[發明專利]壓縮面偏置的定幾何高速進氣道進口段設計方法

有效

• 申請號: 202010664430.9
• 申請日: 2020-07-10
• 公開（公告）號: CN111767613B
• 公開（公告）日: 2023-06-27
• 發明（設計）人: 俞宗漢;黃國平;夏晨;袁亞;黃慧慧
• 申請（專利權）人: 南京航空航天大學
• 主分類號: G06F30/15
• 分類號: G06F30/15;B64F5/00
• 代理公司: 南京業騰知識產權代理事務所(特殊普通合伙) 32321
• 代理人: 繆友益

1.一種壓縮面偏置的定幾何高速進氣道進口段設計方法，其特征在于，該進氣道進口段的結構為進氣道和前體一體化氣動構型，設計方法包括乘波前體的設計和進氣道的設計兩部分；其中：

Ⅰ、乘波前體的設計，結合飛行器造型和內部載荷情況，設定乘波前體輪廓以及乘波前體的激波形狀，由飛行器前體發出的一道類錐式的三維曲面激波；

Ⅱ、進氣道的設計，基于乘波前體輪廓及其發出的激波，以及沿程各截面的附面層排移效果確定進氣道為雙進氣道結構，進氣道唇口對前體激波后的來流進行捕獲，并在雙進氣道結構的兩側設置溢流窗，提升溢流能力；

進氣道唇口在三維空間內的氣動構型設計為兩進氣道相接處的唇口側邊位于激波流動方向的上游，相對的另一側唇口側邊位于下游，且唇口側向輪廓與飛行器前體邊緣角度在2°以內；

在飛行器處于巡航狀態時，進氣道唇口激波附于進氣道唇口輪廓上，入口激波壓縮中心位于下游的唇口側邊上部；

在飛行器低馬赫數飛行狀態下，唇口激波強度降低，激波逐步向上游變形，入口激波壓縮中心所在位置脫離下游的唇口側邊上部，進氣道唇口輪廓上原附著進氣道唇口激波的區域形成溢流窗。

2.根據權利要求1所述的壓縮面偏置的定幾何高速進氣道進口段設計方法，其特征在于，所述進氣道唇口的位置滿足如下要求：

1）唇口位置在豎直方向上，處于前體型面和前體激波之間；

2）唇口位置在水平橫向上，處于附面層比例較低的區域；

3）唇口位置在流向上，綜合考慮附面層排移和飛行器整體尺寸約束。

3.根據權利要求1所述的壓縮面偏置的定幾何高速進氣道進口段設計方法，其特征在于，所述進氣道唇口的型面設計采用三維逆特征線法，由預設的三維激波形狀和來流參數得到激波下游參數，再通過流場參數沿特征線逆向的求解，得到激波依賴域，該激波依賴域即為唇口型面。

4.根據權利要求1所述的壓縮面偏置的定幾何高速進氣道進口段設計方法，其特征在于，所述進氣道上布置了若干適用于擴展型流場的進氣道吻切面，其排布方式為每個進氣道與中剖面的夾角，與前體上方的氣流偏轉角差值在±0.5°以內。

5.根據權利要求1所述的壓縮面偏置的定幾何高速進氣道進口段設計方法，其特征在于，在錐形激波基本流場中得到的前體激波形狀為類錐式的三維曲面激波，其從錐形激波流場中，通過平面截取其相貫線而得到，再根據前體激波形狀，確定對應的乘波前體型面。