高超聲速飛行器前體/進氣道一體化設計的馬赫面切割方法
【技術領域】
[0001] 本發明屬于高超聲速飛行器設計技術領域，具體涉及一種高超聲速飛行器前體/ 進氣道一體化設計的馬赫面切割方法。
【背景技術】
[0002] 前體/進氣道一體化設計是吸氣式高超聲速飛行器設計的關鍵技術之一。前體下 表面相當于超燃沖壓發動機的外壓縮面，氣流經激波壓縮后速度降至進氣道所需馬赫數， 再流入進氣道被進一步壓縮，最終達到燃燒所需馬赫數、溫度和壓力。因此，前體/進氣道 一體化設計直接影響發動機性能，同時由于前體也是機體的一部分，前體設計同樣會影響 飛行器的氣動性能。
[0003] 目前常用的一體化設計方法是以楔形體作為激波壓縮單元，通過多級外壓縮為進 氣道提供均勻來流。然而，在無側板遮擋的條件下，波后高壓氣體會逐漸向兩側外泄，導致 進氣道入口邊緣存在不均勻流動的問題。為避免該問題，一種解決方案是使前體寬度大于 進氣道寬度，以減小前體兩側氣體泄漏對進入進氣道氣流的影響，保證進氣道來流品質，如 圖1和圖2所示的兩種飛行器進氣道。然而，由于楔形前體需要提供進氣道所需的馬赫數， 進氣道唇口前壓縮面的物面角往往已經比較大，使得壓縮面激波阻力較大。此時再增大前 體寬度又使飛行器迎風面積增大，進一步增大了阻力，降低了飛行器升阻比。
【發明內容】
[0004] 為了解決現有技術中存在的問題，本發明提出一種高超聲速飛行器前體/進氣道 一體化設計的馬赫面切割方法。根據特征線理論，對于一楔形體激波流場，如果以楔形體前 緣角點為頂點，沿楔形體波后馬赫面將楔形體受到側面氣流膨脹影響的部分切除，并不會 改變馬赫錐以外區域的流場。根據這一思想，針對二維楔形前體，采用向上游追蹤馬赫線的 方法進行前體/進氣道一體化設計，可在保證進氣道氣流均勻的同時避免增大前體寬度帶 來的激波阻力增大。
[0005] 由特征線理論可知，二維無粘流場中存在三條特征線，即流線和左右行馬赫線，流 場信息依賴特征線向下游傳播，不能跨越特征線傳播區域；三維流場中流場信息不能跨越 特征面和流面的傳播區域。對于兩側無擋板的楔形體，由超聲速流場的小擾動理論可知，激 波后的超聲速流場中，小擾動的傳播范圍為馬赫錐，故無擋板造成壓力外泄的影響范圍是 以楔形體前緣角點為頂點的馬赫錐。因此，對于楔形體激波流場，如果以楔形體前緣角點為 頂點，沿楔形體波后馬赫面將楔形體受到側面氣流膨脹影響的部分切除，則不會改變馬赫 錐以外區域的流場。
[0006] 本發明提供的高超聲速飛行器前體/進氣道一體化設計的馬赫面切割方法，包括 以下步驟：
[0007] 步驟1 :由燃燒室需求設計進氣道截面的寬高比。對采用楔形前體作為外壓縮部 分的二維進氣道，燃燒室采用矩形截面燃燒室。
[0008] 步驟2 :由進氣道壓縮系統的設計參數，確定進氣道的來流參數，并按照等強度組 織波系方法確定各級壓縮面馬赫數、激波角、氣流轉折角參數。
[0009] 所述的進氣道壓縮系統的設計參數包括來流馬赫數、進氣道入口馬赫數。
[0010] 步驟3 :由進氣道入口寬度與其上級壓縮面馬赫數，向上游追蹤馬赫線，形成最后 一級壓縮面邊緣。再由最后一級壓縮面開始，根據其上級壓縮面馬赫數向上游追蹤馬赫線， 形成倒數第二級壓縮面邊緣。以此類推，得到各級壓縮面邊緣。再根據步驟2中所得各級 壓縮面激波角，獲得最終的外壓縮/進氣道壓縮系統。
[0011] 本發明的優點在于：
[0012] 傳統的吸氣式高超聲速乘波飛行器一體化設計方法往往將機體和進氣道耦合考 慮，即希望機體和進氣道最好處于同一個強度的激波流場中，以減小進氣道入口處的橫向 流動。然而進氣道和機體的設計目標是不同的。進氣道需要通過迎角較大的物面對來流進 行壓縮，才能使高超聲速氣流降低到燃燒室需要的馬赫數。而機體物面則需要在較小的迎 角下才能產生較高升阻比。因此如果考慮機體與進氣道的激波強度相同，耦合了機體與進 氣道設計，必然造成機體物面角較大，升阻比較小。馬赫面切割方法最重要的意義是可在一 定程度上將乘波機體和進氣道的設計解耦。由于機體產生高升阻比時的物面角一般要小于 等于一體化進氣道預壓縮面的物面角，所以進氣道在基于馬赫線追蹤生成壓縮面后，其設 計目標只是考慮發動機性能參數和進氣道啟動性能；而乘波機體的設計目標則是追求高升 阻比，為匹配沖壓發動機而造成的升阻比損失留有足夠空間。按照上述分析可知，由于進 氣道產生的激波強于機體，因此為了保證追蹤馬赫線形成的進氣道激波后高壓氣體不外泄 到機體上表面，要求機體前緣后掠角最好能大于進氣道一級壓縮面的激波角。采用本發明 的馬赫面切割方法所得前體能保證進氣道氣流均勻，同時在進氣道入口處與進氣道寬度相 等，避免了增大前體寬度引起的激波阻力增大，從而提高全機升阻比。
【附圖說明】
[0013] 圖1為俄羅斯Igla進氣道示意圖；
[0014] 圖2為美國HSSW飛行器進氣道示意圖；
[0015] 圖3為楔形體與沿馬赫面切割后楔形體流場對比，圖中條件為：Ma = 5. 0，δ = 10。；
[0016] 圖4為一體化前體/進氣道壓縮系統俯視圖；
[0017] 圖5為一體化前體/進氣道壓縮系統透視圖；
[0018] 圖6為一體化前體/進氣道對稱面上的等馬赫線云圖；
[0019] 圖7為一體化前體/進氣道不同截面上的等馬赫線云圖。
[0020] 圖中：
[0021] 1. 一級壓縮面邊緣；2.二級壓縮面邊緣；3.進氣道入口；4.三級壓縮面邊緣； 5.四級壓縮面邊緣；6.四級壓縮面前緣；7.三級壓縮面前緣；8.二級壓縮面前緣；9. 一級 壓縮面前緣。
【具體實施方式】
[0022] 下面結合附圖實施例對本發明進行詳細說明。
[0023] 本發明提出一種高超聲速飛行器前體/進氣道一體化設計的馬赫面切割方法，針 對二維楔形前體，根據馬赫面切割原理，采用向上游追蹤馬赫線的方法形成一體化前體/ 進氣道，在保證進氣道氣流均勻的同時避免增大前體寬度帶來的激波阻力增大。
[0024] 本發明提供的高超聲速飛行器前體/進氣道一體化設計的馬赫面切割方法，包括 以下步驟：
[0025] 步驟1 :由燃燒室需求設計進氣道截面的寬高比。對采用楔形前體作為外壓縮部 分的二維進氣道，外壓縮面是依靠二維激波進行壓縮，流管的收縮均集中在高度方向，故燃 燒室可采用矩形截面燃燒室。
[0026] 步驟2 :由進氣道壓縮系統的設計參數，確定進氣道的來流參數。
[0027] 首先，根據飛行馬赫數