[发明专利]基于三维弯曲激波组合进气道反设计方法

说明书

基于三维弯曲激波组合进气道反设计方法，涉及飞行器的超声速组合进气道。包括飞行器超声速组合进气道压缩型面设计，分流方案设计，隔离段设计，扩张段设计；设计工作马赫数范围为Ma＝0～1.8间的低速涡轮通道，设计工作马赫数范围为马赫数Ma＝1.8～3间的亚燃火箭通道。本发明同时兼顾组合进气道横向流动与组合进气道的出口性能，并且实现已知激波的全三维超声速和亚声速流动区域反设计，保证全流量捕获来流，增大发动机推力的同时减小外流阻力；在推力不足时，可通过亚声速通道的推力弥补，进而拓宽进气道的工作马赫数范围，拓宽组合进气道的设计范围，从而进一步提高进气道的工作性能。

技术领域

本发明涉及临近空间飞行器的超声速进气道领域，尤其涉及基于三维弯曲激波组合进气道反设计方法。

背景技术

进气道是超声速飞行器推进系统中的主要部件。进气道的主要功能是向涡轮发动机的压气机或冲压发动机的燃烧室提供具有一定压力、温度和速度的空气，并在模态转换过程(涡轮模态转换到冲压模态或冲压模态转换到涡轮模态)中向涡轮通道和冲压通道提供所需气流它位于飞行器前部，直接与超声速飞行器前体相连接，起着压缩来流，为下游提供尽可能多高能气流的作用。

随着飞行器从亚音速，跨音速，再到超音速的飞行的实现，对于单一模态的进气道而言，难以再满足飞行器所要求的从亚声速到超声速的飞行马赫数范围。为此，人们开始对组合循环发动机展开了一系列的研究，涡轮基组合动力循环系统成为了组合动力的发展方向，具有涡轮模态和亚燃火箭模态两种运行方式，亚声速阶段为涡轮模态，而超声速阶段为亚燃火箭模态。既可以解决低马赫数下的起动问题，又能为超声速飞行提供足够的动力。进气道是TBCC发动机的关键组成部件，对整个推进系统的性能起着举足轻重的作用，改进组合进气道的气动性能和不同飞行状态下的适应性被国际上确定为发展TBCC发动机的关键技术之一。

虽然在超声速组合进气道研究领域，各项研究已经取得了显著的进展，部件性能也在不断提升。然而，迄今为止，三维组合进气道反设计大多采用给定轴对称激波的轴对称基准流场，进而利用流线追踪技术获得对应型面。但是基于轴对称基准流场得到的组合进气道内部并非全三维流动，仅为伪三维流动而无横向流动。与此同时，科研人员普遍采用传统特征线法进行基准流场反设计，不仅编程复杂，而且稳定性差，限制了基本流场选择范围，进而减小了进气道的几何构造范围。由此可见，目前制约超声速组合进气道性能的问题之一是缺乏一种稳定、快速的全三维流动组合进气道反设计方法。

发明内容

本发明的目的在于解决现有技术中的上述问题，提供基于三维弯曲激波组合进气道反设计方法。

为达到上述目的，本发明采用如下技术方案：

基于三维弯曲激波组合进气道反设计方法，包括以下步骤：

1)设计工作马赫数Ma＝0～3之间基于三维弯曲激波理论构造的组合进气道压缩型面：根据设计要求，指定全三维入射激波，将全三维入射激波离散，设计基于三维弯曲激波组合进气道类矩形出口截面并在全三维基本流场中进行流线追踪；

2)设计分流板，包括分流板的位置、分流板的旋转角度、分流板旋转方式；

3)设计工作马赫数Ma＝1.8～3之间的亚燃火箭通道隔离段：所述亚燃火箭通道隔离段按等熵理论设计，将压缩型面的肩部型线向后拉伸，然后按等熵理论过渡，进而得到亚燃火箭通道隔离段；

4)设计工作马赫数Ma＝0～1.8之间的涡轮通道隔离段：所述涡轮通道隔离段按等熵理论设计，将压缩型面的出口型线向后拉伸，然后按等熵理论过渡，得到涡轮通道隔离段；

5)设计工作马赫数Ma＝1.8～3之间的亚燃火箭通道扩张段：所述亚燃火箭通道扩张段根据给定尺寸形状的亚燃火箭通道出口，利用等熵理论生成型面；

6)设计工作马赫数范围为Ma＝0～1.8之间的涡轮通道扩张段：所述涡轮通道扩张段根据给定尺寸形状的涡轮通道出口，利用等熵理论生成型面。