[發明專利]基于雙入射彎曲激波的寬速域進氣道設計方法

有效

• 申請號: 202110428907.8
• 申請日: 2021-04-21
• 公開（公告）號: CN113153529B
• 公開（公告）日: 2023-06-20
• 發明（設計）人: 朱呈祥;曹盛;施崇廣;尤延鋮
• 申請（專利權）人: 廈門大學
• 主分類號: F02C7/042
• 分類號: F02C7/042;F02C7/057
• 代理公司: 廈門南強之路專利事務所(普通合伙) 35200
• 代理人: 馬應森

基于雙入射彎曲激波的寬速域進氣道設計方法。設計基于彎曲激波理論的雙入射彎曲激波基準流場；設計進氣道初始喉道截面型線，在基準流場中進行逆流向流線追蹤得到初始進氣道壓縮型面；設計進氣道隔離段出口截面，將進氣道初始喉道截面以雙S彎形式擴張及等直拉伸得三維內轉寬速域進氣道隔離段；進行壁面光順及粘性修正；取進氣道第一級壓縮型面末端為第一級分流板轉軸位置，取第二級壓縮型面長度為第一級分流板長度；取進氣道隔離段上壁面曲線二次導數為零處位置作為第二級分流板轉軸位置，取第二級分流板轉軸至進氣道初始喉道截面的長度作為第二級分流板長度；設計馬赫數下泄流口面積馬赫數下喉道面積?？上D軸位置的膨脹波并達到性能要求。

技術領域

本發明涉及寬速域飛行器進氣道領域，尤其是涉及一種基于雙入射彎曲激波的寬速域進氣道設計方法。

背景技術

目前，寬速域飛行器是世界各航空航天大國的熱門研究內容，也是未來飛行器發展的一個重要方向。進氣道作為推進系統的核心部件，其作用是為發動機捕獲足夠氣流的同時實現高效壓縮，確保整個推進系統產生足夠的推力來滿足飛行器寬速域范圍內工作。按照不同的來流壓縮形式，目前的高超聲速進氣道主要包括：二元式進氣道、軸對稱外錐式進氣道、側壓式進氣道和三維內轉式進氣道等四種類型。其中三維內轉式進氣道具有捕獲流量大、壓縮效率高、浸潤面積小以及角區流動激波邊界層干擾較弱等特點。不難發現，現階段三維內轉式進氣道被廣泛采用，如一些高超聲速飛行器計劃(歐洲LAPCAT計劃和美國FALCON計劃等)。另外，還如：美國航天宇航研究中心的M.K.Smart等提出的將矩形進口平滑過渡為橢圓形出口(Smart,M.K.and?Trexler,C.A.Mach4?Performance?of?a?Fixed-Geometry?Hypersonic?Inlet?with?Rectangular-to-Elliptical?Shape?Transition,41st?AIAA?Aerospace?Sciences?MeetingExhibit,2002)的思路。國內，朱呈祥等基于ICFC流場設計進出口均為矩形的內乘波式進氣道(朱呈祥,黃國平,尤延鋮,等.內乘波式進氣道與典型側壓式進氣道的性能對比[J].推進技術,2011,032(002):151-158.)等。

雖然在寬速域飛行器進氣道研究領域，各項研究已取得有效進展，部件性能也在不斷提升。然而，迄今為止，傳統的三維內轉進氣道均基于單入射波的基準流場進行設計，在設計狀態下，進氣道外壓段壓縮性能有限，喉道馬赫數較高，氣流損失較大；在非設計狀態下，分流板完全開啟時，轉軸位置膨脹效果明顯，使得氣流在外壓段內加速，提高喉道馬赫數，增大氣流損失。而高性能的進氣道通常需要在較寬的速域范圍內均具有較優異的綜合性能，即設計時需要兼顧壓縮效率和內收縮比，故希望通過多級壓縮的方式來提高壓縮效率。與此同時，科研人員普遍采用傳統特征線法進行基準流場反設計，不僅編程復雜，而且穩定性差，限制基準流場選擇范圍，進而縮小進氣道的幾何構造范圍。由此可見，目前制約寬速域飛行器進氣道性能的問題之一是缺乏一種基于雙入射彎曲激波的寬速域進氣道設計方法。

發明內容

本發明的目的在于解決現有技術中存在的上述問題，提供一種基于雙入射彎曲激波的寬速域進氣道設計方法。

本發明包括以下步驟：

1)根據設計要求指定雙入射彎曲激波基準流場兩道三維入射激波，三維入射激波采用彎曲軸對稱形狀設計；

2)將步驟1)中三維彎曲入射激波離散為一系列參考平面，在參考平面內根據入射激波角，激波曲率以及波后參數，利用彎曲激波理論并結合兩級壓縮理論求解對應的雙入射彎曲激波基準流場；

3)根據步驟2)中雙入射彎曲激波基準流場設計三維內轉兩級曲面壓縮型面：在設計馬赫數來流條件下，選取兩道彎曲入射激波交點為唇罩點。通過給定寬速域進氣道初始喉道截面型線為類矩形型線，在該基準流場中對初始喉道截面型線進行逆流向流線追蹤得到初始進氣道壓縮型面，該型面由基準流場所決定，為三維內轉兩級曲面壓縮型面；