一种与前体一体化的内收缩高超声速进气道设计方法技术

本发明专利技术涉及冲压发动机，具体涉及一种与前体一体化的内收缩高超声速进气道设计方法，用于解决目前针对前体较长、附面层较厚的高超声速飞行器，其前体与内收缩进气道的一体化设计制作，仍然未有完善解决方案的不足之处。该与前体一体化的内收缩高超声速进气道设计方法，包括如下步骤：步骤(1)：设计飞行器前体；步骤(2)：设计基准流场；步骤(3)：确定进气道进口型线；步骤(4)：确定进气道三维气动型面；步骤(5)：根据进气道型面与飞行器前体吻合关系，通过几何修型完成进气道与飞行器前体一体化设计。计。计。

【技术实现步骤摘要】
一种与前体一体化的内收缩高超声速进气道设计方法


[0001]本专利技术涉及冲压发动机，具体涉及一种与前体一体化的内收缩高超声速进气道设计方法。

技术介绍

[0002]在高超声速飞行中，由于飞行器前体与进气道流场存在强烈的耦合，飞行器前体的形状、流场均匀性、附面层特性均对进气道性能和起动性能有直接的影响，因此高超声速飞行器大多采用内收缩进气道与前体一体化设计。
[0003]目前内收缩进气道与前体一体化设计主要分为两类，一类是内收缩进气道作为乘波前体，例如，20世纪60年代Johns Hopkins大学SCRAM导弹直接采用三模块和四模块的Busemann进气道形成“圆截面”构型，Hyshot计划中英国研制的超燃冲压发动机同样采用了四模块内收缩进气道；另一类是前体与内收缩进气道直接一体化，如美国洛克希德
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马丁公司发布的SR
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72高超声速侦察机概念以及最新推出的高速打击武器(HSSW)概念，均采用了弹体与内收缩进气道一体化设计，但均尚未公布详细的设计细节；针对前体较长、附面层较厚的高超声速飞行器，其前体与内收缩进气道一体化设计，由于前者不能有效适用，而后者并未公开，因此仍然未有完善的解决方案。

技术实现思路

[0004]本专利技术的目的是解决目前针对前体较长、附面层较厚的高超声速飞行器，其前体与内收缩进气道的一体化设计制作，仍然未有完善解决方案的不足之处，而提供一种与前体一体化的内收缩高超声速进气道设计方法。
[0005]为了解决上述现有技术所存在的不足之处，本专利技术提供了如下技术解决方案：
[0006]一种与前体一体化的内收缩高超声速进气道设计方法，其特殊之处在于，包括如下步骤：
[0007]步骤(1)：设计飞行器前体
[0008]所述飞行器前体为旋成体或类旋成体结构，其母线由三次曲线和平直线组成，所述三次曲线系数依据预设的起点、终点坐标，起始锥角和终点斜率确定；
[0009]步骤(2)：设计基准流场
[0010]所述基准流场为轴对称结构，包括外压缩流场、内压缩流场和唇口反射激波；所述外压缩流场包括外压缩锥面，以及位于外压缩锥面外围的外压缩激波面，所述外压缩锥面与外压缩激波面之间构成外压缩区；所述内压缩流场包括内压缩锥面和唇罩压缩面，所述唇罩压缩面位于内压缩锥面外围，唇罩压缩面与外压缩激波面的交点为唇口点B，所述内压缩锥面与唇罩压缩面之间构成内压缩区，所述唇罩压缩面在内压缩区产生初始压缩波和结尾压缩波；所述唇口反射激波位于内压缩区与外压缩区之间；
[0011](2.1)根据飞行器前体来流参数，通过数值仿真计算得到飞行器前体流场参数，提取进气道入口截面处非均匀流场参数作为基准流场来流参数；
[0012](2.2)根据基准流场来流参数，给出外压缩锥面上的压力分布，从而确定外压缩锥面，由此确定外压缩激波面；
[0013](2.3)根据基准流场的捕获半径在外压缩激波面上插值确定唇口点B，给出唇罩压缩面上的压力分布，从而确定唇罩压缩面，由此确定唇口反射激波、初始压缩波和结尾压缩波；
[0014](2.4)根据来流质量守恒原理确定内压缩锥面；
[0015]步骤(3)：确定进气道进口型线
[0016]将基准流场与飞行器前体流场部分重合，并且二者对称轴相互平行，所述进气道进口型线包括飞行器前体与外压缩激波面的相贯线、位于唇口点B的基准流场唇口型线，以及与相贯线和基准流场唇口型线形成扇区的两侧直线；
[0017]步骤(4)：确定进气道三维气动型面
[0018]对进气道进口型线离散，在基准流场中进行流线追踪，得到进气道三维气动型面，所述进气道三维气动型面包括进气道外压缩面和进气道唇罩压缩面；
[0019]步骤(5)：根据进气道型面与飞行器前体吻合关系，通过几何修型完成进气道与飞行器前体一体化设计。
[0020]进一步地，步骤(4)中，所述确定进气道三维气动型面的具体步骤包括：将进气道进口型线进行离散，以基准流场对称轴为中心，对进气道进口型线形成的扇区进行切片；以每个切片与相贯线的交点为起点，在基准流场中进行流线追踪，得到进气道外压缩面；以每个切片与基准流场唇口型线的交点为起点，在基准流场中进行流线追踪，得到进气道唇罩压缩面。
[0021]进一步地，步骤(5)中，所述根据进气道型面与飞行器前体吻合关系，通过几何修型完成进气道与飞行器前体一体化设计的具体步骤包括：所述进气道外压缩面两侧通过几何修型实现和飞行器前体的光滑过渡，所述进气道唇罩压缩面与进气道出口通过几何修型光滑过渡形成进气道喉部扩压段，从而实现进气道与飞行器前体一体化设计。
[0022]与现有技术相比，本专利技术的有益效果是：
[0023]本专利技术基于Bump压缩面提出了内外锥混合压缩基准流场设计方法，实现了三维内收缩进气道与飞行器前体一体化设计，在进气道外压缩面通过横向压力梯度实现对前体来流附面层自动排溢，提高了进气道起动能力，拓宽了进气道工作范围，无需附面层隔道、放气装置等额外系统，减小了飞行器气动阻力，具有一体化程度高、性能好、容积率高、结构简单等显著特点。
附图说明
[0024]图1为飞行器前体的结构示意图；
[0025]图2为基准流场的结构示意图；
[0026]图3为飞行器前体与基准流场部分重合的结构示意图；
[0027]图4为进气道进口型线的结构示意图；
[0028]图5为与前体一体化内收缩高超声速进气道的结构示意图。
[0029]附图标记说明如下：1
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飞行器前体；2
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基准流场，21
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外压缩流场，211
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外压缩锥面，212
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外压缩激波面，213
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外压缩区，22
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内压缩流场，221
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内压缩锥面，222
‑
唇罩压缩面,
223
‑
内压缩区，224
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初始压缩波，225
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结尾压缩波，23
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唇口反射激波；3
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相贯线；4
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基准流场唇口型线；5
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进气道外压缩面；6
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进气道唇罩压缩面；7
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附面层；8
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进气道出口。
具体实施方式
[0030]下面结合附图和示例性实施例对本专利技术作进一步地说明。
[0031]一种与前体一体化的内收缩高超声速进气道设计方法，包括如下步骤：
[0032]步骤(1)：设计飞行器前体1
[0033]参照图1，飞行器前体1为旋成体或类旋成体结构，其头部半锥角为15
°
，其母线由三次曲线和平直线组成，三次曲线系数依据预设的起点、终点坐标，起始锥角和终点斜率确定；
[0034]步骤(2)：设计基准流场2
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种与前体一体化的内收缩高超声速进气道设计方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤(1)：设计飞行器前体(1)所述飞行器前体(1)为旋成体或类旋成体结构，其母线由三次曲线和平直线组成，所述三次曲线系数依据预设的起点、终点坐标，起始锥角和终点斜率确定；步骤(2)：设计基准流场(2)所述基准流场(2)为轴对称结构，包括外压缩流场(21)、内压缩流场(22)和唇口反射激波(23)；所述外压缩流场(21)包括外压缩锥面(211)，以及位于外压缩锥面(211)外围的外压缩激波面(212)，所述外压缩锥面(211)与外压缩激波面(212)之间构成外压缩区(213)；所述内压缩流场(22)包括内压缩锥面(221)和唇罩压缩面(222)，所述唇罩压缩面(222)位于内压缩锥面(221)外围，唇罩压缩面(222)与外压缩激波面(212)的交点为唇口点B，所述内压缩锥面(221)与唇罩压缩面(222)之间构成内压缩区(223)，所述唇罩压缩面(222)在内压缩区(223)产生初始压缩波(224)和结尾压缩波(225)；所述唇口反射激波(23)位于内压缩区(223)与外压缩区(213)之间；(2.1)根据飞行器前体(1)来流参数，通过数值仿真计算得到飞行器前体(1)流场参数，提取进气道入口截面处非均匀流场参数作为基准流场(2)来流参数；(2.2)根据基准流场(2)来流参数，给出外压缩锥面(211)上的压力分布，从而确定外压缩锥面(211)，由此确定外压缩激波面(212)；(2.3)根据基准流场(2)的捕获半径在外压缩激波面(212)上插值确定唇口点B，给出唇罩压缩面(222)上的压力分布，从而确定唇罩压缩面(222)，由此确定唇口反射激波(23)、初始压缩波(224)和结尾压缩波(225)；(2....

【专利技术属性】
技术研发人员：莫建伟，王玉峰，梁俊龙，李光熙，南向军，呼延霄，
申请(专利权)人：西安航天动力研究所，
类型：发明
国别省市：