[發明專利]一種錐導乘波前體縱向分段分級壓縮設計方法

在審

• 申請號: 202210304326.8
• 申請日: 2022-03-26
• 公開（公告）號: CN115056998A
• 公開（公告）日: 2022-09-16
• 發明（設計）人: 陳立立;郭正;侯中喜;黃江濤;劉建霞;陳其盛;肖云雷
• 申請（專利權）人: 中國空氣動力研究與發展中心空天技術研究所;中國人民解放軍國防科技大學
• 主分類號: B64F5/00
• 分類號: B64F5/00;B64C1/06
• 代理公司: 重慶信必達知識產權代理有限公司 50286
• 代理人: 李小偉

本發明公開了一種錐導乘波前體縱向分段分級壓縮設計方法，涉及高超聲速飛行器進氣道前體技術領域，其技術方案要點是：1)將乘波體前緣曲線根據設計需求分為多級前緣線；2)得到流線截斷，使得其沿著縱向坐標不大于L₁對應的前緣線兩側邊緣提取第一級流線截止點的所有流場參數；3)得出次級壓縮的前緣線；4)確定每一個擴張角對應的次級壓縮激波角βi；5)得出次級壓縮的下表面；6)得到多級乘波體。針對吸氣式高超聲速飛行器進氣道與前體壓縮性能的需求，提出了一種可以實現縱向分段的多級壓縮技術，能夠根據進氣道的性能需求改變壓縮級數、不同級的壓縮強度、不同級的壓縮長度等設計參數，非常適用于高超聲速飛行器的前體設計領域。

技術領域

本發明涉及高超聲速飛行器進氣道前體設計技術領域，更具體地 說，它涉及一種錐導乘波前體縱向分段分級壓縮設計方法。

背景技術

高超聲速飛行器具有速度快、高度適中、隱蔽性好等優勢，在軍 事領域和民用方面都有非常好的應用前景。吸氣式高超聲速飛行器以 超燃沖壓發動機為動力,能夠從空氣中獲取氧氣,從而在飛行過程 中不需要額外攜帶氧化劑，能夠實現高速遠航的飛行。吸氣式高超聲 速飛行器也是未來高超聲速巡航飛行器的主要對象，通常高超聲速飛 行器前體與進氣道緊密結合，前體為高超聲速飛行器提供壓縮氣流， 前體的壓縮性能對進氣道性能和超燃沖壓發動機的性能起著決定性 作用。乘波體作為高超聲速比較有前景的氣動外形，能夠對高超聲速 來流進行預壓縮，且能夠保持較好的乘波特性。

乘波體的壓縮性能與馬赫數和激波角密切相關，如果采用單級壓 縮，在一定的馬赫數下通常需求較大激波角才能滿足進氣道氣流增壓 比的需求，但是較大激波角會導致乘波體前體的氣動性能受限，使得 飛行器產生較大的抬頭力矩和較低升阻比。采用等熵壓縮確實可以提 高進氣道的增壓比，但是等熵壓縮是一個緩慢過程會導致進氣道前體 長度很長。

為了提高進氣道的壓縮性能，采用單級壓縮通常無法滿足性能需 求，需要探索多級壓縮設計技術，針對二維模型，多級壓縮技術相對 成熟，但是工程實際中的飛行都是三維模型，采用二級壓縮前體會導 致飛行器前體兩側出現較大的溢流，造成壓力損失和氣動性能降低。

發明內容

本發明的目的是提供一種錐導乘波前體縱向分段分級壓縮設計 方法，針對吸氣式高超聲速飛行器進氣道與前體壓縮性能的需求，提 出了一種可以實現縱向分段的多級壓縮技術，能夠根據進氣道的性能 需求改變壓縮級數、不同級的壓縮強度、不同級的壓縮長度等設計參 數，非常適用于高超聲速飛行器的前體設計領域。

本發明的上述技術目的是通過以下技術方案得以實現的：一種錐 導乘波前體縱向分段分級壓縮設計方法，包括以下步驟：

1)將乘波體前緣曲線根據設計需求分為多級前緣線，并得出乘 波體各級的長度，記為L₁、L₂、L₃……L_n；

2)第一級前緣以基準流場為基礎，采用流線追蹤得到第一級的 下表面流線，以第一級縱向長度為限制，得到流線截斷，使得其沿著 縱向坐標不大于L₁對應的前緣線兩側邊緣提取第一級流線截止點的 所有流場參數；

3)采用前一級的基準流場進行流線追蹤得到次級壓縮邊緣線， 次級壓縮邊緣線與前一級壓縮面的出口線共同構成次級壓縮的前緣 線；

4)在不同擴張角位置對應的二維截面內尋找前級壓縮長度和次 級壓縮長度與次級壓縮對應的激波角之間的關系，確定每一個擴張角 對應的次級壓縮激波角βi；

5)通過前緣點的馬赫數、激波角和速度方向構建新的圓錐流場 來求解不同擴張角下對應截面內的下表面流線，得到的下表面流線構 成次級壓縮的下表面；