[发明专利]一种高超声速进气道与隔离段一体化设计方法

说明书

本发明涉及一种高超声速进气道与隔离段一体化设计方法。首先确定隔离段基准流场型面，进而拼接进气道流场与隔离段流场，最后采用流线追踪法获得进气道与隔离段的三维型面。与现有技术相比，该方法能够解决传统隔离段设计主要从满足几何约束出发而没能从流动和几何约束双重角度出发，并且没有进行进气道与隔离段一体化设计的问题。

技术领域

本发明属于高超声速推进技术领域，涉及超燃冲压发动机进气道与隔离段的设计方法，特指一种高超声速内转向进气道与隔离段一体化设计方法。

背景技术

超燃冲压发动机主要由进气道、隔离段、燃烧室和尾喷管四部分组成。高超声速进气道是超燃冲压发动机的供气部件，为发动机燃烧室提供足量且较高品质来流，保证发动机正常高效工作，其性能直接影响发动机推力甚至整个飞行器有效工作。内转向进气道是采用三维压缩型面的一种新型进气道，目前以超燃冲压发动机为主要动力的飞行器上主要采用这种类型进气道。隔离段是指始于进气道出口，终于燃烧室入口这一段区域，是连接高超声速进气道和燃烧室的部件，其需抵抗燃烧室产生的较高反压并提供高品质的气流。

从几何结构方面看，内转向进气道与隔离段是相衔接的，内转向进气道出口形状与隔离段入口完全相同，在衔接处二者型面过渡越顺畅对流动越有利。从流动总压损失方面看，内转向进气道与隔离段共同的评价标准之一就是总压恢复系数。高总压恢复系数意味着来流做功能力更强，对发动机比冲提高更有利。因此内转向进气道与隔离段的设计一方面是要讲求几何上的顺畅过渡，另一方面就是要讲求流动的总压损失尽可能小。

目前内转向进气道的设计方法基本上均采用“设计基准流场+流线追踪成型”的方法设计，这种方法首次于1999年由M.K.Smart提出，结果发表在《JOURNAL OF PROPULSIONAND POWER》期刊的Vol.15,No.3上，文章名《Design of Three-Dimensional HypersonicInlets with Rectangular-to-Elliptical Shape Transition》。这种设计方法基本实现了上述两方面要求，即能保证几何上十分光顺，又能获得较小的总压损失。其原因在于，采用“设计基准流场+流线追踪成型”的方法，使得最终内转向进气道型面实质上是由无数条真实流线组合而成的，所以稍加调整或者优化即可获得几何过渡顺畅且总压损失较小的内转向进气道型面。但对于隔离段设计而言，目前还未见一种成体系套路的设计方法。当前在科学研究和工程项目上使用的隔离段基本都是仅仅从几何角度出发，将满足几何约束(入口与进气道出口对接，出口与燃烧室入口对接)的隔离段直接与进气道对接，而未考虑隔离段型面是否是由流线组成。比如2016年发表于《推进技术》37(5)的文献《中心线偏置隔离段内激波串迟滞特性研究》中研究的隔离段，仅仅就是单纯为满足“偏置”这一几何约束而设计的；工程实际中使用的隔离段是既需要几何上的“偏置”，又需要总压恢复较高。再比如2015年发表于《物理学报》64(19)的文献《隔离段激波串流场特征的试验研究进展》中记载的诸多隔离段都是从几何角度出发，或者仅仅用一等直管道与进气道拼接起来而成的。并没有从流动层面出发，用与内转向进气道设计方法相似的方法使构成隔离段型面的为一系列流线。

现有设计既没有从流动和几何约束双重角度考虑隔离段的设计方法，也没有考虑内转向进气道与隔离段的一体化设计方法。因此，现有技术带有较强的经验性和主观随意性，不利于成体系设计方法的形成以及进一步发展。

发明内容

针对传统隔离段设计主要从满足几何约束出发而没能从流动和几何约束双重角度出发，并且没有进行进气道与隔离段一体化设计的问题，本发明提出了一种高超声速进气道与隔离段一体化设计方法。

具体地，本发明是一种高超声速进气道与隔离段一体化设计方法，包括以下步骤：

S1，确定隔离段基准流场型面；

进一步的，确定隔离段基准流场型面的具体方法为：