具有压力匹配超声速冷却气膜的高速乘波体设计方法技术
【技术实现步骤摘要】
本专利技术主要涉及到高速乘波飞行器，尤其是一种具有压力匹配超声速冷却气膜的高速乘波体设计方法。
技术介绍
1、当前，高速乘波飞行器由于飞得高、速度快，“水漂式”飞行轨迹难以被拦截等优点，成为世界各国的研究热点。然而，高速飞行给乘波体带来了严重的气动热，导致飞行器表面结构、光学窗口受到烧蚀与破坏。以马赫6乘波飞行器为例，20km高空大气温度约216k，湍流普朗特数0.9，则飞行器表面绝热温度将近1720k；100km高空大气温度约195k，层流普朗特数0.7，则飞行器表面绝热温度约1340k。在高速乘波飞行器表明覆盖一层冷却气膜，是提高红外隐身性能的有效方式，也是避免光学窗口被烧毁的唯一方式。
2、目前高速乘波飞行器的超声速气膜一般布置在光学窗口前方，通过在壁面开缝的方式布置喷管，进而产生超声速气膜。而用于红外隐身的超声速气膜则布置于飞行器机身，其喷管宽度更大，有效冷却面积更长。
3、当前超声速气膜喷管一般基于一维喷管流动基本理论进行设计，主要设计参数为喷管马赫数、气膜高度、总温总压与质量流率，其实现方法如下：
4、首先依托先验实验或经验曲线，确定超声速气膜马赫数和飞行器表面冷却长度所需的气膜质量流率；
5、在飞行器所携带气源的总温总压条件下，喷管出口的气膜高度、喉部高度随气膜质量流率确定，喷管出口的静温、静压通过等熵关系式确定；
6、给定喷管长度，并设置喷管轴线马赫数分布，根据马赫数与面积比公式，确定马赫数对应的喷管高度；
7、平滑连接一系列喷管高度型面点得
8、然而，当前超声速气膜喷管存在几方面缺点。首先其设计理论上就存在缺陷，喷管流动本质上就不是一维的，最少是二维流动。尤其是对于曲面喷管，其流动是三维的，或者采用二维流理论结合横曲率修正。已有的超声速气膜喷管采用一维流理论进行设计，其喷管壁面不可能完美消波，换言之，内流道必然存在集中汇聚的压缩波，如此存在的问题包括：一方面，喷管出口的均匀性很低，射出后与主流掺混加剧，防热性能降低，另一方面，弱激波的存在导致流动不等熵，喷管出口静温、静压与一维流理论结果不一致，难以有效控制气膜压力与飞行器主流压力匹配，压力不匹配导致波系结构，又增强了掺混，同时增大了光学畸变。
技术实现思路
1、现有技术中超声速气膜未能与飞行器表面压力匹配，而压力不匹配将导致气膜与主流掺混加剧、流动分离，冷却效率恶化，光学畸变增加。针对现有技术存在的上述技术问题，本专利技术提出一种具有压力匹配超声速冷却气膜的高速乘波体设计方法。
2、为实现上述目的，本专利技术采用的技术方案如下：
3、一方面，本专利技术提供一种具有压力匹配超声速冷却气膜的高速乘波体设计方法，包括：
4、生成乘波体，在所述乘波体上给定超声速气膜布置位置；
5、给定超声速气膜的冷却长度要求，确定超声速气膜质量流率与超声速气膜马赫数；
6、已知所述乘波体的表面压力，在压力匹配条件下结合超声速气膜马赫数，确定超声速气膜喷管出口压力；
7、根据超声速气膜质量流率以及超声速气膜喷管出口压力，确定超声速气膜喷管喉部高度；
8、根据超声速气膜喷管喉部高度与超声速气膜马赫数，确定超声速气膜喷管的喷管出口高度；
9、对超声速气膜喷管喉部的跨声速流动，采用级数展开方法求解抛物型势函数方程，得到超声速气膜喷管跨声速解；
10、以超声速气膜喷管跨声速解与喷管出口分别作为起点与终点，设置超声速气膜喷管轴线的马赫数分布；
11、以超声速气膜喷管跨声速解、喷管出口和超声速气膜喷管轴线的马赫数分布作为边界条件，构建超声速气膜喷管特征线网格，求解超声速气膜喷管内部的超声速流场，进而根据流线控制方程，确定喷管无粘型线；
12、根据冯卡门动量积分关系式，求解边界层位移厚度；
13、基于边界层位移厚度对喷管无粘型线进行粘性修正，得到最终的喷管型线；
14、将预设的超声速气膜喷管的收缩段型线与喷管型线在喉部相连，得到完整的超声速气膜喷管，完成具有压力匹配超声速冷却气膜的高速乘波体的设计。
15、相比现有技术，本专利技术的技术效果至少体现在以下方面：
16、（1）本专利技术解决了高速乘波体表面压力与超声速气膜压力相互匹配的问题，所生成的超声速气膜适用于高速乘波飞行器压力匹配。
17、（2）所生成的超声速气膜贴体不发生分离，冷却效率高。
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1.具有压力匹配超声速冷却气膜的高速乘波体设计方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的具有压力匹配超声速冷却气膜的高速乘波体设计方法，其特征在于，在压力匹配条件下，超声速气膜喷管出口压力与乘波体的表面压力一致，根据超声速气膜马赫数与等熵流关系式，如下：
3.根据权利要求1所述的具有压力匹配超声速冷却气膜的高速乘波体设计方法，其特征在于，超声速气膜喷管喉部高度通过下式确定：
4.根据权利要求1所述的具有压力匹配超声速冷却气膜的高速乘波体设计方法，其特征在于，超声速气膜喷管的喷管出口高度通过下式确定：
5.根据权利要求1或权利要求2或权利要求3或权利要求4所述的具有压力匹配超声速冷却气膜的高速乘波体设计方法，其特征在于，所述抛物型势函数方程为：
6.根据权利要求5所述的具有压力匹配超声速冷却气膜的高速乘波体设计方法，其特征在于，边界层位移厚度通过联立以下公式求解得到：
7.根据权利要求5所述的具有压力匹配超声速冷却气膜的高速乘波体设计方法，其特征在于，对喷管无粘型线进行粘性修正的方法是：喷管无粘型线在法
8.根据权利要求1或权利要求2或权利要求3或权利要求4或权利要求6或权利要求7所述的具有压力匹配超声速冷却气膜的高速乘波体设计方法，其特征在于，超声速气膜喷管的收缩段型线上的各点坐标由维托辛斯基曲线确定，如下：
9.根据权利要求1或权利要求2或权利要求3或权利要求4或权利要求6或权利要求7所述的具有压力匹配超声速冷却气膜的高速乘波体设计方法，其特征在于，超声速气膜喷管的收缩段型线上的各点坐标（x,y）由五次方曲线确定，如下：
10.根据权利要求1或权利要求2或权利要求3或权利要求4或权利要求6或权利要求7所述的具有压力匹配超声速冷却气膜的高速乘波体设计方法，其特征在于，超声速气膜喷管的收缩段型线上的各点坐标（x,y）由双三次曲线确定，如下：
...【技术特征摘要】
1.具有压力匹配超声速冷却气膜的高速乘波体设计方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的具有压力匹配超声速冷却气膜的高速乘波体设计方法，其特征在于，在压力匹配条件下，超声速气膜喷管出口压力与乘波体的表面压力一致，根据超声速气膜马赫数与等熵流关系式，如下：
3.根据权利要求1所述的具有压力匹配超声速冷却气膜的高速乘波体设计方法，其特征在于，超声速气膜喷管喉部高度通过下式确定：
4.根据权利要求1所述的具有压力匹配超声速冷却气膜的高速乘波体设计方法，其特征在于，超声速气膜喷管的喷管出口高度通过下式确定：
5.根据权利要求1或权利要求2或权利要求3或权利要求4所述的具有压力匹配超声速冷却气膜的高速乘波体设计方法，其特征在于，所述抛物型势函数方程为：
6.根据权利要求5所述的具有压力匹配超声速冷却气膜的高速乘波体设计方法，其特征在于，边界层位移厚度通过联立以下公式求解得到：
<...【专利技术属性】
技术研发人员：易仕和，张博，陆小革，曾瑞童，
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：
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0来自[荷兰] 2024年02月08日 17:27e