点、12表示飞行器前体与内乘波式高超声速进气道一体化装置出口型线、13表示轴对称内收缩基本流场轴向切面、14表示内乘波式高超声速进气道进口型线、15表示飞行器前体前缘捕获型线、16表示进气道肩部型线、17表示进气道隔离段、18表示飞行器前体、19表示内乘波式高超声速进气道。
【具体实施方式】
[0021]参见图1?7，飞行器前体与内乘波式高速声速进气道一体化设计方法，是一种空气动力学的反设计方法，即先指定其空气动力学特征再反推出满足该特征的设计方案。
[0022]飞行器前体与内乘波式高速声速进气道一体化设计方法的主要步骤包括:
[0023]1、构造轴对称内收缩基本流场，轴对称内收缩基本流场为360°回转体回转中心为轴对称内收缩基本流场回转中心线7，轴对称内收缩基本流场包括轴对称内收缩基本流场飞行器前体部分2、轴对称内收缩基本流场内乘波式进气道部分3，两部分由压缩角互不相同的两条压缩型线构成；
[0024]2、运用CFD技术求解轴对称内收缩基本流场，得到轴对称内收缩基本流场飞行器前体部分入射激波4、轴对称内收缩基本流场内乘波式进气道部分入射激波5、轴对称内收缩基本流场反射激波6 ；
[0025]3、给定飞行器前体与内乘波式高超声速进气道一体化装置出口型线12，将飞行器前体与内乘波式高超声速进气道一体化装置出口型线12离散成点并在轴对称内收缩基本流场轴向切面13内进行反向流线追踪；
[0026]4、提取流线与反射激波的交点9与流线与入射激波的交点10之间的流线，作为飞行器前体与内乘波式高超声速进气道一体化装置的压缩型线，将截断后的流线分别布置于轴对称内收缩基本流场轴向切面13内得到内乘波式高超声速进气道进口型线14、飞行器前体前缘捕获型线15和进气道肩部型线16 ;
[0027]5、几何造型完成飞行器前体与内乘波式高超声速进气道一体化装置设计，内乘波式高超声速进气道进口型线14与飞行器前体前缘捕获型线15之间的压缩型面即为飞行器前体18，飞行器前体前缘捕获型线15与进气道肩部型线16之间的压缩型面即为内乘波式高超声速进气道19，将进气道肩部型线16向后等值拉伸获得17进气道隔离段；至此，完成飞行器前体与内乘波式高超声速进气道一体化设计。
[0028]飞行器前体与内乘波式高速声速进气道一体化设计方法，本例给定来流马赫数Ma= 6.5，入射激波角β = 12°，可设计如图4所示一体化装置。所述装置由飞行器前体18、内乘波式高超声速进气道19与进气道隔离段17组成。该装置在设计条件下激波完全贴口实现理论捕获流量大于100%。
[0029]本发明所设计的飞行器前体与内乘波式高超声速进气道一体化装置，包括飞行器前体、进气道收缩段和隔离段，飞行器前体与进气道收缩段为三维向内收缩，隔离段为等直通道。高超声速来流于飞行器前体处形成初始激波，并于进气道入口处形成三维曲面入射激波，该激波将进气道三维进口面完全封闭。
[0030]本发明是以轴对称内收缩基本流场为基础。所述轴对称内收缩基本流场仅包括轴对称内收缩回转壁面，该内收缩回转壁面由该内收缩基本流场由两段压缩角不同的压缩型线连接组成，在指定隔离段出口形状后在进气道每一周向平面进行不同径向位置的基本流场流线追踪，从而保证该内收缩基本流场同时满足飞行器前体与高超声速进气道的设计，获得带前体内乘波式高超声速进气道一体化装置。本发明克服了传统进气道因前体作用导致进气道溢流严重的缺点，实现进气道全流量捕获来流，增大发动机推力的同时减小溢流阻力；增大进气道的工作范围，提高进气道的低马赫数性能。
【主权项】
1.飞行器前体与内乘波式高超声速进气道一体化设计方法，其特征在于包括以下步骤: 1)构造轴对称内收缩基本流场，轴对称内收缩基本流场为360°回转体回转中心为轴对称内收缩基本流场回转中心线，轴对称内收缩基本流场包括轴对称内收缩基本流场飞行器前体部分、轴对称内收缩基本流场内乘波式进气道部分，两部分由压缩角互不相同的两条压缩型线构成； 2)运用CFD技术求解轴对称内收缩基本流场，得到轴对称内收缩基本流场飞行器前体部分入射激波、轴对称内收缩基本流场内乘波式进气道部分入射激波、轴对称内收缩基本流场反射激波； 3)给定飞行器前体与内乘波式高超声速进气道一体化装置出口型线，将飞行器前体与内乘波式高超声速进气道一体化装置出口型线离散成点并在轴对称内收缩基本流场轴向切面内进行反向流线追踪； 4)提取流线与反射激波的交点与流线与入射激波的交点之间的流线，作为飞行器前体与内乘波式高超声速进气道一体化装置的压缩型线，将截断后的流线分别布置于轴对称内收缩基本流场轴向切面内得到内乘波式高超声速进气道进口型线、飞行器前体前缘捕获型线和进气道肩部型线； 5)几何造型完成飞行器前体与内乘波式高超声速进气道一体化装置设计，内乘波式高超声速进气道进口型线与飞行器前体前缘捕获型线之间的压缩型面即为飞行器前体，飞行器前体前缘捕获型线与进气道肩部型线之间的压缩型面即为内乘波式高超声速进气道，将进气道肩部型线向后等值拉伸获得进气道隔离段，即完成飞行器前体与内乘波式高超声速进气道一体化设计。
【专利摘要】飞行器前体与内乘波式高超声速进气道一体化设计方法，涉及飞行器。以轴对称内收缩基本流场为基础。轴对称内收缩基本流场仅包括轴对称内收缩回转壁面，该内收缩回转壁面由该内收缩基本流场由两段压缩角不同的压缩型线连接组成，在指定隔离段出口形状后在进气道每一周向平面进行不同径向位置的基本流场流线追踪，从而保证该内收缩基本流场同时满足飞行器前体与高超声速进气道的设计，获得带前体内乘波式高超声速进气道一体化装置。克服了传统进气道因前体作用导致进气道溢流严重的缺点，实现进气道全流量捕获来流，增大发动机推力的同时减小溢流阻力；增大进气道的工作范围，提高进气道的低马赫数性能。
【IPC分类】B64F5/00, B64D33/02
【公开号】CN104908975
【申请号】CN201510219732
【发明人】李怡庆, 尤延铖, 滕健, 潘成剑
【申请人】厦门大学
【公开日】2015年9月16日
【申请日】2015年5月4日