[发明专利]一种乘波前体进气道一体化构型的反设计方法

摘要

本发明属于吸气式高超声速飞行器机体气动外形与推进流道一体化设计领域，涉及到基于内收缩基准流场的乘波前体进气道一体化构型及其反设计方法。本发明的主要步骤为：1、反设计生成给定壁面参数分布的内收缩基准流场；2、生成一体化乘波前体进气道构型的前缘捕获型线和进气道入口捕获型线；3、确定流线追踪和密切轴对称过程中的参考点；4、对基准流场进行比例放缩；5、在比例放缩基准流场中进行流线追踪；6、获得其它乘波前体进气道的压缩面型线；7、机体造型设计。本发明提出的反设计方法，能够设计出高升阻比的乘波前体，能够根据给定的壁面参数分布反设计进气道，能够实现乘波前体与进气道间的气动衔接，具有很好的工程实用性。

主权项

1.一种乘波前体进气道一体化构型的反设计方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤一：反设计生成给定壁面参数分布的内收缩基准流场，所述内收缩基准流场包含向对称轴(1)转向的压缩型面(2)和压缩型面(2)内侧的中心体型面(3)，压缩型面(2)和中心体型面(3)具有公共的对称轴(1)；所述内收缩基准流场包含初始弯曲激波(4)、压缩波和中心体反射激波(5)，其中初始弯曲激波(4)与中心体型面(3)相交于中心体型面(3)的起始点(6)，中心体反射激波(5)与压缩型面(2)相交于内收缩基准流场的肩点(7)；步骤二：生成一体化乘波前体进气道构型的前缘捕获型线(8)和进气道入口捕获型线(9)，所述的前缘捕获型线(8)为上凸曲线，沿展向保持光滑连续；所述的进气道入口捕获型线(9)为上凸曲线，沿展向保持光滑连续；步骤三：确定流线追踪和密切轴对称过程中的参考点，定义型线(10)为进气道入口捕获型线(9)所对应的曲率中心型线，进气道入口捕获型线(9)上的离散点(12)的曲率中心为位于型线(10)上的离散对应点(13)，离散点(12)与离散对应点(13)构成了密切平面(11)，密切平面(11)交前缘捕获型线(8)于前缘交点(14)；步骤四：对基准流场进行比例放缩，进气道入口捕获型线上离散点(12)的曲率半径为离散点(12)与离散对应点(13)间的距离，根据离散点(12)对应曲率半径与基准流场中心体型面(3)曲率半径的比值对步骤一中设计的内收缩基准流场进行比例放缩，将比例放缩基准流场变换到密切平面(11)内，进气道入口捕获型线上的离散点(12)和基准流场初始弯曲激波与中心体型面(3)的起始点(6)相对应，基准流场的对称轴所在位置与离散对应点(13)相对应；步骤五：在比例放缩基准流场中进行流线追踪，密切平面(11)与前缘捕获型线(8)的交点为前缘交点(14)，通过前缘交点(14)做平行于对称轴的直线与初始弯曲激波相交于激波交点(14*)，以激波交点(14*)为起始点在比例放缩基准流场追踪一条流线(15)，所述流线(15)止于中心体反射激波(5)于反射激波交点(16)；步骤六：沿进气道入口捕获型线(9)上不同的离散点重复步骤三至步骤五，获得其它乘波前体进气道的压缩面型线(17)；步骤七：机体造型设计：一体化乘波前体进气道构型的上表面与来流方向一致，压缩型面从最大捕获宽度点(18)开始截断并逐步过渡到进气道入口捕获宽度，唇罩两侧安装侧板(19)，为提高起动能力，唇口侧板采取后掠设计。