一种能够削弱唇口反射激波的方转圆内转式进气道设计方法技术

本发明专利技术属于飞行器进气道设计领域，具体为一种能够削弱唇口反射激波的方转圆内转式进气道设计方法，包括如下步骤：步骤1：设计弱反射激波基准流场；步骤2：在弱反射激波基准流场中，采取流线追踪方法得到进气道三维形线，并通过放样操作得到上述形线构成的进气道压缩段型面；步骤3：按设定半径对进气道压缩段型面角区执行从内压缩段入口到出口的变圆角操作；再将该出口逐渐过渡为圆形出口，获得变截面隔离段；随后在变截面隔离段后拼接一段等直段圆柱面作为等直隔离段，获得三维方转圆内转式进气道。通过本发明专利技术无需对中心体参数进行探究，能够有效降低中心体设计的工作量；且能够削弱进气道唇口反射激波，进而提升进气道总体性能。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及飞行器进气道设计领域，主要应用于超然冲压发动机的方转圆内转式进气道设计，具体为一种能够削弱唇口反射激波的方转圆内转式进气道设计方法。

技术介绍

1、随着航空航天科技的发展，人类对远航程、高载荷飞行器的需求日益增加。因而，与传统火箭发动机相比，具有更高比冲的吸气式超燃冲压发动机受到愈发广泛关注。有研究表明，对于在5～7马赫工作的使用碳氢燃料的超燃冲压发动机，其进气道压缩效率每提升1％，比冲可增加3％～5％。因此，与传统二元进气道相比，具有更高压缩效率的内转式进气道成为超燃冲压发动机进气道设计的重要选择，其设计方法也已成为进气道领域的研究热点之一。

2、针对腹部进气类吸气式高超飞行器，为了降低飞行器前体对进气道流场的耦合和干扰，大多采用进气道与前体一体化设计，进气道往往采用更易一体化设计与模块化安装的矩形入口；此外，超燃冲压发动机的圆形燃烧室有着结构重量小、浸润面积小、角区流动易于控制、便于热防护等优点，为了匹配其圆形燃烧室，进气道往往采用圆形出口。因此，内转式进气道也常常采用方转圆的设计。方转圆内转式进气道目前多是在轴对称内收缩基准本文档来自技高网...

【技术保护点】

1.一种能够削弱唇口反射激波的方转圆内转式进气道设计方法，其特征在于，包括如下步骤：

2.根据权利要求1所述一种能够削弱唇口反射激波的方转圆内转式进气道设计方法，其特征在于，所述步骤1中包含如下子步骤：

3.根据权利要求1所述一种能够削弱唇口反射激波的方转圆内转式进气道设计方法，其特征在于，所述步骤2中包含如下子步骤：

【技术特征摘要】

1.一种能够削弱唇口反射激波的方转圆内转式进气道设计方法，其特征在于，包括如下步骤：

2.根据权利要求1所述一种能够削弱唇口反射激波的方转圆内转式进气道设计方法...

【专利技术属性】
技术研发人员：屈峰，陈军，付俊杰，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：