[发明专利]乘波前体自适应边界层排移内转进气道一体化设计方法

说明书

本发明涉及一种乘波前体自适应边界层排移内转进气道一体化设计方法，包括以下步骤：(1)设计密切锥导乘波体；(2)选定三维内收缩基本流场位置，完成基本流场设计；(3)设计具有自适应边界层排移效果的内转进气道进口型线；(4)生成自适应边界层排移三维内转进气道压缩型面，获得内转进气道结构；(5)设计内转进气道乘波前体连接板，完成乘波前体自适应边界层排移内转进气道的一体化设计。本发明在保留乘波前体优点的同时，在乘波前体下表面以对称相连的形式开展高超声速进气道的设计，从而有效排移前体边界层，在发挥乘波前体高性能的同时，有效提高推进系统的气动性能，最终为高超声速内外流一体化设计提供新方法。

技术领域

本发明涉及乘波前体与进气道一体化设计领域，具体涉及乘波前体自适应边界层排移内转进气道一体化设计方法。

背景技术

由于高超声速流动的复杂性，机体/推进系统的一体化问题成为高超声速飞行亟待解决的关键技术之一。近年来，国内外学者开展了大量的一体化设计方法研究，主要集中于飞行器前体与进气道一体化设计方面。具有高升阻比性能的乘波体是高超声速飞行的首选气动构型，而高压缩效率、高总压恢复系数的三维内转式进气道则是进气道设计的优选目标。

高超声速飞行过程中，由于高超声速气流在进入进气道前通常需要经过较长的前体压缩段。压缩过程中，前体段会产生较厚的边界层，由于边界层的存在，导致低速低能气流进入推进系统，严重时会导致进气道内压缩段产生边界层分离，阻碍气流的流入，使得推进系统无法正常工作。因此有必要设计开展具有边界层排移效果的乘波前体内转进气道一体化构型，从而减弱边界层对推进系统性能的影响。

发明内容

针对现有技术的不足，本发明旨在提供一种乘波前体自适应边界层排移内转进气道一体化设计方法，在保留乘波前体优点的同时，以对称相连的形式开展三维内转进气道设计，该方法能够有效排移进气道入口处的边界层，最终在发挥乘波体飞行器高性能的同时提高推进系统的气动性能。

本发明通过如下技术方案实现。

乘波前体自适应边界层排移内转进气道一体化设计方法，所述方法包括以下步骤：

(1)设计密切锥导乘波体；

(2)选定三维内收缩基本流场位置，完成基本流场设计；

(3)设计具有自适应边界层排移效果的内转进气道进口型线；

(4)生成自适应边界层排移三维内转进气道等熵压缩型面，获得内转进气道结构；

(5)设计内转进气道乘波前体连接板，完成乘波前体自适应边界层排移内转进气道的一体化设计。

所述的步骤(1)中密切锥导乘波体由乘波前体下表面和乘波前体上表面组成。设计激波曲线与乘波前体下表面型线，乘波前体下表面型线在激波内流线追踪获得乘波前体下表面和前缘型线，前缘型线沿自由来流方向上拉伸获得乘波前体上表面型线，拉伸型面即为乘波前体上表面。激波曲线是一条两端向中间曲率逐渐减小的光滑曲线，中间段为直线，呈二维压缩段。乘波前体下表面特征型线是一条对称的光滑曲线，且中间段为直线，该曲线呈两端向中间下移的趋势。

所述的步骤(2)中三维内收缩基本流场中心在乘波前体下表面上，且与激波曲线二维压缩段起点处曲率梳相交。生成的三维内收缩基本流场关于乘波前体下表面中心线对称，且所获得的三维内收缩基本流场和乘波前体下表面相贯。