一种乘波前体与矩形截面高超声速进气道匹配设计的方法
【专利摘要】本发明公开了一种乘波前体与矩形截面高超声速进气道匹配设计的方法，矩形截面进气道的唇口前缘为直线型，乘波前体产生的激波形状与矩形截面进气道的唇口形状吻合。具体实现方法是将现有技术中的乘波前体作为基础，在此基础上调整前缘点的型面，使得最终所有点在矩形截面高超声速进气道唇口的位置处的激波高度都与矩形截面高超声速进气道唇口恰好贴合。实验证明，依靠本发明方法调整后的产生的激波与矩形截面高超声速进气道唇口直线型前缘匹配较佳，并且调整宽度范围稍大些能够得到较好的改善效果。
【专利说明】一种乘波前体与矩形截面高超声速进气道匹配设计的方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及进气道气动设计领域，特别是一种乘波前体与矩形截面高超声速进气 道匹配设计的方法。
【背景技术】
[0002] 对于吸气式高超声速推进系统而言，推进系统与机体的一体化设计是实现高超声 速飞行的关键，而机体/推进系统一体化的核心则是飞行器前体与进气道的一体化。从设 计角度考虑，飞行器对二者的要求不同：对前体的要求主要为低阻、高升阻比、良好的前缘 气动热防护性能及具有一定的有效容积等；而对进气道的要求是工作马赫数范围宽、保证 足够捕获流量的同时压缩效率要高。但两者的一体化设计不是各自优化后的简单叠加，因 为将性能优良的前体/进气道简单组合后的总体性能将大打折扣。
[0003] 乘波前体在设计M数下产生的弧形曲线激波沿前缘很好的附着，激波后的高压力 区域局限在下表面上，且从下表面到上表面没有流动泄漏，对常规高超音速构型，这种上、 下表面之间的流动泄漏导致多达25%的升力损失，因而乘波构形产生的升力或升阻比要比 常规构型高得多，且其前体横向压力梯度也较小，因此是当前研究人员都比较认可和接受 的一种理想的高超声速飞行器前体构型。
[0004]自上世纪60年代始，矩形截面高超声速进气道由于其波系结构简单、易于工程实 现等特点引起了国内外众多专家学者的关注。从目前的研究来看，兼顾气动性能及工程设 计优势的矩形截面高超声速进气道设计方法相对较为成熟，其逐渐成为高超声速飞行试验 的重要选择，如X-43A和X-51均采用此方案。
[0005] 在乘波前体与矩形截面进气道一体化设计方面，已完成带飞实验的美国X-51飞 行器前体/进气道一体化思路引起了众多科技人员的关注，并有大量的科研单位和工作人 员对乘波前体与矩形截面进气道一体化设计开展了研究。但是还有很多问题有待解决，尤 其是在优化设计方面，因为前体与进气道一体化设计是多门学科知识复杂的耦合，现阶段 的研究成果也较少，而通过改变乘波前体形成的弧形曲线激波来匹配矩形截面进气道唇口 直线型前缘的设计研究鲜有文献发表。
【发明内容】
[0006] 要解决的技术问题：针对现有技术的不足，本发明提出一种乘波前体与矩形截面 进气道匹配设计的方法，解决现有技术中乘波前体形成的弧形曲线激波与矩形截面高超声 速进气道唇口直线型前缘不匹配、需要完善的技术问题。
[0007] 技术方案：为解决上述技术问题，本发明采用以下技术方案：
[0008] -种乘波前体与矩形截面高超声速进气道匹配设计的方法，矩形截面进气道的唇 口前缘为直线型，乘波前体产生的激波形状与矩形截面进气道的唇口形状吻合。
[0009] 矩形截面进气道对乘波前体设计的基本要求如下：（1)保障矩形截面进气道有足 够的流量捕获；（2)保障对气流一定的预压缩；（3)矩形截面进气道内压段进口的气流品质 要符合一定的要求。
[0010] 所谓乘波前体激波与矩形截面高超声速进气道唇口形状匹配，就是通过某种设计 调整，使乘波前体产生的激波形状与矩形截面高超声速进气道唇口的下沿形状相吻合，乘 波前体产生的激波既不进入内压段，也不溢出矩形截面高超声速进气道唇口外。对此，有 两种解决办法：一是调整矩形截面高超声速进气道唇口下沿的形状，使其与乘波前体产生 的激波形状匹配；另一种是调整乘波前体产生的激波形状，使其满足矩形截面高超声速进 气道唇口下沿形状的要求。相比较而言，调整矩形截面高超声速进气道唇口下沿形状较为 简单，可以依据前体激波的形状进行调整，使矩形截面高超声速进气道唇口外形与之相匹 配。缺点是对于二元高超声度进气道而言，矩形截面高超声速进气道唇口形状的调整势必 会增大其内通道流动的三维效应，使通道内的流动更加复杂，与预期的设计不符，流动损失 增大。调整乘波前体激波的形状，需要对乘波前体的设计进行改动，虽然改动动作较大，但 保证了内通道的流动性。故综合考虑，本发明选择调整乘波前体激波的形状的方案。
[0011] 具体的，在本发明中，所述乘波前体按照如下方法设计：
[0012] 步骤（1)、设计具有两级压缩面的乘波前体基体，所述乘波前体基体的长度为L， 气流压缩角为s，则乘波前体基体的最前点A点处产生的激波在乘波前体最后方处的高度 H=Ltan@，激波角0由来流马赫数M及气流压缩角S确定，使得乘波前体基体的最前点 A处产生的激波恰好与矩形截面进气道的唇口下沿的位置一致；
[0013]步骤（2)、在乘波前体基体的长度方向上，在离乘波前体基体的最前点A点距离为 Xi的乘波前体基体上分布有调整点，设定所述调整点处的气流压缩角h，设定在调整点处 的激波角，所述激波角满足
【权利要求】
1. 一种乘波前体与矩形截面高超声速进气道匹配设计的方法，其特征在于：矩形截面 高超声速进气道的唇口前缘为直线型，乘波前体产生的激波形状与矩形截面高超声速进气 道的唇口形状吻合。
2. 根据权利要求1所述的乘波前体与矩形截面高超声速进气道匹配设计的方法，其特 征在于；所述乘波前体按照如下方法设计： 步骤（1)、设计具有两级压缩面的乘波前体基体，所述乘波前体基体的长度为以气流 压缩角为S，则乘波前体基体的最前点A点处产生的激波在乘波前体最后方处的高度H = Ltan目，激波角目由来流马赫数M及气流压缩角5确定，使得乘波前体基体的最前点A处 产生的激波恰好与矩形截面进气道的唇口下沿的位置一致； 步骤（2)、在乘波前体基体的长度方向上，将离乘波前体基体的最前点A点距离为Xi的 乘波前体基体上的点设置为调輕点，所沐调輕点化的气流巧缩角5。，设定在调整点处的激 波角目。，所述激波角目。满足
，根据斜激波关系式，由得到 的激波角目。、来流马赫数M确定得到调整点处气流压缩角5。； 步骤（3)、用气流压缩角6。代替此处原气流压缩角度8,在调整点处构造新的型面形 成乘波前体。
3. 根据权利要求1所述的乘波前体与矩形截面高超声速进气道匹配设计的方法，其特 征在于：所述矩形截面高超声速进气道的宽度为W，调整点的覆盖范围在乘波前体基体的 宽度方向上的总宽度为IW?1. 5W，且该覆盖范围W乘波前体基体的对称轴为对称分布。
【文档编号】F02C7/04GK104234836SQ201410441744
【公开日】2014年12月24日 申请日期:2014年9月1日 优先权日:2014年9月1日
【发明者】袁化成, 陈文芳, 章欣涛, 刘君, 华正旭 申请人:南京航空航天大学