[發明專利]一種矩形高超聲速進氣道的內通道型面設計方法

有效

• 申請號: 201710427096.3
• 申請日: 2017-06-08
• 公開（公告）號: CN107191272B
• 公開（公告）日: 2018-08-31
• 發明（設計）人: 譚慧俊;黃河峽;謝文忠;滿延進;張可心;李鑫
• 申請（專利權）人: 南京航空航天大學
• 主分類號: F02C7/04
• 分類號: F02C7/04
• 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

1.一種矩形高超聲速進氣道的內通道型面設計方法，其特征在于，該設計方法的設計對象為進氣道內通道，進氣道內通道包括：內通道進口(2)、位于內通道進口(2)及內通道之間的最小截面位置即喉道(3)、位于內通道進口(2)及喉道(3)之間的進氣道內收縮段(4)、形成進氣道內收縮段及內通道的唇罩(5)、位于唇罩(5)兩側的唇罩側板(26)；

該設計方法包括如下步驟：

(1)、確定進氣道內收縮比的大小；內收縮比Ar_t的定義為進氣道內通道入口(2)截面與喉道(3)截面的面積之比；內收縮比Ar_t的確定按照起動能力因子S的方法進行操作；起動能力因子S的定義為：

S＝(Ar_t-AR_{t,等熵極限})/(AR_{t,Kantrowitz極限}-AR_{t,等熵極限})

其中式中M₀為飛行馬赫數，γ＝1.4；

S取值區間為0.75～0.85；

(2)、選擇進氣道內收縮段(4)的唇罩(5)配波形式，包括雙激波壓縮或單激波壓縮；若飛行器對進氣道唇罩(5)高度和阻力有約束，則唇罩配波采用單激波壓縮形式，若飛行器對進氣道唇罩(5)高度和阻力沒有約束，則唇罩配波采用雙激波壓縮形式；

(3)、設計進氣道內收縮段(4)的唇罩激波系；若采用單激波壓縮方式，由于進氣道的唇罩前緣(19)高度位置通過在步驟(2)中對進氣道唇罩高度的約束已經確定，為此唇罩的內型線(20)即為過唇罩前緣的水平線；若雙激波壓縮方式，則需對兩級壓縮角度、長度進行專門設計；

(4)、對位于進氣道主壓縮面一側的肩部型線(22)進行倒圓設計，使第一道唇罩激波(10)入射在肩部倒圓區(23)，利用肩部膨脹扇(24)來削弱其反射激波(25)的強度，使第一道唇罩激波(10)的氣流偏轉角度達到12°而不導致顯著的邊界層(9)分離；

(5)、采取流動控制措施對唇罩激波(8、10)及邊界層(9)干擾進行控制，控制措施的選擇原則如下：若進氣道唇罩配波采用雙激波壓縮方式，選擇采用二元鼓包控制方法或大后掠斜坡式渦流發生器陣列控制方法；若進氣道唇罩配波采用單激波壓縮方式，使用多區獨立放氣控制措施，并且，將放氣比例控制在3％以內；

(6)、選擇唇罩側板(26)的形式；側板形式分為后掠側板(27)、垂直側板(28)、前掠側板(29)三種；選取原則為：如無特殊要求，選擇后掠側板(27)或垂直側板(28)形式；出于結構需要或減小低馬赫數溢流的需要，采用前掠側板(29)形式；

(7)、確定側板前緣的傾角；后掠側板(27)的前緣傾角略小于進氣道第一道唇罩壓縮激波(10)的傾角；垂直側板(28)的前緣傾角取90°；前掠側板(29)的前緣傾角略大于進氣道最后一道外部壓縮激波(30)的傾角。

2.根據權利要求1所述的一種矩形高超聲速進氣道的內通道型面設計方法，其特征在于：步驟(3)中，采用雙激波壓縮方式時，唇罩激波系的設計步驟為

(2.1)、確定唇罩一級壓縮面(7)的氣流偏轉角度，在按照等分唇罩氣流總偏轉角的基礎上，將第一道唇罩激波的氣流偏轉角選取大于第二道唇罩激波氣流偏轉角1°～3°；

(2.2)、確定唇罩一級壓縮面(7)的長度，唇罩一級壓縮面的長度取值一般在2.0～3.0倍喉道高度之間；

(2.3)、設計唇罩二級壓縮面(15)，由于唇罩處的氣流總偏轉角和第一道激波的氣流偏轉角均已經確定，故其氣流偏轉角為氣流總偏轉角和第一道激波的氣流偏轉角之差；

(2.4)、確定是否采用弱壓縮波束(16)替換第二道唇罩激波(8)，將唇罩一級、二級壓縮面交點處進行倒圓處理，形成一束匯聚的壓縮波束(16)替代第二級唇罩激波(8)進行壓縮，倒圓弧長在唇罩一級壓縮面長度的50％以上。