[發明專利]高超聲速三通道進氣道的設計方法

有效

• 申請號: 201710065931.3
• 申請日: 2017-02-06
• 公開（公告）號: CN106837550B
• 公開（公告）日: 2018-10-09
• 發明（設計）人: 張旭;尤延鋮;朱呈祥
• 申請（專利權）人: 廈門大學
• 主分類號: F02C7/042
• 分類號: F02C7/042;F02K7/16;F02K7/18
• 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

1.高超聲速三通道進氣道的設計方法，其特征在于包括以下步驟：

1)設計工作馬赫數范圍為馬赫數Ma＝3～4.5之間的沖壓通道，具體方法為：

(1)設計三維方轉橢圓進氣道的壓縮型面：以沖壓通道設計馬赫數作為來流馬赫數，根據要求的來流馬赫數、喉道馬赫數及初始楔角，得到ICFD流場中的一條壁面型線；再運用特征線法求解軸對稱內收縮基本流場，得到內乘波式進氣道的入射激波和基本流場的反射激波，然后根據設計的進氣道初始類矩形出口截面，在得到的基本流場中運用逆向流線追蹤得出的流線形成進出口截面均為類矩形的進氣道壓縮型面，最后按照進出口截面投影圖上進氣道前緣至設計橢圓出口截面的流線與進氣道前緣至初始類矩形出口截面的流線投影長度之比，將基本流場內對應的流線放大，得到出口截面為橢圓的三維方轉橢圓進氣道壓縮型面；

(2)設計沖壓通道的隔離段：沖壓通道隔離段按等截面設計，將步驟(1)得出的壓縮型面的肩部型線向后等直拉伸得到沖壓通道隔離段，后根據要求的沖壓通道出口截面面積與生成的隔離段出口截面面積的比值對型面進行整體縮放；

2)設計分流板，因為進入渦輪通道和引射火箭通道的氣流都通過分流板的轉動進行調配，所以分流板應按對應于引射火箭通道和對應于渦輪、引射火箭通道這兩個部分進行設計；所述設計分流板的具體方法為：

(1)設計分流板位置：考慮分流板位于中間位置時，只有引射火箭通道和沖壓通道共同工作，為保證引射火箭通道整體型面的光順，將給定位置的引射火箭通道出口的下壁面向前拉伸與進氣道壓縮型面相交，獲得分流板末端邊線；為提高引射火箭和沖壓通道共同工作時進氣道的啟動性能，分流板前緣的轉軸位置應盡量貼近唇罩點在壓縮型面上對應的位置以提供較小的內收縮比，在上述位置附近取一點作為分流板轉軸的端點，再按照以下步驟(2)確定旋轉角度后作出分流板位于中間位置時的型面并測定內收縮比，調整至滿足啟動要求；

(2)設計分流板旋轉角度：根據渦輪通道出口和引射火箭通道出口的面積和擴張比要求，分別獲得渦輪通道擴張段進口和引射火箭通道擴張段進口的面積，再測量分流板末端邊線的長度，分別計算得到分流板位于中間位置與初始位置時末端點間的距離，及位于極限位置與中間位置時末端點間的距離，由此得到分流板繞轉軸由初始位置到中間位置的旋轉角度，及由中間位置到極限位置的旋轉角度；

(3)設計分流板旋轉方式：為保證進氣道模態轉換時，氣流能夠均勻穩定的流向渦輪通道、引射火箭通道和沖壓通道，分流板的運動方式采用勻速轉動；

3)設計工作馬赫數范圍為馬赫數Ma＝0～1.8之間的渦輪通道擴張段；

4)設計工作馬赫數范圍為馬赫數Ma＝1.8～3之間的引射火箭通道擴張段。

2.如權利要求1所述高超聲速三通道進氣道的設計方法，其特征在于在步驟3)中，所述設計工作馬赫數范圍為馬赫數Ma＝0～1.8之間的渦輪通道擴張段的具體方法為：

為保證整個渦輪通道型面的光滑過渡，根據設計的擴張段進口與給定位置的擴張段出口的尺寸與水平、垂直方向的投影距離，以兩端分別與進出口相切設置端點處斜率，使用三次多項式生成連接擴張段進出口的型線，后使用面積均勻過渡的方式生成渦輪通道擴張段型面。

3.如權利要求1所述高超聲速三通道進氣道的設計方法，其特征在于在步驟4)中，所述設計工作馬赫數范圍為馬赫數Ma＝1.8～3之間的引射火箭通道擴張段的具體方法為：

由于分流板末端邊線直接由引射火箭通道出口下壁面拉伸后與進氣道壓縮型面相交得到，因此引射火箭通道擴張段能基本保持平直過渡，直接利用引射火箭通道擴張段進口和引射火箭通道出口的邊線用面積均勻過渡的方式生成引射火箭通道擴張段型面。