[发明专利]一种超声速流道设计方法及装置

说明书

本发明涉及一种超声速流道设计方法及装置，该方法包括：步骤S1，生成基准流场型面；步骤S2，计算步骤S1中获得的基准流场；步骤S3，利用流线追踪法生成三维内转向进气道；步骤S4，计算步骤S3中获得的三维内转向进气道流场；步骤S5，利用优化算法重复迭代步骤S1至步骤S5，获得满足流量捕获性能、几何参数以及气动性能的三维内转向进气道。与现有技术相比，该方法能够解决传统进气道设计没有直接以进气道的气动性能为目标，从基准流场性能出发的设计难以保证进气道具有同样的性能，并且经验性较强难以保证进气道性能达到最优值，以及内转向进气道其总收缩比和内收缩比不可控的问题。

技术领域

本发明属于高超声速推进技术领域，涉及超燃冲压发动机进气道的设计方法，特指一种高超声速进气道设计方法及装置。

背景技术

超燃冲压发动机是高超声速飞行器(飞行马赫数大于4的飞行器)的动力部件，其主要由进气道、隔离段、燃烧室和尾喷管四部分组成。高超声速进气道是超燃冲压发动机的供气部件，为发动机燃烧室提供足量且较高品质的来流，保证发动机正常高效工作。

在目前的高超声速飞行器地面研究或者飞行试验中，进气部件采用的是一种三维内转向进气道，这种类型的进气道具有总压损失小、流量捕获能力强、外阻小以及便于一体化设计等诸多优势，因此其设计方法得到了国内外的广泛研究。本发明主要提供一种高超声速内转向进气道的设计方法及装置。

目前的高超声速内转向进气道主要是采用流线追踪方法设计，通常包括三个步骤：(1)根据需求，设计内收缩基准流场；(2)根据捕获型线，在基准流场中追踪进气道流线；(3)在前缘激波面处把进气道流线截断，剩下的流线构成进气道壁面。

对现有高超声速进气道设计方法而言，很大程度上就是在研究基准流场的设计和改进，目前主要采用特征线方法来设计内收缩基准流场。特征线方法，包括利用特征线方法的正向设计，即给定基准流场型面，然后利用特征线求解流场参数；以及利用特征线方法的反向设计，即给定前缘激波形状或流动参数分布规律，然后利用特征线方法反求解基准流场型面。

目前进气道设计方法的思路是：设计性能较优(总压恢复系数高、出口流动均匀度、流动参数满足分布规律等)的基准流场，然后流线追踪得到性能较优的内转进气道。一方面，当前设计是采用流线追踪方法来生成进气道型面，因此进气道型面的几何特性，例如总收缩比、内收缩比等，无法得到控制；另一方面，当前设计都是从基准流场性能出发，而非进气道本身，而进气道的性能只由其捕获的那部分流管(而非全部流管)的性能决定。

对高超声速进气道而言，流量捕获性能、总压恢复性能、压缩效率等气动指标都是用来评价其性能好坏的重要参数。但同时，进气道的某些几何参数也制约着其性能。进气道总收缩比，直接关系到进气道喉部面积大小，制约着进气道能否与下游隔离段或燃烧室一体化设计；进气道内收缩比，直接影响进气道的自起动马赫数，决定了飞行器能否实现较宽速域飞行。因此，在设计过程中，进气道的总/内收缩比是希望可以控制的。

综上所述，当前高超声速内转进气道设计方法主要三点不足：

第一，当前设计方法从基准流场性能出发的设计难以保证进气道具有同样的性能；

第二，当前设计方法经验性较强，许多参数都是人为设定，难以保证进气道性能达到最优值；

第三，当前设计方法设计的内转向进气道其总收缩比和内收缩比不可控，需要后期调整和修补。

发明内容

本发明提供一种高超声速进气道设计方法及装置，用于克服现有技术中难以保证进气道气动性能较优、难以控制进气道总/内收缩比等几何参数等缺陷，直接以进气道气动性能最优、满足几何约束为目标，优化进气道气动性能，提高进气道几何参数的可控性。

为实现上述发明目的，本发明提供一种高超声速进气道设计方法，包括以下步骤：