一種乘波前體與矩形截面高超聲速進氣道匹配設計的方法
2024-04-06 20:05:05
一種乘波前體與矩形截面高超聲速進氣道匹配設計的方法
【專利摘要】本發明公開了一種乘波前體與矩形截面高超聲速進氣道匹配設計的方法，矩形截面進氣道的唇口前緣為直線型，乘波前體產生的激波形狀與矩形截面進氣道的唇口形狀吻合。具體實現方法是將現有技術中的乘波前體作為基礎，在此基礎上調整前緣點的型面，使得最終所有點在矩形截面高超聲速進氣道唇口的位置處的激波高度都與矩形截面高超聲速進氣道唇口恰好貼合。實驗證明，依靠本發明方法調整後的產生的激波與矩形截面高超聲速進氣道唇口直線型前緣匹配較佳，並且調整寬度範圍稍大些能夠得到較好的改善效果。
【專利說明】一種乘波前體與矩形截面高超聲速進氣道匹配設計的方法
【技術領域】
[0001] 本發明涉及進氣道氣動設計領域，特別是一種乘波前體與矩形截面高超聲速進氣 道匹配設計的方法。
【背景技術】
[0002] 對於吸氣式高超聲速推進系統而言，推進系統與機體的一體化設計是實現高超聲 速飛行的關鍵，而機體/推進系統一體化的核心則是飛行器前體與進氣道的一體化。從設 計角度考慮，飛行器對二者的要求不同：對前體的要求主要為低阻、高升阻比、良好的前緣 氣動熱防護性能及具有一定的有效容積等；而對進氣道的要求是工作馬赫數範圍寬、保證 足夠捕獲流量的同時壓縮效率要高。但兩者的一體化設計不是各自優化後的簡單疊加，因 為將性能優良的前體/進氣道簡單組合後的總體性能將大打折扣。
[0003] 乘波前體在設計M數下產生的弧形曲線激波沿前緣很好的附著，激波後的高壓力 區域局限在下表面上，且從下表面到上表面沒有流動洩漏，對常規高超音速構型，這種上、 下表面之間的流動洩漏導致多達25%的升力損失，因而乘波構形產生的升力或升阻比要比 常規構型高得多，且其前體橫向壓力梯度也較小，因此是當前研究人員都比較認可和接受 的一種理想的高超聲速飛行器前體構型。
[0004]自上世紀60年代始，矩形截面高超聲速進氣道由於其波繫結構簡單、易於工程實 現等特點引起了國內外眾多專家學者的關注。從目前的研究來看，兼顧氣動性能及工程設 計優勢的矩形截面高超聲速進氣道設計方法相對較為成熟，其逐漸成為高超聲速飛行試驗 的重要選擇，如X-43A和X-51均採用此方案。
[0005] 在乘波前體與矩形截面進氣道一體化設計方面，已完成帶飛實驗的美國X-51飛 行器前體/進氣道一體化思路引起了眾多科技人員的關注，並有大量的科研單位和工作人 員對乘波前體與矩形截面進氣道一體化設計開展了研究。但是還有很多問題有待解決，尤 其是在優化設計方面，因為前體與進氣道一體化設計是多門學科知識複雜的耦合，現階段 的研究成果也較少，而通過改變乘波前體形成的弧形曲線激波來匹配矩形截面進氣道唇口 直線型前緣的設計研究鮮有文獻發表。
【發明內容】
[0006] 要解決的技術問題：針對現有技術的不足，本發明提出一種乘波前體與矩形截面 進氣道匹配設計的方法，解決現有技術中乘波前體形成的弧形曲線激波與矩形截面高超聲 速進氣道唇口直線型前緣不匹配、需要完善的技術問題。
[0007] 技術方案：為解決上述技術問題，本發明採用以下技術方案：
[0008] -種乘波前體與矩形截面高超聲速進氣道匹配設計的方法，矩形截面進氣道的唇 口前緣為直線型，乘波前體產生的激波形狀與矩形截面進氣道的唇口形狀吻合。
[0009] 矩形截面進氣道對乘波前體設計的基本要求如下：（1)保障矩形截面進氣道有足 夠的流量捕獲；（2)保障對氣流一定的預壓縮；（3)矩形截面進氣道內壓段進口的氣流品質 要符合一定的要求。
[0010] 所謂乘波前體激波與矩形截面高超聲速進氣道唇口形狀匹配，就是通過某種設計 調整，使乘波前體產生的激波形狀與矩形截面高超聲速進氣道唇口的下沿形狀相吻合，乘 波前體產生的激波既不進入內壓段，也不溢出矩形截面高超聲速進氣道唇口外。對此，有 兩種解決辦法：一是調整矩形截面高超聲速進氣道唇口下沿的形狀，使其與乘波前體產生 的激波形狀匹配；另一種是調整乘波前體產生的激波形狀，使其滿足矩形截面高超聲速進 氣道唇口下沿形狀的要求。相比較而言，調整矩形截面高超聲速進氣道唇口下沿形狀較為 簡單，可以依據前體激波的形狀進行調整，使矩形截面高超聲速進氣道唇口外形與之相匹 配。缺點是對於二元高超聲度進氣道而言，矩形截面高超聲速進氣道唇口形狀的調整勢必 會增大其內通道流動的三維效應，使通道內的流動更加複雜，與預期的設計不符，流動損失 增大。調整乘波前體激波的形狀，需要對乘波前體的設計進行改動，雖然改動動作較大，但 保證了內通道的流動性。故綜合考慮，本發明選擇調整乘波前體激波的形狀的方案。
[0011] 具體的，在本發明中，所述乘波前體按照如下方法設計：
[0012] 步驟（1)、設計具有兩級壓縮面的乘波前體基體，所述乘波前體基體的長度為L， 氣流壓縮角為s，則乘波前體基體的最前點A點處產生的激波在乘波前體最後方處的高度 H=Ltan@，激波角0由來流馬赫數M及氣流壓縮角S確定，使得乘波前體基體的最前點 A處產生的激波恰好與矩形截面進氣道的唇口下沿的位置一致；
[0013]步驟（2)、在乘波前體基體的長度方向上，在離乘波前體基體的最前點A點距離為 Xi的乘波前體基體上分布有調整點，設定所述調整點處的氣流壓縮角h，設定在調整點處 的激波角，所述激波角滿足
【權利要求】
1. 一種乘波前體與矩形截面高超聲速進氣道匹配設計的方法，其特徵在於：矩形截面 高超聲速進氣道的唇口前緣為直線型，乘波前體產生的激波形狀與矩形截面高超聲速進氣 道的唇口形狀吻合。
2. 根據權利要求1所述的乘波前體與矩形截面高超聲速進氣道匹配設計的方法，其特 徵在於；所述乘波前體按照如下方法設計： 步驟（1)、設計具有兩級壓縮面的乘波前體基體，所述乘波前體基體的長度為以氣流 壓縮角為S，則乘波前體基體的最前點A點處產生的激波在乘波前體最後方處的高度H = Ltan目，激波角目由來流馬赫數M及氣流壓縮角5確定，使得乘波前體基體的最前點A處 產生的激波恰好與矩形截面進氣道的唇口下沿的位置一致； 步驟（2)、在乘波前體基體的長度方向上，將離乘波前體基體的最前點A點距離為Xi的 乘波前體基體上的點設置為調輕點，所沐調輕點化的氣流巧縮角5。，設定在調整點處的激 波角目。，所述激波角目。滿足
，根據斜激波關係式，由得到 的激波角目。、來流馬赫數M確定得到調整點處氣流壓縮角5。； 步驟（3)、用氣流壓縮角6。代替此處原氣流壓縮角度8,在調整點處構造新的型面形 成乘波前體。
3. 根據權利要求1所述的乘波前體與矩形截面高超聲速進氣道匹配設計的方法，其特 徵在於：所述矩形截面高超聲速進氣道的寬度為W，調整點的覆蓋範圍在乘波前體基體的 寬度方向上的總寬度為IW?1. 5W，且該覆蓋範圍W乘波前體基體的對稱軸為對稱分布。
【文檔編號】F02C7/04GK104234836SQ201410441744
【公開日】2014年12月24日 申請日期:2014年9月1日 優先權日:2014年9月1日
【發明者】袁化成, 陳文芳, 章欣濤, 劉君, 華正旭 申請人:南京航空航天大學