[發明專利]壁面壓力可控的內外乘波一體化設計方法

有效

• 申請號: 201710061160.0
• 申請日: 2017-01-25
• 公開（公告）號: CN106777828B
• 公開（公告）日: 2020-07-03
• 發明（設計）人: 施崇廣;李怡慶;尤延鋮;周馴黃
• 申請（專利權）人: 廈門大學
• 主分類號: G06F30/15
• 分類號: G06F30/15
• 代理公司: 廈門南強之路專利事務所(普通合伙) 35200
• 代理人: 馬應森

壁面壓力可控的內外乘波一體化設計方法，涉及臨近空間高超聲速飛行器。根據設計要求指定前緣捕獲型線在設計截面上的投影和所需的壓力分布。設計前緣捕獲型線在俯視圖上的投影，根據給定壓力分布，利用逆向特征線法求解對應的壓縮型線。根據壓縮型線以及密切面與對稱面夾角，在相應的軸對稱外壓縮流場或軸對稱內收縮流場內，通過坐標變換，得到內外乘波一體化的壓縮型面。設計三維內轉進氣道出口截面和三維內轉進氣道唇口在設計截面上的投影，并根據激波關系得到三維內轉進氣道唇口的三維構型。以壓縮型面為基礎對內外乘波一體化飛行器進行幾何構造。

技術領域

本發明涉及臨近空間高超聲速飛行器，尤其是涉及一種壁面壓力可控的內外乘波一體化設計方法。

背景技術

臨近空間飛行器的發展涉及國家安全與和平利用空間，是目前國際競相爭奪空間技術的焦點之一。以美國、俄羅斯為代表的世界強國都在大力推進各自的高超聲速飛行研制計劃(Joseph,M.H,James S.M.Richard C.M.,The X-51A Scramjet Engine FlightDemonstration Program,15^th AIAA International Space Planes and HypersonicSystems and Technologies Conference,2008)。自上世紀60年代以來的大量研究充分說明，飛機器與推進系統的一體化設計是實現高超聲速飛行的關鍵，而機體與推進系統一體化的核心則是飛行器和進氣道的一體化。從目前的研究熱點和趨勢看，外乘波體飛行器設計和三維內收縮進氣道研究已經成為兩個領域內公認的先進設計方法和領先技術。

進氣道是高超聲速飛行器推進系統中的主要部件。它位于飛行器前部，直接與高超聲速飛行器前體相連接，起著壓縮來流，為下游提供盡可能多高能氣流的作用。經過長期的發展人們提出了一系列高超聲速進氣道形式，主要包括：二元式進氣道、軸對稱式進氣道、側壓式進氣道，并就它們的設計方法、流動特征、工作特性、工程設計研究等問題開展了研究。此外，國外研究人員還提出了一系列三維內收縮高超聲速進氣設計思路和方案。如：美國約翰霍普金斯大學F.S.Billig等提出的流線追蹤Busemann進氣道(Brien,T.F.andColville,J.R.Analytical Computation of Leading Edge Truncation Effects onInviscid Busemann Inlet Performance,AIAA paper,2007)；美國Astrox公司的P.K.Ajay等提出的“Funnel”型進氣道概念(Billig,F.S.and Kothari,A.P.,Streamline Tracing:Technique for Designing Hypersonic Vehicles,Journal of Propulsion and Power,Vol.16,No.3,2000,pp.465-471)；美國航天宇航研究中心的M.K.Smart等提出的將矩形進口光滑轉為橢圓形出口(Smart,M.K.and Trexler,C.A.Mach4Performance of a Fixed-Geometry Hypersonic Inlet with Rectangular-to-Elliptical Shape Transition,41st AIAAAerospace Sciences MeetingExhibit,2002)的思路等。在國內，尤延鋮等學者率先將外流乘波理論運用在進氣道內流研究中，提出了一種被稱為內乘波式的三維內收縮高超聲速進氣道。數值模擬和高焓風洞試驗證實：設計狀態下，該進氣道可以全流量捕獲來流；在非設計狀態，該類進氣道可以通過進口的自動溢流，明顯改善低馬赫數工作能力，因而具有較好的總體特性。