[發明專利]基于彎曲激波的雙設計點寬速域內收縮進氣道設計方法

在審

• 申請號: 202310211443.4
• 申請日: 2023-03-07
• 公開（公告）號: CN115977801A
• 公開（公告）日: 2023-04-18
• 發明（設計）人: 朱呈祥;蔡澤君;鄭曉剛;尤延鋮
• 申請（專利權）人: 廈門大學
• 主分類號: F02C7/04
• 分類號: F02C7/04
• 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

基于彎曲激波的雙設計點寬速域內收縮進氣道設計方法，涉及飛行器寬速域進氣道領域。1)根據高超聲速飛行器的設計需求確定高超聲速內收縮進氣道高/低馬赫數設計點；2)構造雙設計點軸對稱基本流場；3)將扇形進口置于高馬赫數基本流場進行流線追蹤獲得進氣道基礎壓縮型面；4)設計高/低馬赫數工況作動型面及作動方案。實現同時根據高/低馬赫數流量需要開展高超聲速寬速域內收縮進氣道設計。基于該設計方法設計的高超聲速寬速域內收縮進氣道能夠在設計之初確保進氣道能夠低馬赫數起動，且具有滿足需求的低馬赫數流量捕獲能力。發展寬速域內收縮進氣道的寬域設計方法，提高高超聲速寬速域內收縮進氣道的可設計性和設計效率。

技術領域

本發明涉及飛行器寬速域進氣道領域，尤其是涉及一種基于彎曲激波的雙設計點寬速域內收縮進氣道設計方法。

背景技術

寬速域進氣道是吸氣式高超聲速飛行器的重要組成部件，其主要功能是為對高超聲速來流減速增壓以滿足發動機的工作需要。流量要求則是高超聲速進氣道需要滿足的首要性能指標。高超聲速飛行器的飛行工況是在一定范圍內變化的，因此高超聲速進氣道需要滿足一定速域范圍內的流量需求，而不是單一工況內的流量需要，這將為寬速域進氣道設計帶來較大難度。

寬速域進氣道的設計難點體現在以下兩個矛盾：首先，寬速域進氣道迎風面積增大有利于進氣道滿足寬速域流量需要，但導致迎風阻力增大；其次，寬速域進氣道對氣流的減速增壓效果越強進氣道性能越好，即氣流壓縮效率越高，但增加寬速域進氣道在低馬赫數工況下由于流量壅塞導致進氣道無法正常工作的風險，即進氣道不起動。

為解決上述矛盾，國內外學者開展諸多的理論研究和設計方法探索，發展出寬速域進氣道的三種常見構型，軸對稱進氣道、二元進氣道、內收縮進氣道，工作原理都是通過氣動型面(楔面、錐面、內收縮曲面)產生激波從而實現對氣流的壓縮，但由于壓縮形式的不同，氣動特性有著明顯的差異[王江峰,王旭東,李佳偉,楊天鵬,李龍飛,程克明.高超聲速巡航飛行器乘波布局氣動設計綜述[J].空氣動力學學報,2018,36(05):705-728.]。

寬速域進氣道的典型設計流程為：首先，根據寬速域進氣道設計需要確定基本流場的設計點及目標氣流壓縮效果(通常以喉道馬赫數和喉道總壓恢復表示)；隨后，構造入射激波系使氣流壓縮至目標性能；接著，給定入口形狀對基本流場進行流線追蹤構造進氣道壓縮型面；最后，根據寬域工作需要構造幾何調節方案和作動方案[尤延鋮,黃國平,郭軍亮,等.基于任意激波形狀的內乘波式高超聲速進氣道及設計方法：中國,101392685[P].2009-03-25.]。

寬速域進氣道的氣動性能極大程度上都由基本流場決定，其中軸對稱進氣道基于外錐軸對稱基本流場設計，二元進氣道基于二維平面基本流場設計，內收縮進氣道基于三維內收縮基本流場設計。值得一提的是，內收縮進氣道以其高氣流壓縮效率、迎風面積小等優點受到國內外學者研究的重點，但其復雜的曲面結構導致其幾何調節能力和寬域起動能力難以設計。

傳統設計方法中的基本流場都是基于單設計點設計，寬速域進氣道僅在單一設計點能夠較好的匹配基本流場的氣動特性，其他工況下的氣動需求無法作為設計輸入參與設計，這樣的設計方法無法在氣動設計層面兼顧多工況性能。

發明內容

本發明的目的在于針對現有技術存在的上述問題，提供能夠以雙設計工況為輸入的一種基于彎曲激波的雙設計點寬速域內收縮進氣道設計方法。

本發明包括以下步驟：

1)給定雙設計點基本流場的高/低馬赫數來流條件、高/低馬赫數基本流場的中心體高度、低馬赫數入射激波形狀以及低馬赫數捕獲流量系數；

2)根據低馬赫數捕獲流量系數計算低馬赫數基本流場中的唇流線起始高度，結合低馬赫數激波形狀確定唇流線起始點坐標；

3)應用特征線法根據低馬赫數激波形狀計算波后的已知流場，獲得部分已知的壁面母線，再結合步驟2)中的唇流線起始坐標進行流線追蹤，獲得低馬赫數流場中的部分已知唇流線；