申请/专利权人：北京空天技术研究所

申请日：2020-12-22

公开（公告）日：2024-07-09

公开（公告）号：CN112668114B

主分类号：G06F30/17

分类号：G06F30/17;G06F30/28;F02C7/04

优先权：

专利状态码：有效-授权

法律状态：2024.07.09#授权;2021.05.04#实质审查的生效;2021.04.16#公开

摘要：本发明提供了一种混压式轴对称超声速进气道设计优化方法，所述方法考虑了飞行器的尺寸约束和反映真实气流流动特性的变比热容比参数，先初步确定出圆锥半顶角，再根据该圆锥半顶角获取进气道压缩起始点至唇口前缘点的距离在X轴的投影长度，从而得到锥形型面、等熵型面和类等熵型面，在进气道压缩起始点至唇口前缘点的距离在X轴的投影长度和总压恢复系数均满足预设要求的情况下，生成满足亚燃冲压发动机或超燃冲压发动机使用需求的超声速进气道压缩型面，不仅在理论设计时就可以获得较精确的进气道压缩型面，还可以根据飞行器不同的尺寸约束需求对进气道压缩型面进行快速优化，减少了迭代次数和设计周期。

主权项：1.一种混压式轴对称超声速进气道设计优化方法，其特征在于，所述方法包括：基于进气道设计点马赫数和气动热条件初步确定出圆锥半顶角θ1；基于圆锥半顶角θ1、定比热容比γ1、最大参考速度Vmax、圆锥激波的径向速度分量Vr和激波角变量θ获取圆锥激波角θs；基于圆锥激波角θs和外罩唇口高度Rin获取进气道压缩起始点至唇口前缘点的距离在X轴的投影长度L1；基于圆锥半顶角θ1和等熵压缩波偏转角δ获取气流偏转角θ2；基于圆锥半顶角θ1、进气道压缩起始点至唇口前缘点的距离在X轴的投影长度L1、气流偏转角θ2、喉道入口高度Hth和进气入口高度Hcp获取锥形型面在X轴的投影长度L2、等熵型面在X轴的投影长度L3和类等熵型面在X轴的投影长度L4；基于圆锥激波角θs和锥形型面在X轴的投影长度L2获取锥形型面；基于第一变比热容比γ2、起始等熵压缩波前的马赫数M1、等熵压缩波法向速度分量Vη、最大参考速度Vmax、等熵型面上任意等熵压缩波与Y轴正向的夹角η和等熵压缩波起始点至等熵压缩波的汇集点的距离在Y轴的投影长度y1获取构成等熵线的坐标点xw，yw；基于等熵型面在X轴的投影长度L3和构成等熵线的坐标点xw，yw获取等熵型面；基于气流偏转角θ2、类等熵型面在X轴的投影长度L4和收缩比获取类等熵型面；基于锥形型面、等熵型面和类等熵型面获取飞行器的总压恢复系数，并判断进气道压缩起始点至唇口前缘点的距离在X轴的投影长度L1是否满足飞行器的尺寸约束条件，总压恢复系数是否满足预设要求，若同时满足，则生成超声速进气道压缩型面以完成超声速进气道的设计，若不是同时满足，则调整圆锥半顶角θ1、等熵压缩波偏转角δ、收缩比和飞行器的尺寸约束条件，并基于调整后的圆锥半顶角、调整后的等熵压缩波偏转角、调整后的收缩比和调整后的飞行器的尺寸约束条件重新对超声速进气道压缩型面进行优化设计；其中，X轴与气流方向平行，Y轴在右手系下确定；基于圆锥半顶角θ1、进气道压缩起始点至唇口前缘点的距离在X轴的投影长度L1、气流偏转角θ2、喉道入口高度Hth和进气入口高度Hcp获取锥形型面在X轴的投影长度L2、等熵型面在X轴的投影长度L3和类等熵型面在X轴的投影长度L4包括：基于空气流量和喉道马赫数获取喉道截面积Ath；基于喉道截面积Ath获取喉道入口高度Hth；基于第二变比热容比γ3和速度系数λ获取收缩比；基于喉道截面积Ath和收缩比获取进气道进口截面积Acp；基于进气道进口截面积Acp获取进气入口高度Hcp；基于圆锥半顶角θ1、进气道压缩起始点至唇口前缘点的距离在X轴的投影长度L1、气流偏转角θ2、喉道入口高度Hth和进气入口高度Hcp获取锥形型面在X轴的投影长度L2、等熵型面在X轴的投影长度L3和类等熵型面在X轴的投影长度L4。

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