[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

本發明公開一種壓縮面偏置的定幾何高速進氣道進口段設計方法，包括乘波前體的設計和進氣道的設計兩部分；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；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。本發明通過雙外側溢流的流場組織方案，來輔助高超聲速進氣道和前體的一體化設計，能夠隨馬赫數的變化，對應改變溢流量大小。

技術領域

本發明屬于高超聲速飛行器前體/一體化氣動設計領域，具體是涉及一種高速進氣道進口段的結構設計。

背景技術

高超聲速前體是高速吸氣式空天巡航器的機體與進氣道之間的氣動過渡段，其作用是對高速來流進行壓縮、排移高速下較厚的附面層、平整機體非均勻流以用于進氣道氣流捕獲等。同時，前體基于各類復雜構型機體而設計，為進氣道的布置提供一體化匹配可行性較高的氣動型面。

目前國內外對于為實現高效能、大航程的空天飛行，其進氣系統需具備以下幾項特性：1)高效的低能流排移能力。低能流是高超聲速進氣系統設計中不可回避的一個問題，盡量將低能流排移在進氣道的進口外，可顯著提高推進系統的推力。2)高壓縮效率。進氣道需具備較高的壓縮效率，可以有效提升進氣道的抗反壓能力和飛行器的凈推力。3)大容積率。從推進系統其它組件的安裝、系統配重及質心設計等方面來考慮，進氣系統的安裝盡量不影響整個的容積率，以增大各組件預置的空間。基于以上考慮，多數研究集中于將乘波前體和三維內收縮式進氣道一體化設計的思路，產生一系列的一體化設計技術，均能在設計狀態下有較好的氣動性能。

為最終實現吸氣式組合動力系統在空天巡航器上的應用，其中最關鍵的一點是實現高低速之間的動力銜接。目前絕大部分三維內收縮式進氣道雖已初步實現了設計狀態下的高內流性能，但是其低馬赫數氣動性能往往不佳。因此如何解決低馬赫數時喉道前流量過大而導致流量壅塞、甚至進氣道不起動的問題，成為當前急需解決問題。

發明內容

發明目的：本發明目的在于針對現有技術的不足，提供一種壓縮面偏置的定幾何高速進氣道進口段設計方法，使溢流量能隨飛行狀態的改變而自適應變化，解決低馬赫數時喉道前流量過大而導致流量壅塞、甚至進氣道不起動的問題。

技術方案：本發明所述壓縮面偏置的定幾何高速進氣道進口段設計方法，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。

本發明進一步優選地技術方案為，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。

作為優選地，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；