本發(fā)明涉及飛行器氣動(dòng)設(shè)計(jì)領(lǐng)域，是一種大內(nèi)收縮比、定幾何二元高超聲速進(jìn)氣道。本發(fā)明還提供了大內(nèi)收縮比、定幾何二元高超聲速進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)方法。
背景技術(shù)：
：超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)是吸氣式高超聲速飛行器的核心推進(jìn)系統(tǒng)，在高超聲速巡航導(dǎo)彈和高超聲速飛機(jī)等飛行器上具有廣泛的應(yīng)用前景。高超聲速進(jìn)氣道作為超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵氣動(dòng)部件之一，其性能的優(yōu)劣對(duì)于超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)乃至整個(gè)飛行器的高效穩(wěn)定工作都至關(guān)重要。為了盡可能的減小飛行器的飛行阻力，飛行器總體通常要求高超聲速進(jìn)氣道采用低外阻設(shè)計(jì)。然而，采用低外阻設(shè)計(jì)的進(jìn)氣道需要增加內(nèi)壓縮量來彌補(bǔ)外壓縮量的不足，導(dǎo)致進(jìn)氣道的內(nèi)收縮比增加。內(nèi)收縮比定義為進(jìn)氣道唇罩入口截面面積與喉道截面面積之比。內(nèi)收縮比對(duì)高超聲速進(jìn)氣道的自起動(dòng)性能具有決定性作用。對(duì)于捕獲的來流而言，倘若進(jìn)氣道內(nèi)收縮比過大，則喉道容易發(fā)生壅塞，導(dǎo)致進(jìn)氣道無法在飛行包線內(nèi)最低工作馬赫數(shù)順利實(shí)現(xiàn)自起動(dòng)。高超聲速進(jìn)氣道一旦陷入不起動(dòng)狀態(tài)，唇罩入口附近存在大范圍的氣流分離，導(dǎo)致進(jìn)氣道流量捕獲能力和壓縮效率大幅降低，嚴(yán)重影響超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的推進(jìn)效率，甚至?xí)?dǎo)致其無法順利點(diǎn)火，引起整個(gè)飛行任務(wù)失敗。為了降低大內(nèi)收縮比二元高超聲速進(jìn)氣道的自起動(dòng)馬赫數(shù)——即提高其自起動(dòng)性能，以拓寬進(jìn)氣道的高效穩(wěn)定工作范圍，前人大多采用變幾何的方法設(shè)計(jì)進(jìn)氣道。目前采取的變幾何進(jìn)氣道方案主要分為以下幾類：轉(zhuǎn)動(dòng)式、平動(dòng)式、可調(diào)斜板等。日本的atrex軸對(duì)稱進(jìn)氣道，通過前后移動(dòng)中心錐來保持低的喉道馬赫數(shù)，并且通過轉(zhuǎn)動(dòng)楔面來調(diào)節(jié)激波系，提高進(jìn)氣道性能。法國(guó)的f.falempin和俄羅斯的m.goldfeld等對(duì)伸縮唇口式變幾何進(jìn)氣道的起動(dòng)過程進(jìn)行了研究。變幾何進(jìn)氣道通過機(jī)械方式改變型面參數(shù)及喉道截面積，進(jìn)而對(duì)口部波系及收縮比進(jìn)行調(diào)節(jié)，故能有效拓寬進(jìn)氣道的工作馬赫數(shù)范圍并保證進(jìn)氣道在關(guān)鍵狀態(tài)下接近最佳性能工作。但其缺點(diǎn)也很突出：重量增加，結(jié)構(gòu)復(fù)雜，可靠性下降，且封嚴(yán)、熱防護(hù)問題較為突出。因此，為了拓寬高超聲速進(jìn)氣道工作范圍并確保進(jìn)氣道的壓縮效率，在不增加唇罩外阻的前提下，探索一種有效降低自起動(dòng)馬赫數(shù)的大內(nèi)收縮比、定幾何二元高超聲速進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)方法顯得十分必要。技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：為解決上述問題，本發(fā)明提供了一種大內(nèi)收縮比、定幾何二元高超聲速進(jìn)氣道，目的是提高二元高超聲速進(jìn)氣道自起動(dòng)性能。本發(fā)明的目的是還提供一種上述二元高超聲速進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)方法。本發(fā)明提供的大內(nèi)收縮比、定幾何二元高超聲速進(jìn)氣道可采用以下技術(shù)方案：一種大內(nèi)收縮比、定幾何二元高超聲速進(jìn)氣道，包括進(jìn)氣道主體、位于進(jìn)氣道主體外側(cè)的進(jìn)氣道唇罩，所述進(jìn)氣道主體及進(jìn)氣道唇罩之間形成進(jìn)氣道內(nèi)通道；所述進(jìn)氣道主體具有遠(yuǎn)離進(jìn)氣道內(nèi)通道的第一級(jí)壓縮面及靠近進(jìn)氣道內(nèi)通道的第二級(jí)壓縮面，所述第一級(jí)壓縮面及第二級(jí)壓縮面相接且相接處具有鈍角的夾角；所述進(jìn)氣道內(nèi)通道入口處設(shè)有隔板，該隔板橫向位于進(jìn)氣道唇罩及進(jìn)氣道主體之間；所述隔板與進(jìn)氣道唇罩之間形成上子內(nèi)收縮段、隔板與進(jìn)氣道主體之間形成下子內(nèi)收縮段；所述進(jìn)氣道唇罩、進(jìn)氣道主體及隔板的后側(cè)形成后子內(nèi)收縮段。相對(duì)于現(xiàn)有的技術(shù)，本發(fā)明一種大內(nèi)收縮比、定幾何二元高超聲速進(jìn)氣道的在有效降低高超聲速進(jìn)氣道唇罩外部阻力的同時(shí)能夠顯著提高二元高超聲速進(jìn)氣道自起動(dòng)性能。同時(shí)，該進(jìn)氣道構(gòu)型結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，易于實(shí)現(xiàn)。本發(fā)明提供的上述二元高超聲速進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)方法可采用以下技術(shù)方案：包括以下步驟：(1)提供一種大內(nèi)收縮比的二元高超聲速進(jìn)氣道原型，該進(jìn)氣道原型包含兩級(jí)外壓縮面，內(nèi)壓縮激波系由唇罩前緣斜激波和唇罩內(nèi)型面拐平斜激波組成；(2)基于進(jìn)氣道原型，在唇罩入口附近引入一隔板，將原內(nèi)收縮段分割成三個(gè)子內(nèi)收縮段，分別是位于上游的上子內(nèi)收縮段與下子內(nèi)收縮段以及位于下游的后子內(nèi)收縮段；(3)根據(jù)上子內(nèi)收縮段與下子內(nèi)收縮段對(duì)上、下兩股氣流壓縮量相近的原則，確定隔板前緣位置的相對(duì)高度約為進(jìn)氣道原內(nèi)收縮段入口高度的一半；確定隔板上型面前緣切線角度及確定隔板上型面后緣切線和下型面前、后緣切線角度。附圖說明圖1是本發(fā)明中采用的二元高超聲速進(jìn)氣道原型結(jié)構(gòu)示意圖。圖2是本發(fā)明二元高超聲速進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)示意圖。圖3是圖2中進(jìn)氣道內(nèi)通道入口處的局部結(jié)構(gòu)示意圖。圖4是圖3中隔板所在位置處的放大圖。具體實(shí)施方式請(qǐng)參閱圖2至圖4所示，公開一種大內(nèi)收縮比、定幾何二元高超聲速進(jìn)氣道，包括進(jìn)氣道主體1、位于進(jìn)氣道主體1外側(cè)的進(jìn)氣道唇罩2，所述進(jìn)氣道主體1及進(jìn)氣道唇罩2之間形成進(jìn)氣道內(nèi)通道；所述進(jìn)氣道主體1具有遠(yuǎn)離進(jìn)氣道內(nèi)通道的第一級(jí)壓縮面6及靠近進(jìn)氣道內(nèi)通道的第二級(jí)壓縮面7，所述第一級(jí)壓縮面及第二級(jí)壓縮面相接且相接處具有鈍角的夾角；所述進(jìn)氣道內(nèi)通道入口處設(shè)有隔板7，該隔板7橫向位于進(jìn)氣道唇罩2及進(jìn)氣道主體1之間；所述隔板7與進(jìn)氣道唇罩2之間形成上子內(nèi)收縮段14、隔板8與進(jìn)氣道主體1之間形成下子內(nèi)收縮段15；所述進(jìn)氣道唇罩2、進(jìn)氣道主體1及隔板7的后側(cè)形成后子內(nèi)收縮段16。其中所述隔板8的上表面及下表面均為之前向后延伸的向上拱起的弧形，隔板前緣的水平位置位于唇罩入口4上游，隔板前緣的高度位置在唇罩入口4中間位置處。更為具體的，所述進(jìn)氣道主體1位于隔板下方的位置形成圓弧彎曲形的進(jìn)氣道肩部13，且進(jìn)氣道肩部13的幾何構(gòu)型為一條nurbs樣條擬合曲線，該nurbs樣條擬合曲線起始端切線方向?yàn)榈诙?jí)壓縮面7方向，末端切線方向?yàn)樗椒较?；隔板上型?的幾何構(gòu)型由一直線段和一條nurbs樣條擬合曲線組成，隔板下型面10的幾何構(gòu)型為一條nurbs樣條擬合曲線，同時(shí)均在隔板中間位置往上拱起，且隔板上型面9的拱起程度大于隔板下型面10的拱起程度。而本發(fā)明還提供了上述大內(nèi)收縮比、定幾何二元高超聲速進(jìn)氣道的優(yōu)化設(shè)計(jì)方法的具體實(shí)施方式，包括：第一步：根據(jù)斜激波理論和封口馬赫數(shù)設(shè)計(jì)一種大內(nèi)收縮比的二元高超聲速進(jìn)氣道原型(圖1所示)，該進(jìn)氣道包含兩級(jí)外壓縮面，內(nèi)壓縮激波系由唇罩前緣斜激波和唇罩內(nèi)型面拐平斜激波組成。進(jìn)氣道肩部13的幾何構(gòu)型為一條nurbs樣條(nurbs樣條參考文獻(xiàn)為piegl,l.,tiller,w.,“thenurbsbook,”springer-verlagberlinheidelberg,1997,pp.117.)擬合曲線，取4個(gè)點(diǎn)進(jìn)行樣條擬合，起始端切線方向?yàn)榈诙?jí)壓縮面7方向，末端切線方向?yàn)樗椒较?。根?jù)二元高超聲速進(jìn)氣道構(gòu)型，能夠確定最低工作來流馬赫數(shù)和激波封口馬赫數(shù)等來流條件下兩道外壓縮激波后的氣流參數(shù)。第二步：基于原型二元高超聲速進(jìn)氣道，在唇罩入口附近引入一隔板，該隔板前緣水平位置位于唇罩入口截面上游，預(yù)估在最低工作來流馬赫數(shù)下隔板前緣激波11角θ，為了保證引入隔板之后沒有流量損失，因此隔板前緣產(chǎn)生的激波必須入射至唇口(即激波封口)，則隔板前緣必須處于這道激波線的延長(zhǎng)線上，后緣水平位置位于唇罩內(nèi)型面拐平位置和喉道截面5之間，應(yīng)滿足在激波封口馬赫數(shù)時(shí)唇罩拐平處激波12入射在隔板尾緣的稍上游，這樣隔板就將原內(nèi)收縮段分割成三個(gè)子內(nèi)收縮段，分別是位于上游的上子內(nèi)收縮段14與下子內(nèi)收縮段15以及位于下游的后子內(nèi)收縮段16。第三步：根據(jù)上子內(nèi)收縮段與下子內(nèi)收縮段對(duì)上、下兩股氣流壓縮量相近的原則，確定隔板前緣位置的相對(duì)高度約為進(jìn)氣道原內(nèi)收縮段入口高度的一半；確定隔板上型面前緣切線角度：上型面前緣切線角度應(yīng)適當(dāng)選取，一方面上型面前緣切線角度增大，使得上子內(nèi)收縮段入口高度減小即其內(nèi)收縮比減小，同時(shí)進(jìn)氣道在達(dá)到最低工作馬赫數(shù)之前能夠有一定的溢流，這都是對(duì)進(jìn)氣道自起動(dòng)過程有利的；另一方面，上型面前緣切線角度增大，上子內(nèi)收縮段入口壓縮強(qiáng)度增大，且隔板上型面相對(duì)不飽滿，唇罩激波不能在隔板上壁面正常反射，因此隔板上型面前緣切線的角度應(yīng)綜合考量上述兩方面內(nèi)容適當(dāng)選取。確定隔板上型面后緣切線和下型面前、后緣切線角度：都應(yīng)遵循與當(dāng)?shù)貧饬鞣较驃A角應(yīng)盡可能小的原則，這樣可以減小下子內(nèi)收縮段的起始?jí)嚎s強(qiáng)度，改善高超聲速進(jìn)氣道自起動(dòng)過程中的激波/邊界層干擾，而且提高出口氣流的穩(wěn)定度，使流場(chǎng)更均勻；通過調(diào)整隔板后緣在進(jìn)氣道原內(nèi)收縮段中的相對(duì)高度，合理分配上子內(nèi)收縮段、下子內(nèi)收縮段以及后子內(nèi)收縮段的內(nèi)收縮比，使得三個(gè)子內(nèi)收縮段的內(nèi)收縮比大致相同，保證三個(gè)子內(nèi)收縮段協(xié)調(diào)工作。隔板上型面9的幾何構(gòu)型由一直線段和一條nurbs樣條(nurbs樣條參考文獻(xiàn)為piegl,l.,tiller,w.,“thenurbsbook,”springer-verlagberlinheidelberg,1997,pp.117.)擬合曲線。取3個(gè)點(diǎn)進(jìn)行nurbs藝術(shù)樣條擬合，3個(gè)點(diǎn)分別為：①隔板上型面9前緣倒圓切線段的末端點(diǎn)；②隔板上型面9前后緣切線的交點(diǎn)；③隔板上型面9后緣倒圓的起始點(diǎn)。隔板下型面9則完全由5個(gè)點(diǎn)進(jìn)行nurbs藝術(shù)樣條擬合，5個(gè)點(diǎn)分別為：①隔板下型面10前緣倒圓起始點(diǎn)；②在隔板下型面10前緣切線上，并且與隔板下型面10前后緣切線交點(diǎn)的距離應(yīng)盡量小于隔板下型面10前緣起始點(diǎn)與隔板下型面10前后緣切線交點(diǎn)距離的0.5倍；③隔板下型面10前后緣切線的交點(diǎn)；④在隔板下型面10后緣切線上，并且與隔板下型面10前后緣切線交點(diǎn)的距離應(yīng)盡量小于隔板下型面10后緣起始點(diǎn)與隔板下型面10前后緣切線交點(diǎn)距離的0.5倍；⑤隔板下型面10后緣倒圓起始點(diǎn)。如圖1至4中所示本發(fā)明高超聲速進(jìn)氣道各部件及相對(duì)位置示意圖，本發(fā)明采用的進(jìn)氣道原型方案(圖1所示)進(jìn)氣道唇罩入口截面高度h0，內(nèi)收縮段喉道截面高度為h1，本發(fā)明利用隔板8的分割作用，將進(jìn)氣道內(nèi)收縮段劃分為三個(gè)子內(nèi)收縮段，則原本從進(jìn)氣道唇罩入口至喉道的整個(gè)壓縮量一分為三，上子內(nèi)收縮段14的入口截面高度hu1，喉道截面高度為hu2；下子內(nèi)收縮段15的入口截面高度為hd1，喉道截面高度為hd2；后子內(nèi)收縮段16的入口截面高度為+hd2)，喉道截面高度為h1。顯然，三個(gè)子內(nèi)收縮段14、15、16的內(nèi)收縮比均比原型進(jìn)氣道方案內(nèi)收縮比顯著減小。(內(nèi)收縮比定義為進(jìn)氣道唇罩入口截面面積與喉道截面面積之比)表1本發(fā)明方案與原型進(jìn)氣道內(nèi)收縮比內(nèi)收縮段內(nèi)收縮比上子內(nèi)收縮段14hu1/hu2下子內(nèi)收縮段15hd1/hd2后子內(nèi)收縮段16+hd2)/h1原型方案內(nèi)收縮段h0/h1上述方法為本發(fā)明一種大內(nèi)收縮比、定幾何二元高超聲速進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)方法的可通用技術(shù)方案的說明，下面采用上述設(shè)計(jì)方法，下面詳細(xì)闡述了本發(fā)明一個(gè)較佳實(shí)施方式的設(shè)計(jì)步驟：(1)設(shè)計(jì)了一種二元高超聲速進(jìn)氣道，設(shè)計(jì)點(diǎn)mad＝6.0；兩級(jí)壓縮面楔角分別為12°、8°，喉道高度為h2＝20.387mm，進(jìn)氣道隔離段長(zhǎng)度為喉道高度的8.314倍，喉道內(nèi)收縮比為icr＝1.65。(2)出于熱防護(hù)考慮，對(duì)壓縮面前緣及唇罩前緣都進(jìn)行了鈍化處理，鈍化圓角半徑r＝0.3mm。(3)所述隔板上表面9前緣切線與進(jìn)氣道第二級(jí)壓縮面7的夾角為θ3u，滿足θ3u＝14°，隔板上型面9后緣切線與進(jìn)氣道第二級(jí)壓縮面7的夾角為θ4u，滿足θ4u＝14.7°,隔板下型面10前緣切線與進(jìn)氣道第二級(jí)壓縮面7的夾角為θ3d，滿足θ3d＝3°，隔板下型面10后緣切線與進(jìn)氣道第二級(jí)壓縮面7的夾角為θ4d，滿足θ4d＝9.7°。；其中，正角度表示切線與進(jìn)氣道第二級(jí)壓縮面7夾角沿著順時(shí)針方向，負(fù)角度表示切線與進(jìn)氣道第二級(jí)壓縮面7夾角沿著逆時(shí)針方向。所述隔板8前緣與后緣均用半徑為r的圓角倒圓，滿足r＝0.3mm。所述隔板前緣與后緣倒圓圓心距離為l1，滿足：l1＝3.4435h1，其中h1為進(jìn)氣道喉道(6)高度。(4)隔板上型面9、隔板下型面10的幾何構(gòu)型曲線均采用nurbs藝術(shù)樣條(nurbs藝術(shù)樣條的參考文獻(xiàn)為piegl,l.,tiller,w.,“thenurbsbook,”springer-verlagberlinheidelberg,1997,pp.117.)擬合曲線。其中，隔板上型面9在前緣倒圓的起始點(diǎn)處有一段長(zhǎng)度為l2的切線，從此切線末端點(diǎn)開始取3個(gè)點(diǎn)進(jìn)行nurbs藝術(shù)樣條擬合，3個(gè)點(diǎn)分別為：①隔板上型面9前緣倒圓切線的末端點(diǎn)；②隔板上型面9前后緣切線的交點(diǎn)；③隔板上型面9后緣倒圓的起始點(diǎn)。隔板下型面10則完全由5個(gè)點(diǎn)進(jìn)行nurbs藝術(shù)樣條擬合，5個(gè)點(diǎn)分別為：①隔板下型面10前緣倒圓起始點(diǎn)；②在隔板下型面10前緣切線上，并且與隔板下型面10前后緣切線交點(diǎn)的距離為隔板下型面10前緣起始點(diǎn)與隔板下型面10前后緣切線交點(diǎn)距離的0.18倍；③隔板下型面10前后緣切線的交點(diǎn)；④在隔板下型面10后緣切線上，并且與隔板下型面10前后緣切線交點(diǎn)的距離為隔板下型面10后緣起始點(diǎn)與隔板下型面10前后緣切線交點(diǎn)距離的0.21倍；⑤隔板下型面10后緣倒圓起始點(diǎn)。采用上述方法設(shè)計(jì)了低外阻、大內(nèi)收縮比二元高超聲速進(jìn)氣道。如表2所示，子內(nèi)收縮段14、15、16的內(nèi)收縮比相對(duì)于原型方案大幅度減小。采用二維數(shù)值仿真方法對(duì)兩種進(jìn)氣道(原型方案進(jìn)氣道與本發(fā)明進(jìn)氣道)的內(nèi)流性能進(jìn)行分析。如表3所示，原型方案進(jìn)氣道自起動(dòng)馬赫數(shù)高達(dá)6.6馬赫，而本發(fā)明進(jìn)氣道自起動(dòng)馬赫數(shù)僅為4.1馬赫?？梢姴捎帽景l(fā)明方案的進(jìn)氣道較常規(guī)進(jìn)氣道自起動(dòng)性能提升顯著。表2本發(fā)明方案與原型進(jìn)氣道內(nèi)收縮比對(duì)比內(nèi)收縮段內(nèi)收縮比上子內(nèi)收縮段141.26下子內(nèi)收縮段151.27后子內(nèi)收縮段161.23原型方案內(nèi)收縮段1.65表3全馬赫數(shù)范圍內(nèi)進(jìn)氣道自起動(dòng)性能對(duì)比來流馬赫數(shù)起動(dòng)情況(原方案)起動(dòng)情況(本發(fā)明)3.0不起動(dòng)不起動(dòng)4.1不起動(dòng)起動(dòng)5.0不起動(dòng)起動(dòng)6.0不起動(dòng)起動(dòng)6.6起動(dòng)起動(dòng)另外，本發(fā)明的具體實(shí)現(xiàn)方法和途徑很多，以上所述僅是本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施方式。應(yīng)當(dāng)指出，對(duì)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(jìn)和潤(rùn)飾，這些改進(jìn)和潤(rùn)飾也應(yīng)視為本發(fā)明的保護(hù)范圍。當(dāng)前第1頁12