一种矩形高超声速进气道的内通道型面设计方法技术

本发明专利技术公开了一种矩形高超声速进气道的内通道型面设计方法。通过确定进气道内收缩比的大小、选择进气道内收缩段的唇罩配波形式、设计进气道内收缩段的唇罩激波系、设计唇罩激波/边界层干扰现象的控制措施、设计进气道唇罩两侧的侧板、进气道内通道型面的三维仿真分析与调整设计等总体设计流程，并引入起动能力因子S、激波/边界层干扰的控制措施和控制特性等，完成进气道内收缩比确定以及内通道唇罩压缩面、肩部型面、唇罩侧板的设计，且同时满足进气道的喉道马赫数要求、自起动能力要求、流动组织要求等。该设计方法还给出了依据三维仿真结果对进气道内通道型面设计结果的具体调整方法。

【技术实现步骤摘要】
一种矩形高超声速进气道的内通道型面设计方法
本专利技术涉及飞行器设计领域，尤其是一种高超声速进气道的设计方法。
技术介绍
高超声速进气道是超燃冲压发动机的三大关键部件之一，其承担着捕获来流、压缩来流并向燃烧室提供所需流量、品质气流的功能，其工作效率及运行能力对超燃冲压发动机的推进效率、稳定工作包线有着重要影响。根据高超声速进气道的几何形式，其一般可以分为矩形进气道、轴对称进气道、侧压式进气道、三维内转式进气道等类型。其中，矩形进气道由于其流动结构、几何结构均相对简单，且便于与飞行器前体进行一体化设计，为此是当前国际上各类高超声速试飞器乐于采用的主流方案，如美国的X-43A和X-51A、德国的JAPHAR，法国的LEA等飞行器均采用了广义矩形进气道。高超声速进气道的气动设计包括总体设计、外部压缩面设计、内通道型面设计等关键环节。其中，进气道外部压缩面对进气道内流特性和飞行器气动力特性均有着显著影响，需要与飞行器前体进行一体化设计。而进气道内通道型面则由于涉及到进气道起动问题、唇罩激波/边界层干扰等流动现象而变得相当复杂，不能直接依据无粘激波理论进行设计，并且其对进气道的总压恢复性能、极本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种矩形高超声速进气道的内通道型面设计方法，其特征在于，该设计方法的设计对象为进气道内通道，进气道内通道包括：内通道进口(2)、位于内通道进口(2)及内通道之间的喉道(3)、位于内通道进口(2)及喉道(3)之间的进气道内收缩段(4)、形成进气道内收缩段及内通道的唇罩(5)、位于唇罩(5)两侧的唇罩侧板(26)；该设计方法包括如下步骤：(1)、确定进气道内收缩比的大小；内收缩比Art的定义为进气道内通道入口(2)截面与喉道(3)截面的面积之比；内收缩比Art的确定按照起动能力因子S的方法进行操作；起动能力因子S的定义为：S＝(Art‑ARt,等熵极限)/(ARt,Kantrowitz极限‑ARt...

【技术特征摘要】
1.一种矩形高超声速进气道的内通道型面设计方法，其特征在于，该设计方法的设计对象为进气道内通道，进气道内通道包括：内通道进口(2)、位于内通道进口(2)及内通道之间的喉道(3)、位于内通道进口(2)及喉道(3)之间的进气道内收缩段(4)、形成进气道内收缩段及内通道的唇罩(5)、位于唇罩(5)两侧的唇罩侧板(26)；该设计方法包括如下步骤：(1)、确定进气道内收缩比的大小；内收缩比Art的定义为进气道内通道入口(2)截面与喉道(3)截面的面积之比；内收缩比Art的确定按照起动能力因子S的方法进行操作；起动能力因子S的定义为：S＝(Art-ARt,等熵极限)/(ARt,Kantrowitz极限-ARt,等熵极限)其中式中M0为飞行马赫数，γ＝1.4；S取值区间为0.75～0.85；(2)、选择进气道内收缩段(4)的唇罩(5)配波形式，包括双激波压缩或则单激波压缩；若飞行器对进气道唇罩(5)高度和阻力有约束，则唇罩配波采用单激波压缩形式，若飞行器对进气道唇罩(5)高度和阻力没有约束，则唇罩配波采用双激波压缩形式；(3)、设计进气道内收缩段(4)的唇罩激波系；若采用单激波压缩方式，由于进气道的唇罩前缘(19)高度位置已经确定，为此唇罩的内型线(20)即为过唇罩前缘的水平线；若双激波压缩方式，则需对两级压缩角度、长度进行专门设计；(4)、对位于进气道主压缩面一侧的肩部型线(22)进行倒圆设计，使第一道唇罩激波(10)入射在肩部倒圆区(23)，利用肩部膨胀扇(24)来削弱其反射激波(25)的强度，使第一道唇罩激波(10)的气流偏转角度达到12°而不导致显著的边界层(9)分离；(5)、采取流动控制措施对唇罩激波(8、10)及边界层(9)干扰...

【专利技术属性】
技术研发人员：谭慧俊，黄河峡，谢文忠，满延进，张可心，李鑫，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：江苏,32