一种带边界层排移的二维预压缩前体的设计方法技术

本发明专利技术提出一种带边界层排移的二维预压缩前体的设计方法，首先设计压力可控流场，其中所设计的压力可控流场为二维压力可控流场，该二维压力可控流场由二维斜激波依赖流场和主压缩流场两部分组合而成。然后进行基于压力可控流场的飞行器二维预压缩前体的设计，基于压力可控流场的飞行器二维预压缩前体关于对称面对称，先设计关于对称面一半的前体型面，然后通过对称变换得到完整预压缩前体型面。本发明专利技术设计的飞行器前体起到对气流减速增压的作用，通过对压力的控制，使前体产生横向压力梯度，从而实现对低能量边界层的排移作用。

A design method of two dimensional precompressed front body with boundary layer displacement

The invention provides a two-dimensional boundary layer displacement with pre compression precursor design method, firstly the design pressure controlled flow field, the pressure field controllable designed for two-dimensional pressure controllable flow field, the two-dimensional flow field pressure controlled by two-dimensional oblique shock wave flow and main flow compression depends on a combination of two parts. Then the design of two-dimensional pre pressure flow controlled aircraft forebody compression based on 2D pre pressure flow controlled aircraft forebody compression on the symmetric plane of symmetry based on the size of first before design on the plane of symmetry in half, and then complete the pre compression before the body surface obtained by symmetry transform. The designed vehicle forebody plays the role of reducing and supercharging the air flow. By controlling the pressure, the front body generates transverse pressure gradient, so as to realize the displacement function of the low energy boundary layer.

【技术实现步骤摘要】
一种带边界层排移的二维预压缩前体的设计方法
本专利技术涉及高超声速飞行器，尤其是涉及高超声速飞行器进气道/前体一体化设计中基于压力可控的带边界层排移能力的二维预压缩前体设计。
技术介绍
实现更高速度的飞行一直是人类追求的目标，同时也是满足国家空天战略，提升国防实力的现实需求。冲压发动机作为超/高超声速飞行器主要动力系统，因其简单的结构和高比冲，在飞行中表现出优越性能。目前，对其研究已成为各国争夺的技术前沿阵地。冲压发动机利用大气中的氧组织燃烧，无需自身携带氧化剂，因此具有良好的经济型。而作为冲压发动机的进气装置，进气道及前体的作用是捕获气流并对其进行减速增压。进气道性能的优劣对冲压发动机的以及整个飞行器的正常工作都是至关重要的。对于高超声速流动，飞行器需要对气流产生更大的压缩以满足燃烧室对气流的要求。目前大多采用的方案是高超声速飞行器利用前体机身对气流进行预压缩，而后气流进入进气道进行进一步压缩，最终在燃烧室组织燃烧。这种方案中的一个关键技术是飞行器前缘产生的激波打在进气道唇口上实现所谓“激波封口”，该设计可以实现对气流的流量全捕获，另外也有益于减阻。另外，气流在流经飞行器前体时，因粘性作用会在机体表面产生一定厚度的边界层。如果边界层低能量气流进入进气道内会造成激波/边界层干扰加剧，进气道启动问题恶化甚至会造成进气道不启动，同时也会降低燃烧室燃烧效率，最终影响发动机的工作效率。目前对于“激波封口”设计多采用锥导乘波法或吻切锥法。具体来说，是将进气道唇口形状当作吻切锥出口激波型线(ICC)，根据飞行器设计要求给定前缘捕获线(FCT)，最后根据锥导乘波或吻切锥理论实现激波打在进气道唇口的设计，实现对气流的全捕获。而为消除或减小进气道入口边界层的影响，目前多采用鼓包式进气道，即在进气道入口处安装一个鼓包装置，通过鼓包上产生的横向压力梯度将边界层向两侧排开。该方案由洛克希德·马丁公司于1990年提出以来，经过大量数值仿真和试验验证，证明其在结构、可靠性、操作性和经济上具有优势。目前鼓包式进气道已应用于F-35、歼20、枭龙04等多种机型。目前对鼓包构型的设计大致分为两种：一种是基于锥导乘波原理的设计方法(杨应凯，Bump进气道设计与试验研究[J]，空气动力学学报，2007)。这种做法是在一个锥形流场中，在激波型面上给定一条前缘型线，通过流线追踪，得到鼓包型面。这种方法的一种改进方法是采用吻切锥法设计鼓包，吻切锥法为鼓包设计引入了新的变量，能设计更多种尺寸的鼓包。另一种方法是根据给定鼓包上的压力分布，通过逆向特征线法求解壁面。这种方法将进气道设计中的逆向特征线法求解进气道型面的方法应用到鼓包设计中。文献“技术横向压力梯度可控的鼓包进气道设计[P]，郑晓刚，李怡庆，尤延铖，201620095001.3，2016.06.15”实现这种方法。目前对实现激波封口的二维进气道/前体的一体化设计的文献中还没有考虑边界层排移的相关研究；现有鼓包进气道设计多集中在对鼓包排移边界层能力的研究，；目前设计的鼓包构型相较于飞行器前体长度较短，会产生激波从而造成额外的总压损失。
技术实现思路
针对现有技术存在的缺陷，本专利技术提出一种带边界层排移的二维预压缩前体的设计方法，本专利技术设计的飞行器前体起到对气流减速增压的作用，通过对压力的控制，使前体产生横向压力梯度，从而实现对低能量边界层的排移作用。本专利技术的技术方案是：一种带边界层排移的二维预压缩前体的设计方法，包括以下步骤：S1.设计压力可控流场，其中所设计的压力可控流场为二维压力可控流场，该二维压力可控流场由二维斜激波依赖流场和主压缩流场两部分组合而成；S1.1求解二维斜激波依赖流场S1.1.1求解给定激波角的二维斜激波后流场给定激波角β和来流条件，来流条件包括静压p、速度v、密度ρ、马赫数Ma；根据斜激波关系式(1)～(4)求解得到给定激波角β的斜激波后的流动参数即压比p2/p1、密度比ρ2/ρ1、V2、Ma2以及激波角β所对应的物面角θ2：其中：γ＝1.4，p1、ρ1、v1分别表示斜激波前压力、密度以及速度；p2、ρ2、v2分别表示斜激波后压力、密度以及速度；Ma1表示斜激波前马赫数；Ma2表示斜激波后马赫数；再由式(5)可得到激波角β所对应的物面角θ2；二维斜激波后流场为均匀流场，故至此完成了对激波角为β的二维斜激波后流场的求解；S1.1.2确定斜激波依赖流场定义一点为坐标原点，过坐标原点且水平向右为x轴，与x轴垂直且方向向下为y轴；坐标原点也作为激波起始点，同时也是壁面起始点；给定进气道唇口中心点，进气道唇口中心点同时也是初始激波终止点，其坐标为给定值；激波起始点与进气道唇口中心点间的连线表示激波角为β的初始激波；过激波起始点作与x轴成θ2夹角的直线，过进气道唇口中心点作与x轴夹角为180°-α的直线，所作的两直线交于一点，该点为第一点，由此确定出第一点的位置；同时得到激波起始点与第一点间的连线且该连线为斜激波依赖流场壁面线，进气道唇口中心点与第一点4间的连线；其中α＝θ2+arcsin(1/Ma2)(6)式中θ2、Ma2分别表示激波角为β的初始激波后的流动角和马赫数。由此完全确定出由飞行器前体产生的激波角为β的初始激波线、斜激波依赖流场壁面线以及进气道唇口中心点与第一点间的连线形成的二维斜激波依赖流场；S1.2求解主压缩流场S1.2.1给定主压缩流场压力分布：式中，自变量x代表横坐标，取值范围为x4＜x＜L1，其中L1为给定的飞行器前体长度，z表示主压缩流场所处空间展向位置，其范围为-zc＜z＜zc，其中zc为给定值，其物理意义为压力可控前体的边界；kz为只与z相关的量，满足0＜kz＜1，通过改变kz，实现对压力分布在z方向上的控制；式(7)中P2为激波角为β的斜激波后压力值，由S1.1求解过程得到，P(x,z)与斜激波依赖流场壁面线上的压力值在第一点处相切，由此实现了通过压力函数P(z,x)控制流向x方向和展向z方向上的压力分布；S1.2.2对进气道唇口中心点与第一点间的连线上的点进行离散，作为主压缩流场求解的初始条件，离散精度为使离散后的离散点间的间距在10-2米以下；二维斜激波后流场为均匀流场即二维斜激波后流场参数不变，故各离散点的流动参数均相等，其数值由S1.1求解过程得到；S1.2.3对z在其自变量范围内进行离散，以求解各离散值对应的不同展向位置的主压缩流场，离散精度为使离散后的离散点间的间距在10-2米以下且保留z＝0的情况，称z＝0时求解的流场为对称面上主压缩流场；S1.2.4求解对称面上主压缩流场以进气道唇口中心点与第一点间的连线上取得的各离散点的流动参数和压力曲线P(x,z)作为求解对称面上主压缩流场的输入条件，求解对称面上主压缩流场壁面线及由对称面上主压缩流场壁面线、进气道唇口中心点与第一点间的连线、和由进气道唇口中心点与对称面上主压缩流场壁面线上横坐标为L2的点间的连线3-6所形成的对称面上主压缩流场的内部点的位置参数和流动参数；至此完成对称面上由进气道唇口中心点与第一点间的连线、进气道唇口中心点与对称面上主压缩流场壁面线上横坐标为L2的点间的连线和对称面上主压缩流场壁面线所形成的对称面上主压缩流场的求解；由斜激波依赖流场壁面线和对称面上主压缩流场本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种带边界层排移的二维预压缩前体的设计方法，其特征在于，包括以下步骤：S1.设计压力可控流场，其中所设计的压力可控流场为二维压力可控流场，该二维压力可控流场由二维斜激波依赖流场和主压缩流场两部分组合而成；S1.1求解二维斜激波依赖流场S1.1.1求解给定激波角的二维斜激波后流场给定激波角β和来流条件，来流条件包括静压p、速度v、密度ρ、马赫数Ma；根据斜激波关系式(1)～(4)求解得到给定激波角β的斜激波后的流动参数即压比p2/p1、密度比ρ2/ρ1、V2、Ma2以及激波角β所对应的物面角θ2：

【技术特征摘要】
1.一种带边界层排移的二维预压缩前体的设计方法，其特征在于，包括以下步骤：S1.设计压力可控流场，其中所设计的压力可控流场为二维压力可控流场，该二维压力可控流场由二维斜激波依赖流场和主压缩流场两部分组合而成；S1.1求解二维斜激波依赖流场S1.1.1求解给定激波角的二维斜激波后流场给定激波角β和来流条件，来流条件包括静压p、速度v、密度ρ、马赫数Ma；根据斜激波关系式(1)～(4)求解得到给定激波角β的斜激波后的流动参数即压比p2/p1、密度比ρ2/ρ1、V2、Ma2以及激波角β所对应的物面角θ2：其中：γ＝1.4，p1、ρ1、v1分别表示斜激波前压力、密度以及速度；p2、ρ2、v2分别表示斜激波后压力、密度以及速度；Ma1表示斜激波前马赫数；Ma2表示斜激波后马赫数；再由式(5)可得到激波角β所对应的物面角θ2；二维斜激波后流场为均匀流场，故至此完成了对激波角为β的二维斜激波后流场的求解；S1.1.2确定斜激波依赖流场定义一点为坐标原点，过坐标原点且水平向右为x轴，与x轴垂直且方向向下为y轴；坐标原点也作为激波起始点，同时也是壁面起始点；给定进气道唇口中心点，进气道唇口中心点同时也是初始激波终止点，其坐标为给定值；激波起始点与进气道唇口中心点间的连线表示激波角为β的初始激波；过激波起始点作与x轴成θ2夹角的直线，过进气道唇口中心点作与x轴夹角为180°-α的直线，所作的两直线交于一点，该点为第一点，由此确定出第一点的位置；同时得到激波起始点与第一点间的连线且该连线为斜激波依赖流场壁面线，进气道唇口中心点与第一点4间的连线；其中α＝θ2+arcsin(1/Ma2)(6)式中θ2、Ma2分别表示激波角为β的初始激波后的流动角和马赫数。由此完全确定出由飞行器前体产生的激波角为β的初始激波线、斜激波依赖流场壁面线以及进气道唇口中心点与第一点间的连线形成的二维斜激波依赖流场；S1.2求解主压缩流场S1.2.1给定主压缩流场压力分布：式中，自变量x代表横坐标，取值范围为x4＜x＜L1，其中L1为给定的飞行器前体长度，z表示主压缩流场所处空间展向位置，其范围为-zc＜z＜zc，其中zc为给定...

【专利技术属性】
技术研发人员：王振国，徐尚成，王翼，范晓樯，闫郭伟，陆雷，赵星宇，
申请(专利权)人：中国人民解放军国防科技大学，
类型：发明
国别省市：湖南,43