[發明專利]完全氣動過渡的三維方轉橢圓進氣道設計方法

在審

• 申請號: 201910442230.6
• 申請日: 2019-05-24
• 公開（公告）號: CN110188447A
• 公開（公告）日: 2019-08-30
• 發明（設計）人: 李怡慶;趙鍵;江威;孫通
• 申請（專利權）人: 南昌航空大學
• 主分類號: G06F17/50
• 分類號: G06F17/50
• 代理公司: 南昌洪達專利事務所 36111
• 代理人: 劉凌峰

本發明公開了完全氣動過渡的三維方轉橢圓進氣道設計方法，包括三維方轉橢圓進氣道，三維方轉橢圓進氣道包括三維方轉橢圓進氣道壓縮面、三維方轉橢圓進氣道唇口、三維方轉橢圓進氣道肩部型線、三維方轉橢圓進氣道隔離段，步驟如下：1)根據設計要求采用特征線法求解軸對稱基本流場；2)設計三維方轉橢圓進氣道初始出口類矩形截面，并在基本流場中進行流線追蹤；3)根據入口、出口截面二維投影圖確定流線放大比例，應用放大后的流線進行坐標轉換生成三維方轉橢圓進氣道壓縮型面；4)以三維方轉橢圓進氣道壓縮型面為基礎對高超聲速三維方轉橢圓進氣道進行幾何構造，將三維方轉橢圓進氣道肩部型線向后等直拉伸得到三維方轉橢圓進氣道隔離段。

技術領域

本發明涉及三維方轉橢圓進氣道的技術領域，特別是涉及一種完全氣動過渡的三維方轉橢圓進氣道設計方法。

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。而超燃沖壓發動機作為實現高超聲速飛行器的關鍵技術，更是世界各國爭相關注的熱門領域之一。進氣道位于高超聲速飛行器推進系統的最前部，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Astrox公司的P.K.Ajay等提出的“Funnel”型進氣道概念；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；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。

雖然在高超聲速進氣道研究領域，各項研究已經取得了顯著的進展，部件性能也在不斷提升。然而，按照傳統的流線追蹤法生成的進氣道進出口形狀必然一致。M.K.Smart也只是通過型面變換將矩形進口光滑轉為橢圓形出口，這會犧牲三維內轉進氣道的氣動性能。迄今為止，科研人員尚未得到可以直接流線追蹤生成類矩形進口完全氣動過渡至橢圓形出口的三維內轉進氣道設計方法。由此可見，提供一種完全氣動過渡的三維方轉橢圓進氣道設計方法對提高高超聲速三維內轉進氣道性能與應用范圍具有重要意義。

發明內容

為了解決上述技術問題，本發明提供了一種完全氣動過渡的三維方轉橢圓進氣道設計方法。

本發明采用如下技術方案：完全氣動過渡的三維方轉橢圓進氣道設計方法，包括三維方轉橢圓進氣道，所述三維方轉橢圓進氣道包括三維方轉橢圓進氣道壓縮面、三維方轉橢圓進氣道唇口、三維方轉橢圓進氣道肩部型線、三維方轉橢圓進氣道隔離段，所述三維方轉橢圓進氣道的進口為類矩形，三維方轉橢圓進氣道的出口為橢圓形，所述三維方轉橢圓進氣道壓縮型面于三維方轉橢圓進氣道肩部型線處轉平進入三維方轉橢圓進氣道隔離段，三維方轉橢圓進氣道唇口位置由設計條件下三維方轉橢圓進氣道入射激波反射點位置確定，三維方轉橢圓進氣道設計錐切面上流線與三維方轉橢圓進氣道初始錐切面上流線在二維投影圖內的投影距離的比值為這一錐切面內流線放大比例，根據這一錐切面內流線放大比例，以進氣道前緣點為基點放大軸對稱基本流場內對應的流線，運用相同方法，計算每個錐切面內流線的放大比例，并將放大后的流線布置于對應錐切面內得到三維方轉橢圓進氣道壓縮型面，方法步驟如下：

1)根據設計要求采用特征線法求解軸對稱基本流場；

2)設計三維方轉橢圓進氣道初始出口類矩形截面，并在步驟1)所述基本流場中進行流線追蹤；