高超聲速飛行器前體、進(jìn)氣道及支板一體化氣動(dòng)布局方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明屬于高超聲速飛行器前體、進(jìn)氣道及支板的一體化氣動(dòng)布局技術(shù)領(lǐng)域，尤其指代一種采用并聯(lián)多模塊發(fā)動(dòng)機(jī)的吸氣式高超聲速飛行器前體、進(jìn)氣道及支板一體化氣動(dòng)布局方法。
【背景技術(shù)】
[0002]高速臨近空間飛行器是世界各國(guó)為充分利用空間而大力發(fā)展的一種具有重要戰(zhàn)略意義的飛行器，包括新一代天地往返運(yùn)載器、高超聲速巡航飛行器、高超聲速遠(yuǎn)程客機(jī)等;這類(lèi)飛行器通常采用基于超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的各種組合推進(jìn)循環(huán)系統(tǒng)，如火箭基、渦輪基組合循環(huán)系統(tǒng)。
[0003]實(shí)現(xiàn)臨近空間高超聲速飛行的關(guān)鍵技術(shù)之一是飛行器前體和推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)氣道的一體化設(shè)計(jì)，而為了實(shí)現(xiàn)大推力目的，通常在飛行器前體前緣激波層內(nèi)并排布置并聯(lián)多模塊進(jìn)氣道，這其中將飛行器前體、進(jìn)氣道和模塊之間的支板一體化氣動(dòng)布局是實(shí)現(xiàn)機(jī)體與推進(jìn)系統(tǒng)一體化的前提，在布局過(guò)程中既需要結(jié)構(gòu)上的一體，也要考慮各部件功能上的協(xié)調(diào):飛行器前體主要是提供升力的同時(shí)作為進(jìn)氣道的預(yù)壓縮面，進(jìn)氣道功能是盡可能流動(dòng)損失低的前提下壓縮來(lái)流為燃燒室提供合適的氣流。傳統(tǒng)的做法為將設(shè)計(jì)好的前體直接與二維或三維進(jìn)氣道匹配，被動(dòng)的接受進(jìn)氣道模塊之間的支板產(chǎn)生的激波/附面層干擾對(duì)整個(gè)流場(chǎng)的干擾，不考慮產(chǎn)生的入射激波對(duì)捕獲流量、流動(dòng)損失、阻力的消極影響，而這些因素都將會(huì)大大影響推進(jìn)系統(tǒng)的總體性能。因此，在對(duì)飛行器前體進(jìn)氣道支板進(jìn)行氣動(dòng)布局之前，構(gòu)建一合適的基本流場(chǎng)，高效的統(tǒng)籌設(shè)計(jì)三者的組合構(gòu)型至關(guān)重要。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004]針對(duì)于上述現(xiàn)有技術(shù)的不足，本發(fā)明的目的在于提供一種高超聲速飛行器前體、進(jìn)氣道及支板一體化氣動(dòng)布局方法，以解決現(xiàn)有技術(shù)中高超聲速飛行器前體、進(jìn)氣道及支板的設(shè)計(jì)影響推進(jìn)系統(tǒng)的總體性能的問(wèn)題，消除了支板帶來(lái)的不利干擾，轉(zhuǎn)為有利的一體化氣流壓縮，提高三者的整體性能。
[0005]為達(dá)到上述目的，本發(fā)明的高超聲速飛行器前體、進(jìn)氣道及支板一體化氣動(dòng)布局方法，包括步驟如下:
1)構(gòu)造內(nèi)錐流場(chǎng)+等熵流場(chǎng)+截短Busemann流場(chǎng)的組合基本流場(chǎng)，該組合基本流場(chǎng)的內(nèi)錐流場(chǎng)及等熵流場(chǎng)用來(lái)設(shè)計(jì)飛行器前體部分、截短Busemann流場(chǎng)設(shè)計(jì)進(jìn)氣道和支板部分，同時(shí)通過(guò)三種流場(chǎng)的流場(chǎng)結(jié)合來(lái)保證飛行器前體、進(jìn)氣道和支板的一體化布局；
2)確定上述組合基本流場(chǎng)的過(guò)程中綜合運(yùn)用無(wú)粘流場(chǎng)基本解+可壓縮附面層修正+計(jì)算流體力學(xué)的技術(shù)，包括飛行器前體前緣激波、小角度截短Busemann流場(chǎng)起始激波、反射激波關(guān)鍵位置的定位；
3)給定飛行器前體來(lái)流捕獲高度、多模塊發(fā)動(dòng)機(jī)中單模塊寬度和單模塊燃燒室進(jìn)口型線，離散單模塊燃燒室進(jìn)口型線利用上述組合基本流場(chǎng)向上游來(lái)流流線追蹤;在逆向流線追蹤過(guò)程中首先形成截短Busemann流場(chǎng)，提取其中流線作為進(jìn)氣道和支板一體化構(gòu)型的氣流壓縮型面，兩側(cè)支板逆向追蹤的前緣位置取決于發(fā)動(dòng)機(jī)單模塊的寬度、支板前緣角度和容積率;機(jī)體一側(cè)的進(jìn)氣道壓縮面繼續(xù)逆向流線追蹤，形成前體等熵壓縮面，最后與最上游的內(nèi)錐流場(chǎng)在合適極角處結(jié)合，共同形成飛行器前體部分，前體的長(zhǎng)度和寬度根據(jù)飛行器總體幾何尺寸和單模塊發(fā)動(dòng)機(jī)寬度進(jìn)行調(diào)整和截?cái)唷?br>[0006]本發(fā)明的有益效果:
本發(fā)明的飛行器前體、進(jìn)氣道及支板通過(guò)一種組合基本流場(chǎng)的思路綜合布局了三者的一體化結(jié)構(gòu)，盡可能保證前體升力面、進(jìn)氣道、支板繞流保持低流動(dòng)損失的等熵流動(dòng);將進(jìn)氣道側(cè)板與支板一體化整合，不會(huì)影響支板內(nèi)燃料噴口、引射火箭等的布置;對(duì)氣流三維空間上的協(xié)調(diào)和處理，體現(xiàn)了結(jié)構(gòu)和功能上的高效。
【附圖說(shuō)明】
[0007]圖1為本發(fā)明中組合基本流場(chǎng)示意圖；
圖2為Busemann流場(chǎng)示意圖；
圖3為截短的Busemann流場(chǎng)示意圖；
圖4為內(nèi)維流場(chǎng)不意圖；
圖5為單模塊飛行器前體、進(jìn)氣道及支板一體化布局三維構(gòu)型圖；
圖6為飛行器前體、進(jìn)氣道及支板一體化布局在整體飛行器中裝配示意圖；
圖7為馬赫數(shù)6來(lái)流下一體化前體進(jìn)氣道對(duì)稱面上壓力分布；
【附圖說(shuō)明】:I為組合基本流場(chǎng)中內(nèi)錐流場(chǎng)、2為組合基本流場(chǎng)中等熵流場(chǎng)、3為組合基本流場(chǎng)中截短Bu s emann流場(chǎng)、4為飛行器前體前緣激波、5為等熵流場(chǎng)中等熵馬赫波、6為Bus emann流場(chǎng)中壁面型線、7為Bus emann流場(chǎng)中等熵壓縮波、8為Bu s emann流場(chǎng)中結(jié)尾錐形激波、9為未截短Bu s emann流場(chǎng)中壁面型線、1為截短Bus emann流場(chǎng)中壁面型線、11為Busemann流場(chǎng)中第一道等熵壓縮波、12為截短Busemann流場(chǎng)中第一道激波、13為內(nèi)錐流場(chǎng)壁面型線、14為內(nèi)錐流場(chǎng)與等熵流場(chǎng)交界線、15為飛行器前體的等熵壓縮段、16為等熵壓縮段與下游Busemann進(jìn)氣道交界線、17為支板前緣，同時(shí)也是Busemann進(jìn)氣道側(cè)板前緣、18為支板同時(shí)也是Busemann進(jìn)氣道側(cè)板、19為Busemann進(jìn)氣道V形唇口、20為側(cè)板和下游隔離段結(jié)合線、21為截短Busemann進(jìn)氣道、22為隔離段出口型線、23為是飛行器前體、24為截短Busemann進(jìn)氣道進(jìn)口、25為支板的側(cè)壁、26為支板有效容積、27為機(jī)體。
【具體實(shí)施方式】
[0008]為了便于本領(lǐng)域技術(shù)人員的理解，下面結(jié)合實(shí)施例與附圖對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步的說(shuō)明，實(shí)施方式提及的內(nèi)容并非對(duì)本發(fā)明的限定。
[0009]本發(fā)明的高超聲速飛行器前體、進(jìn)氣道及支板一體化氣動(dòng)布局方法，包括步驟如下:
(I)在高速空氣動(dòng)力學(xué)領(lǐng)域中的基礎(chǔ)流動(dòng)中，遵守Taylor-Maccoll控制方程的軸對(duì)稱錐形流動(dòng)有四種解，本發(fā)明中所涉及的組合基本流場(chǎng)涉及了其中的兩種解:I)平行均勻的超音速流動(dòng)通過(guò)對(duì)稱錐形等熵壓縮波7最后匯聚成一道獨(dú)立的結(jié)尾錐形激波8，激波后的流動(dòng)為均勾流并平行于來(lái)流，這種流場(chǎng)即Busemann流場(chǎng)(參照?qǐng)D2)，由于基本的Busemann流場(chǎng)所設(shè)計(jì)的進(jìn)氣道壁面型線6長(zhǎng)度通常很大，所以實(shí)際設(shè)計(jì)中采用截短Busemann流場(chǎng)(參照?qǐng)D
3)，進(jìn)氣道截短前的壁面型線9縮短為截短Bus emann流場(chǎng)中壁面型線10，Bu s emann流場(chǎng)中第一道等熵壓縮波11也變?yōu)榻囟藼usemann流場(chǎng)中第一道激波12;2)平行流通過(guò)一道飛行器前體前緣激波4向軸線匯聚，即內(nèi)錐流場(chǎng)(Internal Conical Flow A，ICFA)(參照?qǐng)D4)，其壁面型線為內(nèi)錐流場(chǎng)壁面型線13。如圖1中所示，在基于內(nèi)錐流場(chǎng)設(shè)計(jì)的飛行器前體部分和依托截短Buse