[发明专利]基于圆锥前体激波的前掠内乘波进气道一体化设计方法

说明书

基于圆锥前体激波的前掠内乘波进气道一体化设计方法，涉及高超声速飞行器。根据设计条件计算圆锥前体的基本流场，得到圆锥前体的三维圆锥激波曲面；确定三维内收缩进气道的安装位置，再确定三维内收缩进气道的捕获面积，根据该捕获面积与安装位置设计三维内收缩进气道入口的二维投影形状；根据该安装位置得到三维内收缩进气道的入口来流条件，设计三维内收缩进气道的基本流场。根据该二维投影形状，在基准流场中进行流线追踪，得到三维内收缩进气道的型面；将三维内收缩进气道倒置于安装到确定的安装位置；利用圆锥前体的三维圆锥激波曲面对三维内收缩进气道型面切割，去除伸出头锥激波面的部分得可匹配圆锥前体一体化设计的前掠内乘波进气道。

技术领域

本发明涉及高超声速飞行器，尤其是涉及基于圆锥前体激波的前掠内乘波进气道一体化设计方法。

背景技术

临近空间飞行器的发展涉及国家安全与和平利用空间，是目前国际竞相争夺空间技术的焦点之一。以美国、俄罗斯为代表的世界强国都在大力推进各自的高超声速飞行研制计划。自上世纪60年代以来的大量研究充分说明，飞机器与推进系统的一体化设计是实现高超声速飞行的关键，而机体与推进系统一体化的核心则是飞行器和进气道的一体化。

对于高超声速飞行器，Peter F.Covell，Richard M.Wood，and Steven X.Bauer等学者([1]

AIAA.Configuration trade and code validation study on a conicalhypersonic vehicle[J].1988.)主要对无进气道情况下圆锥构型高超声速飞行器的升阻特性、攻角特性及翼型布局等方面进行了研究。研究认为，圆锥构型高超声速飞行器具有结构简单、进气道捕获面积大与容积率大等优点。

对于进气道，它是高超声速飞行器推进系统中的主要部件。它位于飞行器前部，直接与高超声速飞行器前体相连接，起着压缩来流，为下游提供尽可能多高能气流的作用。经过长期的发展人们提出了一系列高超声速进气道形式，主要包括：二元式进气道、轴对称式进气道、侧压式进气道，三维内收缩进气道；并就它们的设计方法、流动特征、工作特性、工程设计研究等问题开展了研究。近年来三维内转进气道因其压缩效率高、流量捕获特性好等优点在进气系统的设计中得到了广泛关注。

在圆锥前体高超声速飞行器与三维内收缩进气道的一体化设计中，许多学者都进行了相应的研究，其中，Smart M.([2]Smart M.Design of three-dimensionalhypersonic inlets with rectangular to elliptical shape transition[C]//2013.)通过改进了REST进气道设计方法，将该方法与曲锥构型飞行器相耦合实现了曲锥前体与三维进气道的一体化设计。然而直接将圆锥前体与三维内收缩进气道进行耦合，存在着圆锥前体的三维外压缩流场与进气道的三维内收缩流场的不匹配问题。高超声速来流经过圆锥前体的压缩，呈现为流度大小与流速方向的不均匀特性，且圆锥前体飞行器常在大攻角条件下飞行，其流场存在着显著的上洗气流效应。因此，如何实现圆锥前体流场与三维内收缩进气道流场的良好匹配，是圆锥前体与三维内收缩进气道一体化设计的关键。

发明内容

本发明的目的旨在提供基于圆锥前体激波的前掠内乘波进气道一体化设计方法。

本发明所述基于圆锥前体激波的前掠内乘波进气道一体化设计方法中，设有圆锥构型前体与前掠内乘波进气道，所述前掠内乘波进气道由三维内收缩进气道经倒置安装于圆锥构型前体的后下方，利用曲面拟合得到的头锥激波面对三维内收缩进气道型面进行切割，去除伸出头锥激波面的部分后得到；所述前掠内乘波进气道设有前掠内乘波进气道压缩型面、前掠内乘波进气道下唇口、前掠内乘波进气道肩部、前掠内乘波进气道出口。

本发明包括以下步骤：