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，其前体本文档来自技高网...

【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：