波后壓縮氣流4,其中入射激波3由高超聲速來(lái)流1撞擊具有一 定飛行攻角10的圓錐構(gòu)型前體2生成，入射激波3的形狀由圓錐構(gòu)型前體2的圓錐壓縮面 確定，高超聲速來(lái)流1經(jīng)過(guò)入射激波3后被壓縮為波后壓縮氣流4。
[0030] 2)設(shè)計(jì)內(nèi)收縮基本流場(chǎng)；所述內(nèi)收縮基本流場(chǎng)包括進(jìn)氣道入射激波7、三維內(nèi)收 縮進(jìn)氣道唇口 8、反射激波9 ;所述設(shè)計(jì)內(nèi)收縮基本流場(chǎng)的具體方法可為：首先自定義進(jìn)氣 道唇口截面11所在位置為圓錐構(gòu)型前體2的末端，即可確定三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道唇口 8的位 置；其次圓錐構(gòu)型流場(chǎng)產(chǎn)生的入射激波3在三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道唇口 8位置產(chǎn)生反射激波9， 而反射激波9與自定義三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道進(jìn)口入射激波7同樣相交于三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道唇 口 8,即可由自定義三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道進(jìn)口入射激波7的形狀確定其入射點(diǎn)即上唇罩點(diǎn)5和 設(shè)計(jì)截面6的位置；最后由已知的進(jìn)氣道入射激波7和反射激波9及其相對(duì)位置，便可得到 內(nèi)收縮的基本流場(chǎng)。
[0031] 3)給定設(shè)計(jì)條件并確定進(jìn)氣道實(shí)際捕獲面積；所述設(shè)計(jì)條件包括但不限于飛行 高度⑶、飛行馬赫數(shù)（Main)、飛行攻角（α)、捕獲流量（Aw流量捕獲系數(shù)（Φ)等；
[0032] 所述確定進(jìn)氣道實(shí)際捕獲面積的具體方法可為：通過(guò)流量捕獲公式
確定進(jìn)氣道理論捕獲面積（全流量捕獲）ΑΜΡ，通過(guò)設(shè)計(jì)條件中的流量捕 CN 105151306 A ^ "n \J 4/4 貝 獲系數(shù)（Φ)可獲得進(jìn)氣道實(shí)際捕獲面積
其中P V由尚超聲速來(lái)流1確定。
[0033] 4)確定進(jìn)口形狀；所述確定進(jìn)口形狀的具體方法可為：在設(shè)計(jì)截面的軸向投影圖 上，首先計(jì)算連結(jié)圓錐頂點(diǎn)14和三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道唇口 8確定的直線、連結(jié)圓錐頂點(diǎn)14與 上唇罩點(diǎn)5確定的直線和設(shè)計(jì)截面投影圓15所共同圍成扇形面積A1，其次計(jì)算連結(jié)圓錐頂 點(diǎn)14和三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道唇口 8確定的直線、設(shè)計(jì)截面投影圓15和第二自定義進(jìn)氣道進(jìn) 口前緣型線13所圍成的面積A2，如果不等，可以通過(guò)調(diào)節(jié)第二自定義進(jìn)氣道進(jìn)口前緣型線 13的形狀改變面積A2，從而使其相等。
[0034] 5)進(jìn)行流線追蹤，即完成圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)。所 述進(jìn)行流線追蹤的具體方法可為：將所得進(jìn)口形狀離散成一系列點(diǎn)集20,分別在內(nèi)收縮基 本流場(chǎng)內(nèi)進(jìn)行流線追蹤，并截取入射激波與反射激波之間的流線18作為三維內(nèi)收縮進(jìn)氣 道的壓縮型線，即可得到三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道，三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道與圓錐構(gòu)型高超聲速飛行 器前體的交線便為第一自定義進(jìn)氣道進(jìn)口前緣型線12。
[0035] 實(shí)施例：考慮具有攻角的圓錐構(gòu)型前體與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)方法，本例給定來(lái)流 馬赫數(shù)Ma = 6. 5、a = H = 27km設(shè)計(jì)出基本流場(chǎng)如圖1所示，按照本發(fā)明所述設(shè)計(jì)方法， 可設(shè)計(jì)如圖5所示一體化裝置。所述裝置由圓錐構(gòu)型前體2、三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道21組成。 該裝置在設(shè)計(jì)條件下唇罩激波能夠完全貼口，實(shí)現(xiàn)指定捕獲流量的捕獲。
[0036] 運(yùn)用如圖5所示一體化裝置，實(shí)現(xiàn)了在圓錐構(gòu)型飛行器具有大飛行攻角時(shí)與三維 內(nèi)收縮進(jìn)氣道的一體化設(shè)計(jì)，并為進(jìn)氣道提供了高的流量捕獲系數(shù)及優(yōu)良的氣動(dòng)性能。
[0037] 本發(fā)明通過(guò)研究在大攻角情況下進(jìn)氣道進(jìn)口位置與進(jìn)口形狀對(duì)一體化設(shè)計(jì)方法 的流量捕獲特性及進(jìn)氣道性能的影響規(guī)律，提出一種在能夠準(zhǔn)確評(píng)估進(jìn)氣道流量捕獲特性 及氣動(dòng)性能的圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)方法。
[0038] 本發(fā)明的技術(shù)解決方案：圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)，其 結(jié)構(gòu)包括圓錐構(gòu)型前體和三維內(nèi)收縮式進(jìn)氣道，通過(guò)計(jì)算大攻角情況下圓錐流場(chǎng)并結(jié)合進(jìn) 氣道給定捕獲流量的要求共同設(shè)計(jì)三維內(nèi)收縮式進(jìn)氣道進(jìn)口位置與進(jìn)口形狀，并運(yùn)用流線 追蹤技術(shù)構(gòu)造三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道。
[0039] 在圖3中，標(biāo)記16表示三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道進(jìn)口，17表示三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道出口，19 表示三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道參考面。
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)方法，其特征在于包括以下步 驟： 1) 計(jì)算圓錐構(gòu)型的基本流場(chǎng)； 2) 設(shè)計(jì)內(nèi)收縮基本流場(chǎng)； 3) 給定設(shè)計(jì)條件并確定進(jìn)氣道實(shí)際捕獲面積； 4) 確定進(jìn)口形狀； 5) 進(jìn)行流線追蹤，即完成圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)。2. 如權(quán)利要求1所述圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)方法，其特征 在于在步驟1)中，所述基本流場(chǎng)包括生成入射激波的圓錐構(gòu)型前體、飛行攻角、入射激波、 波后壓縮氣流，其中入射激波由高超聲速來(lái)流撞擊具有一定飛行攻角的圓錐構(gòu)型前體生 成，入射激波的形狀由圓錐構(gòu)型前體的圓錐壓縮面確定，高超聲速來(lái)流經(jīng)過(guò)入射激波后被 壓縮為波后壓縮氣流。3. 如權(quán)利要求1所述圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)方法，其特征 在于在步驟2)中，所述內(nèi)收縮基本流場(chǎng)包括進(jìn)氣道入射激波、三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道唇口、反 射激波。4. 如權(quán)利要求1所述圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)方法，其特征 在于在步驟2)中，所述設(shè)計(jì)內(nèi)收縮基本流場(chǎng)的具體方法為：首先自定義進(jìn)氣道唇口截面所 在位置為圓錐構(gòu)型前體的末端，即可確定三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道唇口的位置；其次圓錐構(gòu)型流 場(chǎng)產(chǎn)生的入射激波在三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道唇口位置產(chǎn)生反射激波，而反射激波與自定義三維 內(nèi)收縮進(jìn)氣道進(jìn)口入射激波同樣相交于三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道唇口，即可由自定義三維內(nèi)收縮 進(jìn)氣道進(jìn)口入射激波的形狀確定其入射點(diǎn)即上唇罩點(diǎn)和設(shè)計(jì)截面的位置；最后由已知的進(jìn) 氣道入射激波和反射激波及其相對(duì)位置，便得到內(nèi)收縮的基本流場(chǎng)。5. 如權(quán)利要求1所述圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)方法，其特征 在于在步驟3)中，所述設(shè)計(jì)條件包括但不限于飛行高度H、飛行馬赫數(shù)Main、飛行攻角α、 捕獲流量^獅、流量捕獲系數(shù)Φ。6. 如權(quán)利要求1所述圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)方法，其 特征在于在步驟3)中，所述確定進(jìn)氣道實(shí)際捕獲面積的具體方法為：通過(guò)流量捕獲公式確定進(jìn)氣道理論捕獲面積Arap，通過(guò)設(shè)計(jì)條件中的流量捕獲系數(shù)Φ可獲 得進(jìn)氣道實(shí)際捕獲面移其中P υ由高超聲速來(lái)流確定。7. 如權(quán)利要求1所述圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)方法，其特征 在于在步驟4)中，所述確定進(jìn)口形狀的具體方法為：在設(shè)計(jì)截面的軸向投影圖上，首先計(jì) 算連結(jié)圓錐頂點(diǎn)和三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道唇口確定的直線、連結(jié)圓錐頂點(diǎn)與上唇罩點(diǎn)確定的直 線和設(shè)計(jì)截面投影圓所共同圍成扇形面積A1，其次計(jì)算連結(jié)圓錐頂點(diǎn)和三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道 唇口確定的直線、設(shè)計(jì)截面投影圓和第二自定義進(jìn)氣道進(jìn)口前緣型線所圍成的面積A2，如 果不等，可以通過(guò)調(diào)節(jié)第二自定義進(jìn)氣道進(jìn)口前緣型線的形狀改變面積A2，從而使其相等。8. 如權(quán)利要求1所述圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)方法，其特征 在于在步驟5)中，所述進(jìn)行流線追蹤的具體方法為：將所得進(jìn)口形狀離散成一系列點(diǎn)集， 分別在內(nèi)收縮基本流場(chǎng)內(nèi)進(jìn)行流線追蹤，并截取入射激波與反射激波之間的流線作為三維 內(nèi)收縮進(jìn)氣道的壓縮型線，即得到三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道，三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道與圓錐構(gòu)型高超 聲速飛行器前體的交線便為第一自定義進(jìn)氣道進(jìn)口前緣型線。
【專(zhuān)利摘要】圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)方法，涉及飛行器。1)計(jì)算圓錐構(gòu)型的基本流場(chǎng)；2)設(shè)計(jì)內(nèi)收縮基本流場(chǎng)；3)給定設(shè)計(jì)條件并確定進(jìn)氣道實(shí)際捕獲面積；4)確定進(jìn)口形狀；5)進(jìn)行流線追蹤，即完成圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)。兼顧了圓錐構(gòu)型飛行器前體與三維內(nèi)收縮式進(jìn)氣道的優(yōu)點(diǎn)，保證一體化裝置具有高升阻比及優(yōu)良的進(jìn)氣道性能。通過(guò)考慮圓錐飛行器在大攻角飛行姿態(tài)情況下的流場(chǎng)特點(diǎn)，提升了設(shè)計(jì)的實(shí)用性，改善了進(jìn)氣道性能，從而增大了發(fā)動(dòng)機(jī)推力。
【IPC分類(lèi)】B64D33/02
【公開(kāi)號(hào)】CN105151306
【申請(qǐng)?zhí)枴緾N201510631011
【發(fā)明人】李濤, 李怡慶, 尤延鋮
【申請(qǐng)人】廈門(mén)大學(xué)
【公開(kāi)日】2015年12月16日
【申請(qǐng)日】2015年9月29日