[發明專利]與飛行器一體化的高超聲速進氣道外壓縮面設計方法

有效

• 申請號: 201710413366.5
• 申請日: 2017-06-05
• 公開（公告）號: CN107089341B
• 公開（公告）日: 2018-07-27
• 發明（設計）人: 譚慧俊;莊逸;滿延進;陳昊;殷寧;張可心
• 申請（專利權）人: 南京航空航天大學
• 主分類號: B64D33/02
• 分類號: B64D33/02;B64F1/00
• 代理公司: 南京蘇高專利商標事務所(普通合伙) 32204
• 代理人: 張弛

本發明公開了一種與飛行器一體化的高超聲速進氣道外壓縮面設計方法，通過采用一體化約束下的進氣道總體設計參數分析、與前體匹配時的進氣道外部壓縮型面設計、前體兩側型面設計、進氣道外部壓縮面與前體的三維分析與調整設計等總體設計流程，該設計方法能夠快速完成進氣道外部壓縮型面、前體過渡型面和前體背部型面的設計，且同時滿足進氣道和飛行器前體的內外流氣動特性要求。通過引入相關修正角度和激波形狀經驗公式，該設計方法可考慮前體前緣弧線、前體前緣倒圓等因素對進氣道外部壓縮型面配波設計的影響。該設計方法還給出了依據三維仿真結果對進氣道外部壓縮面設計結果的具體調整方法。

技術領域

本發明涉及飛行器設計領域，尤其是一種高超聲速進氣道的設計方法。

背景技術

高超聲速進氣道承擔著捕獲來流、壓縮來流并向燃燒室提供所需流量、品質氣流的功能，其工作效率及運行能力是涉及到發動機能否有效工作的關鍵環節。另一方面，高超聲速進氣道外部壓縮面作為飛行器氣動力及力矩的重要貢獻部分，其升阻力特性也對飛行器的運載能力、操控性能等起著舉足輕重的作用。

根據進氣道與前體的布局以及壓縮面形狀，高超聲速進氣道一般可以分為腹部進氣、兩側進氣和頭部進氣三大類，其中腹部進氣布局是當前國際上各類高超聲速試飛器樂于采用的主流方案，如美國的X-43A和X-51A、德國的JAPHAR，法國的LEA等飛行器。從當前已研究的方案來看，腹部進氣布局進氣道/前體方案的具體形式多樣，例如：根據飛行器前體的前緣形狀，可分為平直前緣、弧形前緣、尖前緣等形式；根據壓縮面的特點，又可分為二元壓縮面、部分錐形壓縮面、乘波壓縮面等形式；而根據進氣道的側板形式，則又可分為平直側板、后掠側板、前掠側板等方案。

鑒于腹部進氣布局的高超聲速進氣道外部壓縮型面對推進系統與飛行器內外流特性等的影響層面廣，且設計過程中需要考慮的因素和參數也較多，為此急需要發展一種與飛行器前體一體化的腹部高超聲速進氣道外部壓縮面設計方法。

發明內容

本發明提供一種適用于腹部進氣布局，與飛行器前體一體化的高超聲速進氣道外部壓縮面設計方法，能夠快速完成進氣道外部壓縮型面、前體過渡型面和前體背部型面的設計，且同時滿足進氣道和飛行器前體的內外流氣動特性要求。

為達到上述目的，本發明的與飛行器前體一體化的腹部高超聲速進氣道外部壓縮面設計方法可采用如下技術方案：

一種與飛行器前體一體化的腹部高超聲速進氣道外部壓縮面設計方法，該設計方法的設計對象包括進氣道、飛行器本體兩側的平臺、進氣道外部壓縮面，進氣道包括內通道、位于內通道兩側的內通道側板、內通道進口、位于內通道進口及內通道之間的喉道、形成內通道進口的唇罩；所述外部壓縮面包括依次連接的一級壓縮面、二級壓縮面、三級壓縮面，其中三級壓縮面與內通道進口相接作為內通道進口的上游壓縮面；所述飛行器前體在二級壓縮面和三級壓縮面的兩側具有垂直過渡型面；飛行器本體兩側的平臺與垂直過渡型面相接處形成臺階面狀的水平過渡型面；

該設計方法包括如下步驟：

(1.1)、根據飛行器總體給出的巡航馬赫數M₀、巡航攻角α、巡航高度H以及流量需求并預計進氣道的流量捕獲系數Φ及內通道放氣比例ω_bleed，計算進氣道捕獲面的面積A_cap；

(1.2)、根據進氣道喉道三級壓縮面的長度、寬度約束，確定出進氣道捕獲面的寬高比范圍；

(1.3)、根據發動機總體提出的喉道馬赫數M_th需求，預計進氣道的總面積收縮比Ar_cont以及所需完成的氣流總偏轉角δ_tot，確定出進氣道喉道的面積A_th；

(1.4)、選擇進氣道外部壓縮面的配波形式，包括多級斜激波壓縮、部分等熵波壓縮、彎曲激波壓縮三類；