一種乘波前體與矩形截面高超聲速進氣道匹配設(shè)計的方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種乘波前體與矩形截面高超聲速進氣道匹配設(shè)計的方法，矩形截面進氣道的唇口前緣為直線型，乘波前體產(chǎn)生的激波形狀與矩形截面進氣道的唇口形狀吻合。具體實現(xiàn)方法是將現(xiàn)有技術(shù)中的乘波前體作為基礎(chǔ)，在此基礎(chǔ)上調(diào)整前緣點的型面，使得最終所有點在矩形截面高超聲速進氣道唇口的位置處的激波高度都與矩形截面高超聲速進氣道唇口恰好貼合。實驗證明，依靠本發(fā)明方法調(diào)整后的產(chǎn)生的激波與矩形截面高超聲速進氣道唇口直線型前緣匹配較佳，并且調(diào)整寬度范圍稍大些能夠得到較好的改善效果。
【專利說明】一種乘波前體與矩形截面高超聲速進氣道匹配設(shè)計的方法

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及進氣道氣動設(shè)計領(lǐng)域，特別是一種乘波前體與矩形截面高超聲速進氣 道匹配設(shè)計的方法。

【背景技術(shù)】
[0002] 對于吸氣式高超聲速推進系統(tǒng)而言，推進系統(tǒng)與機體的一體化設(shè)計是實現(xiàn)高超聲 速飛行的關(guān)鍵，而機體/推進系統(tǒng)一體化的核心則是飛行器前體與進氣道的一體化。從設(shè) 計角度考慮，飛行器對二者的要求不同：對前體的要求主要為低阻、高升阻比、良好的前緣 氣動熱防護性能及具有一定的有效容積等；而對進氣道的要求是工作馬赫數(shù)范圍寬、保證 足夠捕獲流量的同時壓縮效率要高。但兩者的一體化設(shè)計不是各自優(yōu)化后的簡單疊加，因 為將性能優(yōu)良的前體/進氣道簡單組合后的總體性能將大打折扣。
[0003] 乘波前體在設(shè)計M數(shù)下產(chǎn)生的弧形曲線激波沿前緣很好的附著，激波后的高壓力 區(qū)域局限在下表面上，且從下表面到上表面沒有流動泄漏，對常規(guī)高超音速構(gòu)型，這種上、 下表面之間的流動泄漏導(dǎo)致多達25%的升力損失，因而乘波構(gòu)形產(chǎn)生的升力或升阻比要比 常規(guī)構(gòu)型高得多，且其前體橫向壓力梯度也較小，因此是當前研究人員都比較認可和接受 的一種理想的高超聲速飛行器前體構(gòu)型。
[0004]自上世紀60年代始，矩形截面高超聲速進氣道由于其波系結(jié)構(gòu)簡單、易于工程實 現(xiàn)等特點引起了國內(nèi)外眾多專家學(xué)者的關(guān)注。從目前的研究來看，兼顧氣動性能及工程設(shè) 計優(yōu)勢的矩形截面高超聲速進氣道設(shè)計方法相對較為成熟，其逐漸成為高超聲速飛行試驗 的重要選擇，如X-43A和X-51均采用此方案。
[0005] 在乘波前體與矩形截面進氣道一體化設(shè)計方面，已完成帶飛實驗的美國X-51飛 行器前體/進氣道一體化思路引起了眾多科技人員的關(guān)注，并有大量的科研單位和工作人 員對乘波前體與矩形截面進氣道一體化設(shè)計開展了研究。但是還有很多問題有待解決，尤 其是在優(yōu)化設(shè)計方面，因為前體與進氣道一體化設(shè)計是多門學(xué)科知識復(fù)雜的耦合，現(xiàn)階段 的研究成果也較少，而通過改變乘波前體形成的弧形曲線激波來匹配矩形截面進氣道唇口 直線型前緣的設(shè)計研究鮮有文獻發(fā)表。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0006] 要解決的技術(shù)問題：針對現(xiàn)有技術(shù)的不足，本發(fā)明提出一種乘波前體與矩形截面 進氣道匹配設(shè)計的方法，解決現(xiàn)有技術(shù)中乘波前體形成的弧形曲線激波與矩形截面高超聲 速進氣道唇口直線型前緣不匹配、需要完善的技術(shù)問題。
[0007] 技術(shù)方案：為解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明采用以下技術(shù)方案：
[0008] -種乘波前體與矩形截面高超聲速進氣道匹配設(shè)計的方法，矩形截面進氣道的唇 口前緣為直線型，乘波前體產(chǎn)生的激波形狀與矩形截面進氣道的唇口形狀吻合。
[0009] 矩形截面進氣道對乘波前體設(shè)計的基本要求如下：（1)保障矩形截面進氣道有足 夠的流量捕獲；（2)保障對氣流一定的預(yù)壓縮；（3)矩形截面進氣道內(nèi)壓段進口的氣流品質(zhì) 要符合一定的要求。
[0010] 所謂乘波前體激波與矩形截面高超聲速進氣道唇口形狀匹配，就是通過某種設(shè)計 調(diào)整，使乘波前體產(chǎn)生的激波形狀與矩形截面高超聲速進氣道唇口的下沿形狀相吻合，乘 波前體產(chǎn)生的激波既不進入內(nèi)壓段，也不溢出矩形截面高超聲速進氣道唇口外。對此，有 兩種解決辦法：一是調(diào)整矩形截面高超聲速進氣道唇口下沿的形狀，使其與乘波前體產(chǎn)生 的激波形狀匹配；另一種是調(diào)整乘波前體產(chǎn)生的激波形狀，使其滿足矩形截面高超聲速進 氣道唇口下沿形狀的要求。相比較而言，調(diào)整矩形截面高超聲速進氣道唇口下沿形狀較為 簡單，可以依據(jù)前體激波的形狀進行調(diào)整，使矩形截面高超聲速進氣道唇口外形與之相匹 配。缺點是對于二元高超聲度進氣道而言，矩形截面高超聲速進氣道唇口形狀的調(diào)整勢必 會增大其內(nèi)通道流動的三維效應(yīng)，使通道內(nèi)的流動更加復(fù)雜，與預(yù)期的設(shè)計不符，流動損失 增大。調(diào)整乘波前體激波的形狀，需要對乘波前體的設(shè)計進行改動，雖然改動動作較大，但 保證了內(nèi)通道的流動性。故綜合考慮，本發(fā)明選擇調(diào)整乘波前體激波的形狀的方案。
[0011] 具體的，在本發(fā)明中，所述乘波前體按照如下方法設(shè)計：
[0012] 步驟（1)、設(shè)計具有兩級壓縮面的乘波前體基體，所述乘波前體基體的長度為L， 氣流壓縮角為s，則乘波前體基體的最前點A點處產(chǎn)生的激波在乘波前體最后方處的高度 H=Ltan@，激波角0由來流馬赫數(shù)M及氣流壓縮角S確定，使得乘波前體基體的最前點 A處產(chǎn)生的激波恰好與矩形截面進氣道的唇口下沿的位置一致；
[0013]步驟（2)、在乘波前體基體的長度方向上，在離乘波前體基體的最前點A點距離為 Xi的乘波前體基體上分布有調(diào)整點，設(shè)定所述調(diào)整點處的氣流壓縮角h，設(shè)定在調(diào)整點處 的激波角，所述激波角滿足

【權(quán)利要求】
1. 一種乘波前體與矩形截面高超聲速進氣道匹配設(shè)計的方法，其特征在于：矩形截面 高超聲速進氣道的唇口前緣為直線型，乘波前體產(chǎn)生的激波形狀與矩形截面高超聲速進氣 道的唇口形狀吻合。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的乘波前體與矩形截面高超聲速進氣道匹配設(shè)計的方法，其特 征在于；所述乘波前體按照如下方法設(shè)計： 步驟（1)、設(shè)計具有兩級壓縮面的乘波前體基體，所述乘波前體基體的長度為以氣流 壓縮角為S，則乘波前體基體的最前點A點處產(chǎn)生的激波在乘波前體最后方處的高度H = Ltan目，激波角目由來流馬赫數(shù)M及氣流壓縮角5確定，使得乘波前體基體的最前點A處 產(chǎn)生的激波恰好與矩形截面進氣道的唇口下沿的位置一致； 步驟（2)、在乘波前體基體的長度方向上，將離乘波前體基體的最前點A點距離為Xi的 乘波前體基體上的點設(shè)置為調(diào)輕點，所沐調(diào)輕點化的氣流巧縮角5。，設(shè)定在調(diào)整點處的激 波角目。，所述激波角目。滿足
，根據(jù)斜激波關(guān)系式，由得到 的激波角目。、來流馬赫數(shù)M確定得到調(diào)整點處氣流壓縮角5。； 步驟（3)、用氣流壓縮角6。代替此處原氣流壓縮角度8,在調(diào)整點處構(gòu)造新的型面形 成乘波前體。
3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的乘波前體與矩形截面高超聲速進氣道匹配設(shè)計的方法，其特 征在于：所述矩形截面高超聲速進氣道的寬度為W，調(diào)整點的覆蓋范圍在乘波前體基體的 寬度方向上的總寬度為IW?1. 5W，且該覆蓋范圍W乘波前體基體的對稱軸為對稱分布。
【文檔編號】F02C7/04GK104234836SQ201410441744
【公開日】2014年12月24日 申請日期:2014年9月1日 優(yōu)先權(quán)日:2014年9月1日
【發(fā)明者】袁化成, 陳文芳, 章欣濤, 劉君, 華正旭 申請人:南京航空航天大學(xué)