具有压力匹配超声速冷却气膜的高速乘波体设计方法.pdf

《具有压力匹配超声速冷却气膜的高速乘波体设计方法.pdf》由会员分享，可在线阅读，更多相关《具有压力匹配超声速冷却气膜的高速乘波体设计方法.pdf（16页完成版）》请在专利查询网上搜索。

1、(19)国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请号 202410004438.0(22)申请日 2024.01.03(71)申请人 中国人民解放军国防科技大学地址 410000 湖南省长沙市开福区德雅路109号(72)发明人 易仕和张博陆小革曾瑞童(74)专利代理机构 长沙国科天河知识产权代理有限公司 43225专利代理师 周达(51)Int.Cl.G06F 30/15(2020.01)G06F 30/28(2020.01)G06F 113/08(2020.01)G06F 119/14(2020.01)(54)发明名称具有压力匹配超声速冷却气膜的高。

2、速乘波体设计方法(57)摘要本发明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，包括：生成乘波体，在所述乘波体上给定超声速气膜布置位置，获取压力匹配条件下的超声速气膜喷管出口压力，确定超声速气膜质量流率、超声速气膜马赫数、超声速气膜喷管喉部高度、超声速气膜喷管的喷管出口高度，求得超声速气膜喷管跨声速解，并设置超声速气膜喷管轴线的马赫数分布，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，确定喷管无粘型线，求解边界层位移厚度，得到最终的喷管型线，进而完成具有压力匹配超声速冷却气膜的高速乘波体的设计。本发明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。

3、问题。权利要求书3页 说明书7页 附图5页CN 117494323 A2024.02.02CN 117494323 A1.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：生成乘波体，在所述乘波体上给定超声速气膜布置位置；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；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；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；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；对超声速气膜喷管喉部的跨声速流动，采用级。

4、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；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；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；根据冯卡门动量积分关系式，求解边界层位移厚度；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；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。2.根据权利要求1所。

5、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：；得到超声速气膜喷管出口压力p，其中 为气体的比热比，是超声速气膜马赫数，为气膜总压，也就是乘波体内部为超声速气膜喷管提供气源的总压，为已知量。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：；式中 是气体的比热比，是气体常数，是静温，是超声速气膜喷管出口压力，是超声速气膜马赫数。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。

6、征在于，超声速气膜喷管的喷管出口高度通过下式确定：权利要求书1/3 页2CN 117494323 A2；式中是超声速气膜喷管喉部高度，是气体的比热比，是超声速气膜马赫数。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：；式中 是超声速气膜喷管喉部声速线的临界声速，是超声速气膜喷管喉部声速线的轴向速度，是超声速气膜喷管喉部声速线的径向速度，分别代表超声速气膜喷管喉部声速线上的 轴坐标、轴坐标。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。

7、公式求解得到：；式中是动量损失厚度，是边界层位移厚度，为壁面角度，为边界层形状因子，为可压缩摩擦系数，为当地马赫数，为气体的比热比。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：喷管无粘型线在法向增加的距离实现粘性修正。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：；其中是超声速气膜喷管的入口高度，是超声速气膜喷管喉部高度，是给定的收缩段长度。9.根据权利要求。

8、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：；权利要求书2/3 页3CN 117494323 A3其中是超声速气膜喷管的入口高度，是超声速气膜喷管喉部高度，是给定的收缩段长度。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：；其中是超声速气膜喷管的入口高度，是超声速气膜喷管。

9、喉部高度，是给定的收缩段长度，是双三次曲线衔接点相对位置，取。权利要求书3/3 页4CN 117494323 A4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领域0001本发明主要涉及到高速乘波飞行器技术领域，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。背景技术0002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。

10、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。0003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。0004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：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；在飞行。

11、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；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；平滑连接一系列喷管高度型面点得到超声速喷管，布置在飞行器表面从而产生超声速气膜。0005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。

12、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。发明内容0006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说明书1/7 页5CN 117494323 A5题，本发明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。0007为实现上述目的，本发明采用的技术方案如下：一方面，本发明提。

13、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：生成乘波体，在所述乘波体上给定超声速气膜布置位置；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；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；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；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；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；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。

14、喷管轴线的马赫数分布；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；根据冯卡门动量积分关系式，求解边界层位移厚度；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；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。0008相比现有技术，本发明的技术效果至少体现在以下方面：（1）本发明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。

15、于高速乘波飞行器压力匹配。0009（2）所生成的超声速气膜贴体不发生分离，冷却效率高。附图说明0010为了更清楚地说明本发明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发明的一些实施例，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。0011图1为本发明一实施例提供的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的流程图；图2为一实施例中2个不同来流马赫数的第1个流场单元马赫数云图，其中(a)为来流马赫数为3、物面角30 的第1个流场单元马赫数云图；(b)为。

16、来流马赫数为5、物面角30 的第1个流场单元马赫数云图；说明书2/7 页6CN 117494323 A6图3为一实施例中采用有旋特征线求解得到的流场马赫数云图；图4为一实施例生成的乘波体外形图；图5是本发明一实施例中超声速喷管跨声速解示意图；图6是一实施例中喷管轴线马赫数分布图；图7是一实施例中喷管特征线网络与喷管无粘型线示意图；图8是一实施例设计出的具有压力匹配超声速冷却气膜的高速乘波体表面温度分布图。具体实施方式0012下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明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发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本。

17、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，都属于本发明保护的范围。0013参照图1，一实施例中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：生成乘波体，在所述乘波体上给定超声速气膜布置位置；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；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；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；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；对超声速气膜喷管喉部的跨声速流动，采用级数展开方。

18、法求解抛物型势函数方程，得到超声速气膜喷管跨声速解；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；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；根据冯卡门动量积分关系式，求解边界层位移厚度；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；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。0014本发明所述乘波体的类。

19、型不限，设计方法不限，本领域技术人员可以基于现有技术选择合适的方法生成乘波体，包括但不限于公布号CN109573092A的中国专利申请公开了一种吻切轴对称冯卡门乘波体设计方法，公布号为CN109573093A的中国专利申请公开了一种融合低速翼型的吻切轴对称冯卡门乘波体设计方法，公告号为CN109598062B的中国发明说明书3/7 页7CN 117494323 A7专利公开了一种可变壁面压力分布规律吻切流场乘波体的设计方法等等。0015不失一般性，一实施例中提供一种乘波体的设计方法，包括：确定高速乘波飞行器的巡航高度、巡航马赫数，选取基准流场母线，比如具有最小阻力特性的冯卡门曲线作为物面；采用。

20、泰勒麦科尔（TaylorMaccoll）方法求解第1个流场单元；以第1个流场单元、物面作为边界条件，通过有旋特征线方法求解基准流场；根据给定的乘波体后缘线，通过流线追踪确定乘波体上下表面，生成乘波体。0016其中第1个流场单元的控制方程如下：；式中是顶点射线方向的速度，是射线法向的速度，是声速，是顶点发出射线与x轴夹角的角度。无取值范围。公式右端是已知量，左端也是已知量，未知量是，2个方程求解2个未知数，通过龙格库塔法求解上述常微分方程组，得到第1个流场单元。图2展示了一实施例中2个不同来流马赫数的第1个流场单元马赫数云图，其中(a)为来流马赫数为3、物面角30 的第1个流场单元马赫数云图；(。

21、b)为来流马赫数为5、物面角30的第1个流场单元马赫数云图。0017通过有旋特征线方法求解基准流场，其控制方程如下：；式中x代表x轴的坐标，y代表y轴的坐标，是流向角，是马赫角，下标+表示左行特征线，下标表示右行特征线，下标0表示流线。是x轴方向速度，是y轴方向速度，是合速度，是马赫数，是密度，是流动特征因子。0018通过二阶欧拉方法求解上述常微分方程组，得到了基准流场。如图3所示，为一实施例中采用有旋特征线求解得到的流场马赫数云图。0019最后，根据给定的乘波体后缘线，通过流线追踪确定乘波体上下表面，生成乘波体，如图4所示，为一实施例最终得到的乘波体外形图。0020在压力匹配条件下，超声速气。

22、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：；得到超声速气膜喷管出口压力，其中 为气体的比热比，是超声速气膜马赫说明书4/7 页8CN 117494323 A8数，为气膜总压，也就是乘波体内部为超声速气膜喷管提供气源的总压，为已知量。0021超声速气膜喷管喉部高度通过下式确定：；式中 是气体的比热比，是气体常数，是静温，是超声速气膜喷管出口压力，是超声速气膜马赫数。0022超声速气膜喷管的喷管出口高度通过下式确定：；式中是超声速气膜喷管喉部高度，是气体的比热比，是超声速气膜马赫数。0023一实施例提供的一种超声速气膜喷管设计方法中，所采用的所述抛物型势函数方。

23、程为：；式中 是超声速气膜喷管喉部声速线的临界声速，是超声速气膜喷管喉部声速线的轴向速度，是超声速气膜喷管喉部声速线的径向速度，x、y分别代表超声速气膜喷管喉部声速线上的x轴坐标、y轴坐标。0024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上述抛物型势函数方程，得到超声速气膜喷管跨声速解，如图5所示。图5为超声速气膜喷管的喉部，是喉部高度，虚线是声速线，通过求解超声速气膜喷管跨声速解得到，声速线的马赫数为1。声速线上游（左边）是亚声速区，马赫数小于1。声速线下游（右边）是超声速区，马赫数大于1。0025一实施例提供的一种超声速气膜喷管设计方法中，以超声速气膜喷管跨声速解与喷管出口分。

24、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，如图6所示，根据超声速气膜喷管跨声速解边界条件与出口边界条件，即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，将起点与终点的位置坐标、马赫数、马赫数1阶导，代入B样条曲线表达式，得到超声速气膜喷管轴线的马赫数分布。0026一实施例提供的一种超声速气膜喷管设计方法中，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，基于特征线法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，如图7所示，为一实施例中喷管特征线网络与喷管无粘型线示意图。其中特征线法是本。

25、领域的惯用技术手段，采用特征线方法求解二维流动双曲型方程设计超声速气膜喷管，二维结构的超声速气膜喷管内消波完全，从根本上消除了激波，压力、温度、速度等流场参数分布可控。如下面给出两特征线方程：特征线法方程1：说明书5/7 页9CN 117494323 A9；特征线法方程2：；式中为动量损失厚度，为马赫角，为当地马赫数，为气体的比热比。为流动特征因子。0027流线控制方程为：；0028式中 是轴向速度，是径向速度。0029一实施例提供的一种超声速气膜喷管设计方法中，通过联立以下公式求解边界层位移厚度：；式中是动量损失厚度，是边界层位移厚度，为壁面角度，为边界层形状因子，为可压缩摩擦系数，为当地马。

26、赫数，为气体的比热比。0030进一步地，按照上述方法得到边界层位移厚度后，将喷管无粘型线在法向增加的距离实现粘性修正。0031可以理解，本领域技术人员可以采用现有方法或者根据经验采用直接给定的方式预先给定所设计的超声速气膜喷管的收缩段型线，本申请对于超声速气膜喷管的收缩段型线的具体设计方法不作限制。0032在一优选实施例中，提供一种超声速气膜喷管的收缩段型线的设计方法，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：；其中是超声速气膜喷管的入口高度，是超声速气膜喷管喉部高度，是给定的收缩段长度。0033在一优选实施例中，提供一种超声速气膜喷管的收缩段型线的设计方法，超声。

27、速气膜喷管的收缩段型线上的各点坐标（x,y）由维托辛斯基曲线确定，如下：；说明书6/7 页10CN 117494323 A10其中是超声速气膜喷管的入口高度，是超声速气膜喷管喉部高度，是给定的收缩段长度。0034在一优选实施例中，提供一种超声速气膜喷管的收缩段型线的设计方法，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：；其中是超声速气膜喷管的入口高度，是超声速气膜喷管喉部高度，是给定的收缩段长度，是双三次曲线衔接点相对位置，取。0035上述超声速气膜喷管设计方法所设计的超声速气膜喷管内消波完全，从根本上消除了激波，压力、温度、速度等流场参数分布可控，并可依托冯卡门动。

28、量方程进行粘性修正，适合用于产生高速乘波飞行器表面降热隐身所需的超声速气膜。0036为验证本发明提供的上述具有压力匹配超声速冷却气膜的高速乘波体设计方法的有效性，下面提供一仿真实例：如图8所示，利用上述实施例设计而成的具有压力匹配超声速冷却气膜的高速乘波体，压力匹配的超声速气膜隔绝了乘波飞行器的高温来流，避免高温来流对乘波体、光学窗口直接加热。可以看到，喷管下游的乘波飞行器表面温度从1300K下降到400K，降热效果明显。图8中还展示了超声速气膜流线，可以看到气膜均匀地沿乘波飞行器壁面向下游覆盖，没有发生流动分离，因此有效覆盖长度可达飞行器尾部。在这过程中，虽然气膜主流流动结构不断混合，气膜被。

29、主流持续加热，但冷却效果在飞行器尾部依旧能将温度控制在800K以下。0037本发明未尽事宜为公知技术。0038以上实施例的各技术特征可以进行任意的组合，为使描述简洁，未对上述实施例中的各个技术特征所有可能的组合都进行描述，然而，只要这些技术特征的组合不存在矛盾，都应当认为是本说明书记载的范围。0039以上所述实施例仅表达了本申请的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对发明专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本申请构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本申请的保护范围。因此，本申请专利的保护范围应以所附权利要求为准。0040以上所述仅为本发明的优选的实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。说明书7/7 页11CN 117494323 A11图 1说明书附图1/5 页12CN 117494323 A12图 2说明书附图2/5 页13CN 117494323 A13图 3图 4说明书附图3/5 页14CN 117494323 A14图 5图 6说明书附图4/5 页15CN 117494323 A15图 7图 8说明书附图5/5 页16CN 117494323 A16。