，分析进口截面上每一点的三维切线方向；

(3).确定出口截面形状，位置以及出口截面上每一点的三维切线方向，根据进气道对总收缩比或者内收缩比的要求，对该形状进行缩放处理；

(4).将内通道进出口截面形状用弧长坐标进行表述，建立进出口截面上点的映射关系；

(5).选择过渡曲线上两个控制点的位置变化规律，包括线性变化规律等；

(6).根据进出口截面上点的映射关系，确定进出口截面上对应点的位置，方向，根据第(5)的控制点位置变化规律，确定两个控制点的位置，求解贝塞尔曲线各项系数，构建通过进出口截面上两点之间的过渡曲线；

(7).校验过渡曲线的凹凸性。为了保证整个管道是收缩的，需要保证每一条过渡曲线都是凸的，如果不满足这一条件，调整控制点的前后位置；

(8).将所有过渡曲线组成进气道的内通道型面。