[发明专利]一种无激波边界层排移鼓包的设计方法

说明书

本发明提出一种无激波边界层排移鼓包的设计方法，首先给定对称面上压力的最大值和最小值，然后拟合出对称面上的压力曲线，采用特征线的方法求解压力曲线所对应的轴对称外转基准流场。因为在基准流场的求解中采用完全马赫压缩，因此设计出的鼓包在设计点上无激波产生，避免了激波带来的损失；最后基于给定的后缘型线，通过调整各流线的相对位置生成鼓包，达到型面优化的目的。本发明基于压力分布的基准流场设计更具有针对性，设计效率较高；对来流只进行马赫波压缩，避免了激波对来流造成的损失；通过后缘型线的控制改善鼓包对边界层的排移效果。

技术领域

本发明涉及超/高超声速飞行器，尤其是涉及超声速进气道的一种基于对称面压力分布驱动和后缘型线控制的边界层排移鼓包设计方法。

背景技术

超/高超声速飞行器的发展涉及国家安全与和平利用空间。在武器装备发展中，超/高超声速飞行器通过高速飞行使得一般的拦截方式失效，而携带的大量动能可以造成巨大破坏力。因此研究和发展超/高超声速飞行器对巩固国家国防实力有重大意义，同时该领域也是目前国际竞相争夺的高技术前沿之一。

超/高超声速飞行器进气道的作用主要是捕获来流并增压，以满足燃烧需求。但进气道激波的产生和反射会损失来流的能量，且飞行速度越高，损失越大。同时由于机身前体的存在，来流会在进气道入口处形成一层相当厚度的边界层，如果大量低能量气流进入进气道内，激波/边界层干扰加剧，隔离段抗反压能力也会降低。针对这些问题，传统的做法是在机体和进气道之间预留一段高度为当地边界层厚度的缝隙，从而达到排移边界层的作用。但这种进气道的边界层抽吸系统和旁路系统使飞行器重量增加，可靠性降低，同时也降低了飞行器的隐身性能。

上世纪九十年代洛克希德·马丁公司提出了鼓包式进气道。鼓包进气道是指进气道前用一个三维鼓包结构代替原来的机身与进气道之间的隔道。鼓包通过型面的特殊设计产生横向压力梯度，使进气道入口处边界层低能流自动从进气道入口两侧流出，从而达到排移边界层的目的。经过长期模型仿真、飞行试验和实际应用，证明这种设计在飞行器机动性、隐身性、可靠性、造价以及重量上都具有优势。

目前对鼓包构型的设计方法主要有两种：一种是基于锥导乘波体的型面设计方法。文献“枭龙飞机Bump进气道设计[J]，杨应凯，南京航空航天大学学报.2007”中详细说明了这种方法，并将这种方法应用到枭龙飞机。这种方法是将超声速升力体设计所采用的锥导乘波方法引入鼓包的设计。具体做法是，对给定的圆锥形物面，通过求解Taylor—Maccoll公式或采用特征线法，得到物面在给定来流条件下的流场，称该流场为基准流场。在基准流场中通过给定前缘线或者上表面后缘线基于流线追踪技术得到鼓包的上表面型面。而鼓包的下表面为鼓包所在机体位置的机体型面。这种方法的一种改进方法是采用密切锥法设计鼓包，这种方法为鼓包设计引入了新的变量，能设计更多种尺寸的鼓包。另一种方法是根据给鼓包上的压力分布，通过逆向特征线法求解壁面。文献“实用新型横向压力梯度可控的鼓包进气道设计[P]，郑晓刚，李怡庆，尤延铖，201620095001.3，2016.06.15”实现这种方法。这种方法将进气道设计中的逆向特征线法求解进气道型面的方法应用到鼓包设计中。方法的核心在于逆向特征线法的使用，逆向特征线法是一种通过给定某一气动参数反向求解壁面形状和基准流场的方法。

然而采用锥导乘波方法的鼓包构型设计变量太少，无法满足不同机型对鼓包尺寸的要求。同时这种方法中基准流场的设计存在盲目性，设计效率低下。而且随着飞行马赫数的提高，锥导乘波鼓包产生的激波会造成很大能量损失。

而通过给定鼓包上压力分布反向求解鼓包型面的方法在理论上解决了鼓包的设计，可以使设计得到的鼓包型面产生特定的压力分布。但在实际操作中，鼓包上优良的压力分布是很难给定的。另外，目前对鼓包的设计基本都会产生激波从而对来流总压造成一定损失，同时也增加了阻力。

发明内容