[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

本發明提供一種基于錐導乘波理論的角區鼓包進氣道設計方法，涉及超聲速飛行器進氣道。根據錐導乘波理論，指定生成三維圓錐激波曲面的虛擬錐特征，通過求解Taylor?Maccoll方程獲得三維圓錐激波曲面后流場參數；由超聲速飛行器機體構型確定角區鼓包前緣線，利用流線追蹤技術即可得到角區鼓包三維曲面；角區鼓包進氣道排除附面層的作用由角區鼓包與進氣道唇口共同作用完成，設計進氣道唇口前緣點與三維圓錐激波曲面相貼合，并采取雙后掠設計，從而提高進氣道總壓恢復系數。

技術領域

本發明涉及超聲速飛行器進氣道，尤其是涉及一種基于錐導乘波理論的角區鼓包進氣道設計方法。

背景技術

超聲速飛行器在飛行過程當中，飛行器前體表面會產生一層低能流(附面層)，進氣道吞入低能流會引起壓縮效率的急劇下降，還會影響進氣道的流通面積、總壓恢復系數、捕獲流量等。此外，附面層流動不僅會引起粘性耗散，還會引發激波/附面層干擾等一系列問題，致使整個流場結構發生巨大的改變，造成更大的總壓損失。傳統的超聲速進氣道通常采用隔道設計或者附面層吹除/抽吸裝置來阻止附面層進入進氣道，但是這樣會增加機身的重量和結構尺寸，降低飛行器隱身性能，因此近年來越來越多的采用鼓包進氣道。

基于錐導乘波理論的鼓包進氣道是一種有效排移附面層的新型超聲速進氣道設計概念，該種方法根據乘波鼓包的錐形流動特征，在鼓包表面構造出由中間向兩側壓力逐漸遞減的壓力分布，其功能相當于無源的附面層吹出裝置，從而將大部分前體表面的附面層排移到進氣道進口外。由于鼓包進氣道取消了附面層隔道、泄放系統和旁路系統，且其壓縮面與前機身高度融合為一體，因此與傳統的超聲速進氣道相比，鼓包進氣道在結構、質量及隱身性方面具有明顯的優勢。

出于飛行器外形一體化以及追求高電磁隱身性能等諸多因素的考慮，近年來提出了飛行器翼身融合設計理念，進氣道進口一般設置在機身與機翼交界的角區處，因此本發明結合超聲速進氣道的需求，提出了一種運用錐導乘波理論的角區鼓包進氣道設計方法，為角區鼓包進氣道設計引入設計變量，使鼓包形狀得以控制，從而設計出能夠滿足不同飛行狀態的鼓包進氣道。

發明內容

本發明目的在于提出一種基于錐導乘波理論的角區鼓包進氣道設計方法，為角區鼓包進氣道設計引入設計變量，從而實現角區鼓包壓縮型面可控。

為了實現上述目的，本發明包括如下步驟：

一種基于錐導乘波理論的角區鼓包進氣道設計方法，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；