申请/专利权人：南京航空航天大学

申请日：2024-03-29

公开（公告）日：2024-06-14

公开（公告）号：CN118188163A

主分类号：F02C7/04

分类号：F02C7/04

优先权：

专利状态码：在审-公开

法律状态：2024.06.14#公开

摘要：本发明提供一种高压比长前体高超声速进气道及其设计方法，本发明采用一级激波溢流、二级激波‑等熵压缩波异位汇聚的进气道波系配置方法，第一级平面激波存在落后角，避免大攻角状态前体激波入射到唇罩唇口处；构建虚拟锥面并采用特征线法确定第二、三级虚拟锥面型线，第二级锥形激波贴近唇口，第三级等熵压缩波分布式入射唇口内侧，此配波方案使得进气道总压恢复系数增大，进气道性能显著提升；压缩面采用鼓包型设计，可排除边界层低能流，有效防止低能流进入进气道，改善了进气道的自起动性能，同时可以降低进气道气动阻力；唇罩采用后掠设计，并通过侧板向内偏转诱导侧压激波，实现对气流的压缩，相较于传统设计，提高了进气道的压缩能力。

主权项：1.一种高压比长前体高超声速进气道设计方法，其特征在于，包括以下步骤：S1根据进气道捕获流量、压缩量的需求，确定进气道三级压缩面类型，第一级压缩面为平面激波压缩，第二级压缩面为锥形激波压缩，第三级压缩面为等熵压缩，给定对应的虚拟流场第二级半锥角、第三级压缩角；S2给定设计马赫数、飞行攻角，求解平面斜激波公式，得到第一级平面激波波后气流马赫数、激波角、密度；S3根据第一级平面激波波后气流马赫数、激波角、密度，利用流量公式计算进气道捕获面积，利用进气道捕获面积计算得到进气道捕获高度；第一级平面激波在设计状态下未射入唇罩唇口，给定落后角，所述落后角为第一级平面激波与第一级压缩面起点和唇罩唇口所连直线的夹角，根据第一级平面激波的激波角、进气道捕获高度、落后角、第一级压缩面起点坐标，计算得到唇口坐标；S4根据第一级平面激波波后气流马赫数、虚拟流场第二级半锥角，求解锥形激波公式，得到第二级锥形激波波后气流马赫数、激波角，虚拟锥面第二级锥形激波、虚拟压缩面第三级激波在设计状态下均贴近唇罩唇口，确定虚拟锥面的轴线位置，虚拟锥面位于第一级压缩面下方，给定虚拟流场第二级锥面轴线距第一级压缩面的高度，计算得到虚拟流场第二级锥面起始点；S5将虚拟流场第三级压缩面的压缩角等分为若干个，等熵压缩波对应等分成若干道；S6基于特征线法，计算出虚拟流场第二级、第三级压缩面型线，确定虚拟流场第三级压缩面起点，等分后的若干道等熵压缩波与虚拟流场第三级压缩面的交点坐标；S7保持虚拟流场第三级压缩面起始点不变，给定压缩波放大因子，将步骤S6中交点坐标按压缩波放大因子系数等比例放大，将等比例放大后的坐标点顺次连接，得到虚拟流场第三级压缩面型线；S8将上述步骤确定的锥形激波虚拟流场作为设计进气道压缩面的虚拟锥形激波面，求解第一级平面压缩面和虚拟锥形激波面的交线，在第一级平面压缩面和虚拟锥形激波面上选取若干离散点，采用流线追踪的方法在锥形激波虚拟流场内连续追踪上述离散点流线，将流线组成流面，得到鼓包型的进气道第二、三级压缩面；S9基于唇口坐标设计唇罩，唇罩采用后掠设计，完成进气道设计。

全文数据：

权利要求：

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