倒置双模块下颌式内转进气道/类锥前体一体化设计方法技术

倒置双模块下颌式内转进气道/类锥前体一体化设计方法，涉及吸气式高超声速飞行器。包括如下步骤：1)锥形前体构型设计；2)基准流场设计；3)确定内转进气道的安装位置与安装角；4)确定内转进气道的捕获面积及其入口三维形状；5)生成双模块一体化构型的内转进气道型面。倒置一体化布局有效减小进气道S弯隔离段的弯曲程度，降低S弯隔离段内的流动损失。圆锥前体的入射外锥激波打在内转进气道的唇口位置，保证进气道唇罩无溢流，实现倒置一体化构型的内转进气道对来流的高效捕获。为内转进气道提供优秀的前体附面层排移效果，避免传统布局中前体附面层与进气道内部流场之间的相互干扰。较传统构型总压恢复高，非设计状态下性能优良。能优良。能优良。

【技术实现步骤摘要】
倒置双模块下颌式内转进气道/类锥前体一体化设计方法


[0001]本专利技术涉及吸气式高超声速飞行器，尤其是涉及实现排移前体附面层的倒置双模块下颌式内转进气道/类锥前体一体化设计方法

技术介绍

[0002]高超声速飞行器是一种巡航飞行速度可达到5倍声速以上的飞行器。随着航空航天技术的发展，吸气式高超声速飞行器以其高比冲的优势成为了各军事强国竞相研究的热点。而吸气式高超声速飞行器设计的关键在于推进系统与飞行器机体的一体化，其核心问题则是进气道与飞行器前体的一体化设计。([1]Joseph M H,James S M,Richard C M.The X
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51A Scramjet Engine Flight Demonstration Program,15th AIAA International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference,2008；[2]Alexander K,Alexey K.Atmospheric Cruise Flight 本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.倒置双模块下颌式内转进气道/类锥前体一体化设计方法，其特征在于包括如下步骤：1)锥形前体构型设计；2)基准流场设计；3)确定内转进气道的安装位置与安装角；4)确定内转进气道的捕获面积及其入口三维形状；5)生成双模块一体化构型的内转进气道型面。2.如权利要求1所述倒置双模块下颌式内转进气道/类锥前体一体化设计方法，其特征在于在步骤1)中，所述锥形前体构型设计具体步骤是：设定锥形前体母线，固定初始化半锥角并按照锥形长度进行无量纲化。3.如权利要求1所述倒置双模块下颌式内转进气道/类锥前体一体化设计方法，其特征在于在步骤2)中，所述基准流场设计的具体步骤是：选取ICFD流场作为基准流场，将进气道入口附近区域的流场马赫数取平均值作为基准流场的设计来流马赫数；该基准流场具备一定的径向压力梯度。4.如权利要求1所述倒置双模块下颌式内转进气道/类锥前体一体化设计方法，其特征在于在步骤3)中，所述确定内转进气道的安装位置与安装角的具体步骤是：取内转进气道的三维入口型线在圆锥前体纵向对称面内与圆锥前体母线的交点为安装定位点；进气道的安装角β
a
定义为内转进气道入射内锥激波的轴线与圆锥前体的轴线之间的夹角，可根据如下公式计算：其中，β
l
为内转进气道入射内锥激波的轴线与圆锥前体的纵向对称面的夹角，β
t<...

【专利技术属性】
技术研发人员：尤延铖，程剑锐，朱呈祥，
申请(专利权)人：厦门大学，
类型：发明
国别省市：