[發明專利]一種吻切錐高超乘波前體縱向分段多級壓縮設計方法

在審

• 申請號: 202210304413.3
• 申請日: 2022-03-26
• 公開（公告）號: CN114750973A
• 公開（公告）日: 2022-07-15
• 發明（設計）人: 陳立立;郭正;劉建霞;侯中喜;黃江濤;汪文凱;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

本發明公開了一種吻切錐高超乘波前體縱向分段多級壓縮設計方法，涉及高超聲速飛行器進氣道前體設計技術領域，其技術方案要點是：包括以下步驟：1)將乘波體前緣曲線根據設計需求分為第一級前緣線和多級邊緣線；2)提取第一級壓縮面截止曲線上點的所有流場參數，即得出第一級壓縮面；3)采用流線追蹤得到后一級壓縮曲面；4)根據前后兩級壓縮的長度L_i、L_i+1和前一級壓縮的流場參數得到后一級激波壓縮角βi；5)調整不同吻切面內的激波角βi，使得激波角的變化連續。該設計方法針能夠根據進氣道的性能需求改變壓縮級數、不同級的壓縮強度以及不同級的壓縮長度等，在高超聲速飛行器的前體設計領域具有較大的應用潛力。

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，它涉及一種吻切錐高超乘波前體縱向分段多級壓縮設計方法。

背景技術

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，為進氣道提供高壓均勻的氣流。

乘波體的壓縮性能與激波角設計密切相關，如果采用單級壓縮，通常需求較大激波角才能滿足進氣道氣流增壓比的需求，但是較大激波角會影響乘波體前體的氣動性能，使得飛行器產生較大的抬頭力矩和較大阻力。采用等熵壓縮在保證氣動性能的前提下提高進氣道的增壓比，但是等熵壓縮會導致進氣道前體長度很長。因此，為了提高進氣道的壓縮性能，需要探索多級壓縮設計技術，二維模型的多級壓縮技術相對成熟，但是實際飛行器都是三維模型，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吻切錐高超乘波前體縱向分段多級壓縮設計方法，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，以吻切錐乘波體為基礎提出了一種可以實現縱向分段的多級壓縮技術，吻切錐出口型線能夠適應不同形狀的進氣道，靈活性高且出口流場相對均勻，是吸氣式高超聲速飛行器前體布局的重要設計方法，本設計方法提出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、不同級的壓縮強度以及不同級的壓縮長度等，在高超聲速飛行器的前體設計領域具有較大的應用潛力。

本發明的上述技術目的是通過以下技術方案得以實現的：一種吻切錐高超乘波前體縱向分段多級壓縮設計方法，具體包括以下步驟：

1)將乘波體前緣曲線根據設計需求分為第一級前緣線和多級邊緣線，從而得到乘波體的縱向三段長度分別是L₁、L₂、L₃……L_i；

2)根據第一級前緣線，通過求解不同吻切面內的基準流場，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，將得到的流線截斷，并提取第一級壓縮面截止曲線上點的所有流場參數，即得出第一級壓縮面；

3)前一級壓縮面的出口線與后一級壓縮面的邊緣線共同構成后一級壓縮面前緣線；根據后一級壓縮面的幾何關系重新建立對應的基準流場圓心、來流方向、馬赫數和激波角，以后一級壓縮出口截面的距離為限制采用流線追蹤得到后一級壓縮曲面；

4)根據前后兩級壓縮的長度L_i、L_i+1和前一級壓縮的流場參數得到后一級激波壓縮角βi；

5)調整不同吻切面內的激波角βi，使得激波角的變化連續；

6)根據當地馬赫數、速度、流動方向和激波角構建當地圓錐流場，從而得到每個特征點對應的下表面流線；