本發(fā)明涉及超聲速軸對稱可調(diào)進氣道設(shè)計領(lǐng)域，尤其是基于柔性中心體的軸對稱超聲速可調(diào)進氣道的設(shè)計方法。

背景技術(shù)：

進氣道是作為超聲速飛行器推進系統(tǒng)的重要部件，其總靜壓恢復(fù)特性、流量捕獲特性以及阻力特性等直接影響著推進系統(tǒng)的工作效率及運行能力。目前，一般認(rèn)為進氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)對發(fā)動機的推力影響最為直接，每1％的總壓恢復(fù)系數(shù)增加即對應(yīng)著發(fā)動機推力1.5％的增加。然而，常規(guī)設(shè)計的定幾何超聲速進氣道為了保證在低馬赫數(shù)下的起動性能，一般其喉道面積要遠大于巡航狀態(tài)下所需的最佳面積。這樣，在飛行器的巡航狀態(tài)，進氣道的總壓恢復(fù)性能較差，顯然這嚴(yán)重制約著推進系統(tǒng)性能的發(fā)揮。為此，進氣道有必要根據(jù)飛行器的工況對喉道面積進行有效的調(diào)節(jié)，以實現(xiàn)在整個工作包線內(nèi)的高效工作。

對于軸對稱進氣道而言，其中心體為旋成的三維曲面，難以通過設(shè)置鉸鏈、轉(zhuǎn)軸等方式進行型面控制，因此對其喉道面積的調(diào)節(jié)具有較大難度。目前，研究得較多的技術(shù)途徑是將喉道傾斜，并設(shè)置專門機構(gòu)驅(qū)動中心體前后移動，從而達到調(diào)節(jié)進氣道喉道面積的目的。然而，該技術(shù)雖然可以實現(xiàn)對進氣道喉道的調(diào)節(jié)，但是付出的代價也是相當(dāng)昂貴的：首先，在低馬赫數(shù)工作時中心體前移會導(dǎo)致進氣道的口部溢流加大，進入發(fā)動機的空氣流量減小，對飛行器的加速、爬升性能不利；其次，中心體驅(qū)動機構(gòu)的設(shè)置還帶來了進氣道重量增加、有效空間下降、可靠性降低、控制和封嚴(yán)困難等一系列問題。

因此，發(fā)展一種結(jié)構(gòu)簡單，控制響應(yīng)迅速、易于實現(xiàn)的軸對稱超聲速可調(diào)進氣道方法十分必要。最近，本領(lǐng)域中公開了一種采用柔性中心體的軸對稱超聲速可調(diào)進氣道受到了關(guān)注，被認(rèn)為是一種有前景的超聲速可調(diào)進氣道方案，該進氣道方案如圖1所示，通過在中心體喉道附近布置柔性層，形成氣囊結(jié)構(gòu)，通過向氣囊內(nèi)充入不同壓力的高壓氣體使中心體直徑變化，從而實現(xiàn)對軸對稱進氣道喉道的有效控制。然而，針對該類軸對稱超聲速可調(diào)進氣道的相關(guān)設(shè)計方法并沒有被公布。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明提供了一種針對基于柔性中心體的軸對稱超聲速可調(diào)進氣道的設(shè)計方法，可根據(jù)具體的飛行馬赫數(shù)包線及流量需求快速的完成進氣道方案的設(shè)計。該設(shè)計方法通用、有效且易于操作，適用于軸對稱進氣道喉道的有效控制，并可兼顧進氣道的起動特性和總壓恢復(fù)特性。

為達到上述目的，本發(fā)明基于柔性中心體的軸對稱超聲速可調(diào)進氣道設(shè)計方法可采用如下技術(shù)方案。

一種基于柔性中心體的軸對稱可調(diào)超聲速進氣道設(shè)計方法，該設(shè)計方法的設(shè)計對象進氣道包括前錐尖、位于前錐尖外側(cè)的進氣道唇罩、與前錐尖連接的柔性中心體、高壓氣源以及連接高壓氣源及柔性中心體的進氣管，在進氣管上設(shè)置有控制充放氣的閥門，所述柔性中心體與進氣道唇罩之間形成進氣道喉道，其中前錐尖、唇罩及柔性中心體均為軸對稱的；所述柔性中心體包括中心體剛性結(jié)構(gòu)和外部柔性層，在剛性結(jié)構(gòu)與外部柔性層間形成氣腔，在外部柔性層內(nèi)有尼龍線加強層，在中心體剛性結(jié)構(gòu)上還布置有檢測氣腔內(nèi)壓力的壓力表；

該設(shè)計方法包括如下步驟：

(1)軸對稱可調(diào)進氣道不同飛行馬赫數(shù)下喉道變形量確定，包括：

(1a)首先設(shè)計軸對稱進氣道的基本構(gòu)型；所述軸對稱進氣道的基本構(gòu)型包括前錐尖，前錐尖外側(cè)的進氣道唇罩，柔性中心體和下游擴壓段；所述進氣道唇罩內(nèi)側(cè)型線與中心體外輪廓線構(gòu)成的進氣道內(nèi)通道最小面積處為進氣道喉道；所述柔性中心體最大直徑位于喉道位置，所述喉道面積初始條件下取值保證進氣道在最低馬赫數(shù)工作時進氣道能夠起動；

(1b)通過錐面激波公式得到各個飛行馬赫數(shù)下進氣道入口馬赫數(shù)m2，而后采用經(jīng)驗公式確定在不同飛行馬赫數(shù)下進氣道的喉道面積；利用得到所述喉道面積配合唇罩內(nèi)型線參數(shù)便可得到柔性中心體在不同馬赫數(shù)條件下最大直徑；

(1c)根據(jù)步驟1(b)得到的在不同馬赫數(shù)下柔性中心體最大直徑，通過光滑的曲線連接柔性中心體起始位置、柔性中心體直徑最大位置和柔性中心體終止位置，并使曲線分別在所述起始位置和終止位置與上下游壁面型線相切，該曲線即為不同工作馬赫數(shù)條件下柔性中心體外輪廓線；

(2)具有編織物加強層的柔性中心體的設(shè)計：

(2a)所述中心體柔性層在未充入高壓氣時緊貼剛性層；所述柔性中心體外輪廓線在未充氣時的型線對應(yīng)與步驟設(shè)計的喉道面積最大時的中心體外輪廓線；

(2b)所述柔性層內(nèi)布置有單向纏繞布置的尼龍線加強層，通過尼龍加強層使得柔性中心體在不同充氣壓力下外輪廓線光滑，同時保證在對應(yīng)的充氣壓力下柔性中心體可以達到步驟(1)確定的直徑。

本發(fā)明基于柔性中心體的軸對稱可調(diào)進氣道設(shè)計方法，根據(jù)柔性中心體進氣道特點，提出了柔性中心體在不同工作馬赫數(shù)下直徑變化規(guī)律，據(jù)此明確了柔性中心體外輪廓線；提出了向柔性層中增加單向纏繞布置的尼龍線加強層的方法，從而獲得了一個快速可靠的基于柔性中心體的軸對稱可調(diào)進氣道的設(shè)計方法。

所述步驟(1a)中確定進氣道在最低工作馬赫數(shù)時喉道面積取值：

其中acowl為進氣道入口面積，m2min為進氣道入口馬赫數(shù)，γ為空氣的比熱比。

不同工作馬赫數(shù)下進氣道喉道面積的經(jīng)驗公式為：

其中acowl為進氣道入口面積，athroat為進氣道喉道面積，m2為不同工作馬赫數(shù)下進氣道入口馬赫數(shù)，γ為氣體的比熱比，為了兼顧進氣道起動與總壓恢復(fù)性能，可變形進氣道喉道面積取值應(yīng)保證在如下范圍：

athroat＝α[(athroat)isentropic+(athroat)kantrowitz]

其中α的取值應(yīng)在0.5～0.7之間。

同工作馬赫數(shù)下柔性中心體直徑的公式為：

其中d為柔性中心體直徑，athroat為進氣道喉道面積，dcowl為喉道位置處唇罩內(nèi)型線對應(yīng)的直徑。

另外，進一步的，

步驟(2b)之后，還包括：

步驟(2c)借助有限元方法計算步驟(2b)確定的柔性中心體在不同充氣壓力下直徑的變化情況，確定進氣道在不同馬赫數(shù)工作時需要充入的高壓氣體壓力，從而實現(xiàn)在不同馬赫數(shù)下進氣道喉道面積的調(diào)節(jié)。

步驟2(b)中，同樣借助有限元分析方法，確定尼龍線加強層的纏繞角度和稠度以使柔性層的變形到步驟(1)要求的最佳直徑時柔性層不會被破壞；

步驟2(b)，2(c)中的有限元方法的步驟是：首先建立具有特定纏繞角與稠度的尼龍加強層的柔性層的單胞模型，而后通過有限元分析得到這種材料的等效模量，最后將所得等效模量賦予材料屬性，仿真計算柔性中心體在相應(yīng)充氣壓力下的變形情況。在給定充氣壓力下計算出柔性層內(nèi)尼龍線不同纏繞角度以及稠度下中心體直徑變化情況，并通過最小二乘法擬合得到尼龍線纏繞角度、稠度以及變形量三者之間的關(guān)系，并以此估算出在最大充氣壓力下，滿足設(shè)計要求的中心體內(nèi)的尼龍線的纏繞角度和稠度。

該附加技術(shù)特征通過設(shè)計尼龍加強層中尼龍線的纏繞角度和稠度實現(xiàn)滿足氣動設(shè)計的可控柔性中心體，并通過有限元法獲得了不同充氣壓力下中心體直徑的變化規(guī)律，從而獲得了一個快速可靠的基于柔性中心體的軸對稱可調(diào)進氣道的設(shè)計方法。

附圖說明

圖1現(xiàn)有采用柔性中心體的軸對稱超聲速可調(diào)進氣道。

圖2依據(jù)本發(fā)明方法設(shè)計的采用柔性中心體的軸對稱超聲速可調(diào)進氣道應(yīng)用實例圖。

具體實施方式

本發(fā)明公開了一種基于柔性中心體的超聲速軸對稱可調(diào)進氣道的設(shè)計方法，包括前錐尖1、位于前錐尖外側(cè)的進氣道唇罩2、與前錐尖連接的柔性中心體3、高壓氣源4以及連接高壓氣源及柔性中心體3的進氣管，在進氣管上設(shè)置有控制充放氣的閥門6，所述柔性中心體3與進氣道唇罩2之間形成進氣道喉道5，其中前錐尖1、唇罩2及柔性中心體3均為軸對稱的；所述柔性中心體3包括中心體剛性結(jié)構(gòu)7和外部柔性層8，在剛性結(jié)構(gòu)與外部柔性層間形成氣腔9，在外部柔性層8內(nèi)有按一定角度和稠度布置的尼龍線加強層10，在中心體剛性結(jié)構(gòu)8上還布置有檢測氣腔9內(nèi)壓力的壓力表11；

下面對采用本發(fā)明設(shè)計方法設(shè)計基于柔性中心體的軸對稱可調(diào)超聲速進氣道的具體步驟進行敘述。

(1)軸對稱可調(diào)進氣道中心體外輪廓線設(shè)計及喉道變形量確定，包括：

(1a)首先設(shè)計軸對稱進氣道的基本構(gòu)型；所述軸對稱進氣道的基本構(gòu)型包括前錐尖，前錐尖外側(cè)的進氣道唇罩，柔性中心體和下游擴壓段；進氣道唇罩內(nèi)側(cè)型線與中心體外輪廓線構(gòu)成的進氣道內(nèi)通道最小面積處為進氣道喉道，并且柔性中心體最大直徑位于喉道位置。通過公式確定進氣道初始喉道面積：

其中acowl為進氣道入口面積，m2min為進氣道起動時入口馬赫數(shù)，γ為空氣的比熱比。

(1b)通過錐面激波公式得到各個飛行馬赫數(shù)下進氣道入口馬赫數(shù)m2，采用下述經(jīng)驗公式估算不同工作馬赫數(shù)下進氣道喉道面積：

其中acowl為進氣道入口面積，athroat為進氣道喉道面積，m2為不同工作馬赫數(shù)下進氣道入口馬赫數(shù)，γ為氣體的比熱比，為了兼顧進氣道起動與總壓恢復(fù)性能，可變形進氣道喉道面積取值應(yīng)保證在如下范圍：

athroat＝α[(athroat)isentropic+(athroat)kantrowitz]

其中α的取值應(yīng)在0.5～0.7之間。

得到進氣道喉道面積acowl后通過下述公式確定對應(yīng)柔性中心體的直徑：

其中d為柔性中心體直徑，athroat為進氣道喉道面積，dcowl為喉道位置處唇罩內(nèi)型線直徑。

(1c)根據(jù)步驟1(b)得到的在不同馬赫數(shù)下中心體直徑，通過光滑的曲線連接中心體起始位置、中心體直徑最大位置和終止位置，并保證曲線分別在其起始和終止位置與上下游型線相切，得到不同工作馬赫數(shù)條件下柔性中心體外輪廓線。

(2)具有編織物加強層的柔性中心體的設(shè)計：

(2a)所述中心體柔性層在未充入高壓氣時緊貼剛性層；所述柔性中心體外輪廓線在未充氣時型線對應(yīng)于步驟(1)設(shè)計的喉道面積最大時的中心體外輪廓線。

(2b)所述柔性層內(nèi)布置有單向纏繞布置的尼龍線加強層，借助有限元軟件，建立具有特定纏繞角度和稠度的尼龍線加強層的柔性層的單胞模型，而后通過有限元分析得到這些材料的等效模量，最后將所得等效模量賦予材料屬性，仿真計算柔性中心體在相應(yīng)充氣壓力下的變形情況。

利用上述方法計算出柔性層內(nèi)尼龍線不同纏繞角度以及稠度下中心體直徑的變化情況，通過最小二乘法擬合得到尼龍線纏繞角度、稠度以及變形量三者之間的關(guān)系，并以此估算出在最大充氣壓力下，滿足設(shè)計要求的中心體內(nèi)的尼龍線的纏繞角度和稠度。

(2c)借助有限元軟件計算步驟(2b)確定的柔性中心體在不同充氣壓力下的直徑的變化情況，確定進氣道在不同馬赫數(shù)工作時需要充入的高壓氣體壓力，從而實現(xiàn)在不同馬赫數(shù)下進氣道喉道面積的調(diào)節(jié)。

實施例

如圖2所示，某工作馬赫數(shù)范圍為2.0～3.0的基于柔性中心體的軸對稱超聲速進氣道，進氣道捕獲直徑100mm，采用兩級外壓縮錐面，氣流偏轉(zhuǎn)角分別為11°和13°，唇罩初始角度為10°，采用柔性中心體設(shè)計，進氣道在馬赫數(shù)2.0工作時喉道高度14.3mm，而進氣道在馬赫3.0時進氣道的喉道高度為8.5mm，與之相對比的軸對稱進氣道具有相同的外壓縮及捕獲直徑，而喉道高度為固定值，為14.3mm。表1對比了兩種進氣道在馬赫數(shù)2.0和3.0工作時的出口臨界總壓恢復(fù)對比情況?？梢钥闯?，在引入柔性中心體設(shè)計后，進氣道在馬赫數(shù)3.0工作時的總壓恢復(fù)系數(shù)得到了顯著的提升。

表1定幾何軸對稱進氣道與基于柔性中心體的軸對稱可調(diào)進氣道的出口總壓恢復(fù)系數(shù)對比

本發(fā)明具體實現(xiàn)該技術(shù)方案的方法和途徑很多，以上所述僅是本發(fā)明的優(yōu)選實施方式。應(yīng)當(dāng)指出，對于本技術(shù)領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來說，在不脫離本發(fā)明原理的前提下，還可以做出若干改進和潤飾，這些改進和潤飾也應(yīng)視為本發(fā)明的保護范圍。本實施例中未明確的各組成部分均可用現(xiàn)有技術(shù)加以實現(xiàn)。