The present invention provides a precursor based on shock wave within the rotor inlet / waverider configuration integrated design method, which comprises the following steps: 1) for the known aircraft waverider configuration, flow structure calculation of precursor configuration; 2) decomposition capture cross section of the boundary, and determined to realize full flow capture the inlet lip line; 3) the basic flow rotor inlet determined; 4) to determine the geometry shape of the streamline tracing method, realize the integration design of inlet and waverider configuration; the invention can shock wave precursor shock wave and given capture cross section shape determination in swing inlet basic flow based on the shape of the inner rotor. The inlet can in a given section shape and capture Waverider Forebody shock to realize the integration of design, so as to realize the inlet design based on precursor shock wave shape and controllable in the capture cross section The flow capture coefficient and the thrust of the engine are improved.
【技术实现步骤摘要】
基于前体激波的内转式进气道/乘波前体一体化设计方法
本专利技术涉及内转式进气道/乘波前体的一体化设计领域,适用于马赫数大于3的亚燃/超燃吸气式推进系统与飞行器前体一体化设计中。
技术介绍
在高马赫数(3<M<5)和高超声速(M>5)条件下,进气道与飞行器前体的一体化设计已经成为高超声速飞行器设计的关键,同时也对飞行器前体和进气道设计提出了新的要求。对飞行器前体而言,在为进气道提供高品质预压缩流场的同时还应尽可能帮助进气道捕获足够的流量。乘波构型的飞行器前体逐渐成为高速飞行器前体研究的一个重要方向。对于进气道来说,在对来流进行高效压缩的同时还应满足结构形状、作用力矩等要求。内转式进气道相对于传统的二元、轴对称和侧压式进气道具有压缩效率高、尺寸较短等优势,目前在高速吸气式推进系统中的应用越来越广泛。由于乘波前体与内转式进气道的的气动型面具有高度的三维复杂性,使一体化设计的难度加大。目前内转式进气道与飞行器前体一体化设计的主要有以下三类:1)前体上设置平板的一体化设计技术,如X51飞行器。2)前体和进气道采用同一个基本流场设计,如贺旭照提出的曲外锥乘波体进气道设计方法(贺旭照,乐嘉陵.曲外锥乘波体进气道实用构型设计和性能分析[J].航空学报,2017(6).)和尤延铖提出的双乘波(YouY,ZhuC,GuoJ.DualWaveriderConceptfortheIntegrationofHypersonicInward-TurningInletandAirframeForebody[R].AIAA2009-7421.)一 ...
【技术保护点】
基于前体激波的内转式进气道/乘波前体一体化设计方法,其特征在于包括以下步骤:1)对于已知的飞行器乘波前体,计算前体构型的流场结构:在已知的飞行高度、飞行马赫数和飞行器前体的姿态下,计算前体的流场并确定前体激波曲面的形状;2)分解捕获截面的边界:将自定义的捕获截面边界分为前体捕获型线和进气道唇口投影型线;其中前体捕获型线为乘波前体的前缘线在捕获截面内逆来流方向上的投影,进气道唇口投影型线为进气道唇口型线在捕获截面内逆来流方向上的投影,投影至前体捕获型线和进气道唇口投影型线交点的点即进气道唇口型线与前体的交点,也就是上唇罩点;3)确定内转式进气道的基本流场;所述基本流场包括入射激波、入射激波波后依赖域流场、反射激波上游的等熵压缩段流场、反射激波及反射激波下游的等熵压缩段流场:将进气道唇口投影型线顺流向投影至前体激波曲面上得到可实现全流量捕获的进气道唇口型线,给定中心体轴线的位置和方向,根据上唇罩点的位置和可实现全流量捕获的进气道唇口型线确定基本流场的入射激波形状,给定基本流场上边界的沿程马赫数分布和下边界的形状确定整个基本流场;4)采用流线追踪方法确定进气道上表面和进气道下表面的形状,实现 ...
【技术特征摘要】
1.基于前体激波的内转式进气道/乘波前体一体化设计方法,其特征在于包括以下步骤:1)对于已知的飞行器乘波前体,计算前体构型的流场结构:在已知的飞行高度、飞行马赫数和飞行器前体的姿态下,计算前体的流场并确定前体激波曲面的形状;2)分解捕获截面的边界:将自定义的捕获截面边界分为前体捕获型线和进气道唇口投影型线;其中前体捕获型线为乘波前体的前缘线在捕获截面内逆来流方向上的投影,进气道唇口投影型线为进气道唇口型线在捕获截面内逆来流方向上的投影,投影至前体捕获型线和进气道唇口投影型线交点的点即进气道唇口型线与前体的交点,也就是上唇罩点;3)确定内转式进气道的基本流场;所述基本流场包括入射激波、入射激波波后依赖域流场、反射激波上游的等熵压缩段流场、反射激波及反射激波下游的等熵压缩段流场:将进气道唇口投影型线顺流向投影至前体激波曲面上得到可实现全流量捕获的进气道唇口型线,给定中心体轴线的位置和方向,根据上唇罩点的位置和可实现全流量捕获的进气道唇口型线确定基本流场的入射激波形状,给定基本流场上边界的沿程马赫数分布和下边界的形状确定整个基本流场;4)采用流线追踪方法确定进气道上表面和进气道下表面的形状,实现进气道与乘波前体的一体化设计。2.根据权利要求1所述的设计方法,其特征在于:乘波前体的横向曲率半径大于基本流场的入口半径或前体型面中部朝基本流场中心体轴线方向外凸以确保上唇罩点的轴向位置处在进气道上唇口型线24和进气道下唇口型线的最前缘。3.根据权利要求1所述的设计方法,其特征在于:步骤3)所述的基本流场结构包括入射激波、入射激波波后依赖域流场、反射激波上游的等熵压缩段流场、反射激波及反射激波下游的等熵压缩段流场,整个基本流场的确定步骤如下:①将进气道唇口投影型线顺流向投影至前体激波曲面上得到一条可实现全流量捕获的进气道唇口型线;②自定义中心体轴线与来流方向的夹角为α,在前体上给定一个横向位置W作为经过中心体轴线的纵向平面,自定义中心体半径R0与上唇罩点到中心体轴线的距离Rmax之比,再根据中心体与进气道唇口和前体前缘线在逆中心体轴线方向的投...
【专利技术属性】
技术研发人员:乔文友,余安远,杨顺华,吴颖川,杨大伟,周凯,
申请(专利权)人:西南科技大学,中国人民解放军六三八二零部队吸气式高超声速技术研究中心,
类型:发明
国别省市:四川,51
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