[發明專利]基于錐導乘波理論的角區鼓包進氣道設計方法

在審

• 申請號: 202011118228.2
• 申請日: 2020-10-19
• 公開（公告）號: CN112347555A
• 公開（公告）日: 2021-02-09
• 發明（設計）人: 湯宏宇;李博;袁培博;童佳慧;蘇嘉殷;邱宇宸;徐猛
• 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;G06F30/28;F02C7/042
• 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

1.一種基于錐導乘波理論的角區鼓包進氣道設計方法，其特征在于，包括如下步驟：

(1)確定飛行器設計條件，所述飛行器設計條件包括自由來流馬赫數Ma、靜壓P₀、靜溫T₀，超聲速飛行器機身(2)與機翼平面(3)的夾角γ，自由來流馬赫數Ma、靜壓P₀、靜溫T₀為自由來流參數；

(2)提供一個虛擬錐，并指定虛擬錐半錐角δ，結合自由來流參數，通過數值求解Taylor-Maccoll方程獲得激波角為β的三維圓錐激波曲面，進氣道進口平面(7)與虛擬錐(4)的錐軸(25)垂直，并且設置在距虛擬錐(4)頂點(6)的距離為l處，由進氣道進口平面(7)與三維圓錐激波曲面(5)的交線獲得進氣道進口平面(7)上的錐底圓(8)；

(3)給定飛行器機身平面(2)在進氣道進口平面(7)上的第一投影(10)，并獲得了第一投影(10)及其延長線與錐底圓(8)的兩個交點，即第一交點(11)、第二交點(12)，給定飛行器機翼平面(3)在進氣道進口平面(7)上的第二投影(13)，并獲得了第二投影(13)及其延長線與錐底圓(8)的兩個交點，即第三交點(14)、第四交點(15)，第一交點(11)與錐底圓圓心(9)的連線(16)與第二交點(12)與錐底圓圓心(9)的連線(17)間的夾角為第三交點(14)與錐底圓圓心(9)的連線(18)與第四交點(15)與錐底圓圓心(9)的連線(19)間的夾角為指定和的大小，從而確定飛行器機身平面(2)和機翼平面(3)與圓錐激波曲面(5)的相對位置，從而控制鼓包形狀，當時鼓包形狀是對稱的，當時鼓包形狀是非對稱的；

(4)機身平面(2)、機翼平面(3)與三維圓錐激波曲面(5)的交線為角區鼓包前緣線(20)，在三維圓錐激波后的流場中通過流線追蹤的手段追蹤前緣線(20)上各點的流線，將這些流線構成一個流面，該流面即鼓包型面(22)。

2.如權利要求1所述的設計方法，其特征在于，還包括步驟(5)鼓包進氣道排除附面層的作用由鼓包(22)與進氣道唇口(23)共同作用完成，進氣道唇口前緣點(24)與三維圓錐激波曲面(5)相貼合，并采取雙后掠設計。

3.如權利要求3所述的設計方法，其特征在于，步驟(2)中，所述Taylor-Maccoll方程即為求解激波角為β的三維圓錐激波曲面的唯一方程。

4.如權利要求4所述的設計方法，其特征在于，所述飛行器為超聲速飛行器。

5.如權利要求5所述的設計方法，其特征在于，在上述鼓包型面和唇口兩部分確定的基礎上，進氣道其他部分按照現有進氣道結構的技術特征添加得到完整的進氣道結構。