一種分步進行的高超聲速內收縮進氣道設計方法
【專利說明】一種分步進行的高超聲速內收縮進氣道設計方法 【技術領域】
[0001] 本發明屬于高超聲速飛行器推進技術的設計與研宄領域，涉及一種飛行器發動機 進氣道的設計方法，尤其涉及一種分步進行的高超聲速內收縮進氣道設計方法。 【【背景技術】】
[0002] 以超燃沖壓發動機或是組合發動機為動力的高超聲速（以下簡稱"高超"）飛行器 可以在40Km以上的高空實現飛行速度在5馬赫以上的急速飛行，具有飛行速度快、飛行高 度高、突防能力強、生存力好等優良特性，可以廣泛用于戰略武器的全球快速投遞、戰區高 空偵查和可重復使用航天運載器等諸多領域。該型飛行器飛行條件惡劣，但推進系統對流 入其內部的氣流品質要求極高，這對進氣道的設計造成了很大的困難；高超聲速飛行器特 殊的飛行條件也要求該型飛行器要采用機身與進氣道一體化設計和制造以實現氣動效率 的最大化，但進氣道會一定程度上破壞高超飛行器完整的氣動外形，造成額外的空氣動力 學性能損失。所以，在高超聲速進氣道的設計過程中，既要保證進氣道能夠高效、迅速地完 成對氣流的壓縮，還要盡可能地減小進氣道對飛行器氣動特性的不利影響。
[0003] 針對高超聲速飛行器推進系統的研宄已經持續了近70年，基本可以依據壓縮類 型分為外收縮和內收縮兩類進氣道。兩類進氣道中又有二維平板進氣道、二維軸對稱進氣 道、模塊化進氣道、流線追蹤進氣道等多種類型。綜合分析各種高超聲速進氣道構型，基于 流線追蹤方法的內收縮進氣道具有較多的優良特性，實際應用潛力巨大。內收縮進氣道能 夠在較短買的距離內實現對高超氣流的減速和壓縮，激波體系結構相對簡單，由激波帶來 的總壓損失也相對較小。與此同時，內收縮進氣道還具有良好的乘波特性，在實現氣流壓縮 的同時還能收束更多的高壓氣體以產生升力。
[0004] 高超聲速內收縮進氣道的設計主要可以分為以下幾個步驟：1)根據來流條件設 計合理的基準流場；2)確定進氣道唇口形狀進行流線追蹤完成無粘形面設計；3)針對無粘 構型進行附面層修正。在以上設計步驟中，基準流場的設計和唇口形狀的確定尤為重要。大 量研宄表明，基準流場決定了內收縮進氣道的壓縮工作效率，而唇口形狀則直接影響進氣 道的形面形狀從而改變進氣道的空氣動力學性能。綜上，本發明采用了分步優化設計的方 法，針對基準流場和唇口形狀分別進行優化設計，在提高進氣道壓縮工作性能的同時改善 進氣道的氣動特性，達到工作效率和氣動效率雙方面的提升。
[0005] 目前國內外高超聲速進氣道設計研宄領域，對于內收縮進氣道的設計方法還存在 以下問題：一是始終強調基準流場的總壓恢復性能與增壓比，忽略了進氣道內的實際流動 畸變情況，而流動畸變過大極有可能導致發動機發生喘振甚至是熄火；二是著眼于進氣道 的壓縮特性提升，忽略了進氣道的氣動效率的改善，直接削弱了內收縮進氣道的實際應用 價值。另外，一些成熟設計方法雖然能夠完成進氣道的設計，但是要想獲得進氣道的相關空 氣動力學數據還需要額外的計算或是實驗，設計過程與性能分析難以同步進行，設計一一 評估一一再設計的流程難以順暢進行。有關高超聲速內收縮進氣道優化設計方法的研宄將 是未來的研宄熱點。 【
【發明內容】
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[0006] 針對現有技術缺陷，本發明的目的在于提供一種分步進行的高超聲速內收縮進氣 道設計方法，將內收縮進氣道的基準流場和唇口形狀分別進行設計，兼顧內收縮進氣道的 壓縮效率與氣動效率的需求，獲得壓縮性能好、流動品質高、氣動性能優良的進氣道。
[0007] 為達到上述目的，本發明采用如下方案：
[0008] 一種分步進行的高超聲速內收縮進氣道設計方法，包括以下步驟：
[0009] A.確定總體設計參數并進行基準流場的設計；
[0010] B.進氣道唇口形狀設計：
[0011] 采用類別形狀函數法（CST)參數化表達進氣道唇口形狀，以流線積分方法（SIM) 計算進氣道表面的無粘阻力特性，通過優化設計手段設計進氣道無粘形面；
[0012] 流線積分方法（SIM)計算進氣道表面的無粘阻力特性具體步驟如下：
[0013] 1)、采用流線追蹤技術，追蹤獲得的流線形成的包絡面即為進氣道形面，將每一條 流線等弧長的取n+1個節點，包含流線的起點和終點，每一個點都有相應的位置信息和壓 強信息；
[0014] 2)、相鄰流線間對應的節點構成四邊形面元網格單元，如第i條流線的j點和j+1 點與第i+1條流線的j點和j+1點構成面元，以此方法構建所有流線上節點構成進氣道面 元網格；
[0015] 3)、采用4點平均的方法計算網格單元的平均壓強，利用矢量特性計算網格單元 的面積和法向向量，網格單元面積乘以平均壓強得到該網格單元的壓力大小，方向即為網 格單元的法向方向；
[0016] 4)、將每一個網格單元的壓力投影到阻力方向上，再進行所有網格的疊加，獲得進 氣道的無粘阻力特性；
[0017] C.附面層修正及隔離段的安裝：
[0018] 考慮進氣道實際工作情況，針對進氣道無粘形面進行附面層修正以削弱附面層對 進氣道工作性能的不利影響，安裝隔離段，隔離段長度為進氣道出口直徑的6-8倍。
[0019] 進一步，步驟A中總體設計參數包含大氣靜壓、大氣靜溫、大氣密度，進氣道設計 點馬赫數和前緣壓縮角，采用NURBS技術將基準流場的壁面型線進行參數化表達，采用有 旋特征線方法作為基準流場求解方法，通過優化設計手段設計基準流場。
[0020] 進一步，步驟A中通過優化設計手段設計基準流場，優化過程中采用遺傳算法作 為驅動。
[0021] 進一步，步驟B中通過優化設計手段設計進氣道無粘形面，優化過程中采用遺傳 算法作為驅動。
[0022] 本發明的有益效果：
[0023] 1、本方法充分利用分步設計的思想，將基準流場的設計和進氣道唇口形狀分開設 計，在考慮內收縮進氣道對壓縮性能的高要求的同時，還能兼顧氣動性能的要求，獲得了總 壓恢復高、反射激波后流動畸變小和進氣道單位質量流量阻力低的進氣道。
[0024]2、采用類別形狀函數法（CST)參數化表達進氣道唇口形狀，以流線積分方法 (SIM)計算進氣道表面的無粘阻力特性，采用SIM方法計算進氣道的無粘阻力，相對傳統 的數值模擬方法，在不降低精度的前提下計算耗時縮短99%以上，真正實現了設計一一評 估一一再設計的閉環設計流程；
[0025] 經驗證，SIM方法獲得的表面壓力分布與使用數值模擬獲得的一致性極高，阻力數 值存在1. 5%左右的誤差，而這樣的誤差是由SIM網格較數值模擬網格稀疏而造成的。SM 不需要額外生成數值模擬所需要的計算網格，計算過程也沒有復雜的流場求解，在生成進 氣道形面的同時就可以完成阻力特性的評估，效率極高。相較于傳統數值模擬方法，在精度 不降的前提下，SIM所需時間僅為數值模擬所需時間的0. 1%。
[0026] 3、整個設計過程簡單、快捷，需要人為指定的參數較少，但卻能夠根據設定參數給 出符合設計要求的不同的設計方案，極大地方便了飛行器初步設計時的選型。進氣道設計 結果不僅只有幾何形面參數，還包含該結果的表面壓力分布、總壓恢復系數、流量系數等重 要參數，方便高超聲速氣動力特性的評估。
[0027] 進一步，本方法應用了當前較為通用和高效的遺傳優化算法，結合精確度高、使用 簡便的幾何參數化方法實現了內收縮進氣道的設計。 【【附圖說明】】
[0028] 圖1是高超聲速內收縮進氣道分步優化設計流程圖
[0029] 圖2是基準流場結構示意圖
[0030] 圖3是基準流場對稱面求解結果
[0031] 圖4是進氣道唇口與喉道平面形狀
[0032] 圖5是包含隔離段的進氣道表面網格
[0033] 圖中符號說明如下：
[0034] 1、基準流場內收縮錐壁面；2、基準流場中心體；3、入射曲面激波；4、反射曲面激 波；5、基準流場內收縮錐母線；6、基準流場入射激波平面形狀；7、進氣道唇口平面形狀；8、 進氣道喉道平面形狀；9、進氣道唇口；10、進氣道喉道；11、進氣道隔離段；12、進氣道隔離 段出口。 【【具體實施方式】】
[0035] 下面通過實施例，對本發明作進一步的說明，但本發明并不限于以下實施例。
[0036] 本發明分步進行的高超聲速內收縮進氣道設計方法，包括以下步驟：
[0037] A.確定總體設計參數：
[0038] 根據進氣道實際工作時的大氣環境條件給出總體設計參數，這些參數包含大氣靜 壓、大氣靜溫、大氣密度，進氣道設計點馬赫數和前緣壓縮角也要求給出。
[0039] B.基準流場的設計：
[0040] 采用NURBS技術將基準流場的壁面型線進行參數化表達，