[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

本發明公開了一種矩形高超聲速進氣道的內通道型面設計方法。通過確定進氣道內收縮比的大小、選擇進氣道內收縮段的唇罩配波形式、設計進氣道內收縮段的唇罩激波系、設計唇罩激波/邊界層干擾現象的控制措施、設計進氣道唇罩兩側的側板、進氣道內通道型面的三維仿真分析與調整設計等總體設計流程，并引入起動能力因子S、激波/邊界層干擾的控制措施和控制特性等，完成進氣道內收縮比確定以及內通道唇罩壓縮面、肩部型面、唇罩側板的設計，且同時滿足進氣道的喉道馬赫數要求、自起動能力要求、流動組織要求等。該設計方法還給出了依據三維仿真結果對進氣道內通道型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

高超聲速進氣道是超燃沖壓發動機的三大關鍵部件之一，其承擔著捕獲來流、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對超燃沖壓發動機的推進效率、穩定工作包線有著重要影響。

根據高超聲速進氣道的幾何形式，其一般可以分為矩形進氣道、軸對稱進氣道、側壓式進氣道、三維內轉式進氣道等類型。其中，矩形進氣道由于其流動結構、幾何結構均相對簡單，且便于與飛行器前體進行一體化設計，為此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等飛行器均采用了廣義矩形進氣道。

高超聲速進氣道的氣動設計包括總體設計、外部壓縮面設計、內通道型面設計等關鍵環節。其中，進氣道外部壓縮面對進氣道內流特性和飛行器氣動力特性均有著顯著影響，需要與飛行器前體進行一體化設計。而進氣道內通道型面則由于涉及到進氣道起動問題、唇罩激波/邊界層干擾等流動現象而變得相當復雜，不能直接依據無粘激波理論進行設計，并且其對進氣道的總壓恢復性能、極限反壓能力和寬包線運行能力等均有著重要影響。例如，美國的X-51A高超聲速試飛器在飛行試驗中便出現了兩次進氣道不起動問題，并導致了飛行試驗的失敗。為此，急需要發展一種矩形高超聲速進氣道的內通道型面設計方法。

發明內容

本發明提供一種矩形高超聲速進氣道的內通道型面設計方法，能夠快速完成進氣道內收縮比確定以及內通道唇罩壓縮面、肩部型面、唇罩側板的設計，且同時滿足進氣道的喉道馬赫數要求、自起動能力要求、流動組織要求等。

為達到上述目的，本發明的矩形高超聲速進氣道的內通道型面設計方法采用如下技術方案：

一種矩形高超聲速進氣道的內通道型面設計方法，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、位于內通道進口及內通道之間的喉道、位于內通道進口及喉道之間的進氣道內收縮段、形成進氣道內收縮段及內通道的唇罩、位于唇罩兩側的唇罩側板；

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截面與喉道截面的面積之比；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的唇罩配波形式，包括雙激波壓縮或則單激波壓縮；若飛行器對進氣道唇罩高度和阻力有約束，則唇罩配波采用單激波壓縮形式，若飛行器對進氣道唇罩高度和阻力沒有約束，則唇罩配波采用雙激波壓縮形式；