一种边界层引导和抽吸结合的高超声速进气道流动控制方法技术

本发明专利技术公开一种边界层引导和抽吸结合的高超声速进气道流动控制方法，包括以下步骤：在高超声速进气道前体上形成边界层引导型面通过在边界层引导型面上产生的横向压力梯度，使流经边界层引导型面的气流的流动方向发生定向改变；控制作用在所述边界层引导型面上的横向压力梯度以将边界层引导到所述边界层引导型面的局部；在所述边界层引导型面的局部设置抽气孔。该方案解决了现有技术中抽吸性能低的问题，实现了有针对性的抽吸，并提高的抽吸性能。

A Supersonic Inlet Flow Control Method Combining Boundary Layer Guidance and Suction

The invention discloses a hypersonic inlet flow control method combining boundary layer guidance and suction, which includes the following steps: forming a boundary layer guide surface on the precursor of the hypersonic inlet and directionally changing the flow direction of the airflow flowing through the boundary layer guide surface by generating a transverse pressure gradient on the boundary layer guide surface; and controlling the flow direction of the airflow flowing through the boundary layer guide surface; A transverse pressure gradient on the guide surface is used to guide the boundary layer to the local part of the guide surface of the boundary layer, and a suction hole is arranged at the local part of the guide surface of the boundary layer. The scheme solves the problem of low suction performance in the existing technology, realizes targeted suction and improves the suction performance.

【技术实现步骤摘要】
一种边界层引导和抽吸结合的高超声速进气道流动控制方法
本专利技术涉及高超声速进气道
，尤其是一种边界层引导和抽吸结合的高超声速进气道流动控制方法。
技术介绍
边界层抽吸被认为是一种非常有效的进气道边界层流动控制方法。边界层抽吸是指在壁面上设置抽吸孔，通过孔两端的压力差将边界层气流抽出，从而使边界层变薄。边界层抽吸由抽吸孔、抽吸腔和泄放系统等组成，工作过程为边界层经抽吸孔进入抽吸腔，而后通过泄放系统排出。抽吸使边界层厚度大大降低，进气道捕获气流品质得到提高；另一方面，由于边界层变薄，进气道激波/边界层干扰减弱，进气道起动性能也大大提高。目前，边界层抽吸技术已被广泛应用于超/高超声速进气道。现有技术的边界层抽吸包括抽吸孔、抽吸腔、泄放系统等，结构相对复杂，同时增加了飞行器重量，抽吸腔和泄放系统也占用了飞行器头部的空间。另一方面，飞行器机身一般采用复合材料，在壁面上大面积打孔会破坏材料的结构强度。针对高超声速进气道申请号为：201710784957.3的中国专利文献提出了一种Bump/前体一体化设计方法，这种方法将前体和Bump进行了一体化设计，基本解决了Bump在高超声速气流中流动损失过大的问题。Bump/前体一体化进气道通过Bump型面上产生的横向压力梯度实现对边界层的排移，取得了较好的效果。但由于高超声速流动速度过快，横向排移距离过长，而设计得到的Bump高度有限，因此这种方法对高超声速边界层气流的排移能力比较弱。气动研究与实验,2010,28(4):1-6《基于数值模拟进气道抽吸流动控制优化设计[J].》将Bump进气道与边界层抽吸技术结合起来，研究了抽吸槽不同的安装位置对进气道性能的影响。在实际工程设计中也有将抽吸孔布置在Bump底侧的方案。这些方案都将Bump与抽吸技术结合起来，以进一步提高进气道气流捕获品质。Bump和进气道抽吸结合的方法对边界层的排移能力得到明显提升，但目前对二者结合的方式还停留在机械地组合在一起的阶段。对于第一种在Bump进气道研究不同抽吸孔的安装位置，只是从众多方案中选择一个较优的方案，没有考虑Bump进气道的流动特点，具有盲目性。将抽吸孔布置在Bump底侧的方案考虑到边界层在Bump底侧进行了堆积，因此通过抽吸孔将边界层抽走，这种方案适用于对边界层排移较有力的超声速Bump进气道，而高超声速条件下Bump型面往往不能将大部分边界层排移到底侧，因此抽吸孔不能很好地发挥抽吸作用。
技术实现思路
本专利技术提供一种边界层引导和抽吸结合的高超声速进气道流动控制方法，用于克服现有技术中边界层气流排移性能较弱等缺陷，实现有效发挥抽气孔的作用，提高边界层气流排移性能的目的。为实现上述目的，本专利技术提出一种高超声速进气道边界层流动控制方法，包括以下步骤：步骤1，在高超声速进气道前体上形成边界层引导型面，通过在边界层引导型面上产生的横向压力梯度，使流经边界层引导型面的气流的流动方向发生定向改变，；步骤2，通过作用在所述边界层引导型面上的横向压力梯度将边界层引导到所述边界层引导型面的局部；步骤3，在所述边界层引导型面的局部设置抽气孔。本专利技术提供的高超声速进气道流动控制方法，通过对边界层引导型面压力分布的精心设计，使边界层引导型面产生横向压力梯度，从而对边界层气流进行主动引导，使边界层在横向压力梯度的作用下分别被引导到边界层引导型面的局部(例如易于操作的中部和底部)，由于集中在边界层引导型面的部位能形成较厚的边界层，在边界层较厚的地方布置抽吸孔，实现有针对性的对边界层进行有效抽吸。附图说明为了更清楚地说明本专利技术实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本专利技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。图1为本专利技术实施例一提供的边界层引导和抽吸结合的高超声速进气道流动控制方法中下颌式轴对称进气道示意图；图2为图1左视图；图3为图1的俯视图；图4为本专利技术实施例一提供的边界层引导和抽吸结合的高超声速进气道流动控制方法中kθ与θ函数关系曲线示意图；图5为本专利技术实施例一提供的边界层引导和抽吸结合的高超声速进气道流动控制方法中x＝x0截面内边界层沿展向分布及抽吸分布带确定示意图。本专利技术目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。具体实施方式下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本专利技术的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。需要说明，本专利技术实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后……)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。另外，在本专利技术中如涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本专利技术的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。在本专利技术中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接，还可以是物理连接或无线通信连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本专利技术中的具体含义。另外，本专利技术各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本专利技术要求的保护范围之内。本专利技术提出一种边界层引导和抽吸结合的高超声速进气道流动控制方法。实施例一参见图1-5，本专利技术实施例提供一种边界层引导和抽吸结合的高超声速进气道流动控制方法，包括以下步骤：步骤1，在高超声速进气道前体上形成边界层引导型面，从而在边界层引导型面上产生横向压力梯度，通过横向压力梯度使流经边界层引导型面的气流的流动方向发生定向改变；借助超声速Bump的工作原理，使流经边界层引导型面的气流的流动方向发生定向改变，前体型面产生横向压力梯度，从而对边界层气流进行主动引导，引导的方向可以是预定的，理论上任意方向都可以，也可以是根据实际设计条件设定的或分析获得的。边界层引导型面为高超声速飞行器前体的一部分，其作用在于使流经边界层引导型面上气流的流动方向发生定向改变，这里的定向改变指的是朝向预定的方向流动；进而影响边界层在边界层引导型面上厚度的分布，在边界层引导型面的作用下对边界层厚度进行调整；步骤2，通过作用在所述边界层引导型面上的横向压力梯度将边界层引导到所述边界层引导型面的局部；这个局部理论上可以是任意部位，本实施例中为通过对边界层引导型面压力分布的精心设计，使边界层在横向压本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种边界层引导和抽吸结合的高超声速进气道流动控制方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1，在高超声速进气道前体上形成边界层引导型面，通过在边界层引导型面上产生的横向压力梯度，使流经边界层引导型面的气流的流动方向发生定向改变；步骤2，通过作用在所述边界层引导型面上的横向压力梯度将边界层引导到所述边界层引导型面的局部；步骤3，在所述边界层引导型面的局部设置抽气孔。

【技术特征摘要】
1.一种边界层引导和抽吸结合的高超声速进气道流动控制方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1，在高超声速进气道前体上形成边界层引导型面，通过在边界层引导型面上产生的横向压力梯度，使流经边界层引导型面的气流的流动方向发生定向改变；步骤2，通过作用在所述边界层引导型面上的横向压力梯度将边界层引导到所述边界层引导型面的局部；步骤3，在所述边界层引导型面的局部设置抽气孔。2.如权利要求1所述的边界层引导和抽吸结合的高超声速进气道流动控制方法，其特征在于，所述步骤1中形成边界层引导型面的步骤包括：步骤11，以变量x，θ为自变量通过函数关系定义每一个密切面上的压力；x为进气道轴向变量，对于外转轴对称流场，所述密切面指与对称面呈θ角度的流向切面；步骤12，根据每个密切面上的压力与自变量的函数关系，获得每一个展向比例因子的密切面上的压力分布曲线；步骤13，在每个密切面内基于特征线法获得压力分布曲线对应的流场；步骤14，将所有密切面内的流场壁面线进行曲面放样，获得的型面作为边界层引导型面。3.如权利要求2所述的边界层引导和抽吸结合的高超声速进气道流动控制方法，其特征在于，所述步骤11包括：定义坐标原点为边界层引导型面起始线与对称面的交点，通过下面的函数关系定义每个密切面上的压力:P(θ,x)＝kθy(x)+P0(1)其中，P0为坐标原点的压力值，为给定值；自变量x为横坐标，取值范围为0<x<L，其中L为边界层引导型面终止线横坐标；y(x)为x的函数，满足以下条件：随x单调增加；在坐标原点函数值为0，即y(0)＝0；θ针对外转轴对称流场表示该流场所处密切面与对称面的夹角，范围为-θc<θ<θc，其中θc为给定值；kθ为展向比例因子，是θ的函数；所述步骤12包括：通过改变kθ，每一个展向比例因子为kθ的密切面内的压力分布曲线，实现对压力分布在展向的控制，在边界层引导型面形成横向压力梯度，实现对边界层的引导。4.如权利要求3所述的边界层引导和抽吸结合的高超声速进气道流动控制方法，其特征在于，所述步骤12包括：kθ随着θ增加单调递减，按二阶导数将kθ曲线分为以下三段：θ位于[0,θ1]区间时，kθ"(θ)>0，且kθ(0)＝1；θ位于[θ1,θ2]...

【专利技术属性】
技术研发人员：王翼，徐尚成，王振国，范晓樯，苏丹，赵星宇，闫郭伟，
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