[发明专利]一种锥导乘波前体纵向分段分级压缩设计方法

说明书

本发明公开了一种锥导乘波前体纵向分段分级压缩设计方法，涉及高超声速飞行器进气道前体技术领域，其技术方案要点是：1)将乘波体前缘曲线根据设计需求分为多级前缘线；2)得到流线截断，使得其沿着纵向坐标不大于L₁对应的前缘线两侧边缘提取第一级流线截止点的所有流场参数；3)得出次级压缩的前缘线；4)确定每一个扩张角对应的次级压缩激波角βi；5)得出次级压缩的下表面；6)得到多级乘波体。针对吸气式高超声速飞行器进气道与前体压缩性能的需求，提出了一种可以实现纵向分段的多级压缩技术，能够根据进气道的性能需求改变压缩级数、不同级的压缩强度、不同级的压缩长度等设计参数，非常适用于高超声速飞行器的前体设计领域。

技术领域

本发明涉及高超声速飞行器进气道前体设计技术领域，更具体地 说，它涉及一种锥导乘波前体纵向分段分级压缩设计方法。

背景技术

高超声速飞行器具有速度快、高度适中、隐蔽性好等优势，在军 事领域和民用方面都有非常好的应用前景。吸气式高超声速飞行器以 超燃冲压发动机为动力,能够从空气中获取氧气,从而在飞行过程 中不需要额外携带氧化剂，能够实现高速远航的飞行。吸气式高超声 速飞行器也是未来高超声速巡航飞行器的主要对象，通常高超声速飞 行器前体与进气道紧密结合，前体为高超声速飞行器提供压缩气流， 前体的压缩性能对进气道性能和超燃冲压发动机的性能起着决定性 作用。乘波体作为高超声速比较有前景的气动外形，能够对高超声速 来流进行预压缩，且能够保持较好的乘波特性。

乘波体的压缩性能与马赫数和激波角密切相关，如果采用单级压 缩，在一定的马赫数下通常需求较大激波角才能满足进气道气流增压 比的需求，但是较大激波角会导致乘波体前体的气动性能受限，使得 飞行器产生较大的抬头力矩和较低升阻比。采用等熵压缩确实可以提 高进气道的增压比，但是等熵压缩是一个缓慢过程会导致进气道前体 长度很长。

为了提高进气道的压缩性能，采用单级压缩通常无法满足性能需 求，需要探索多级压缩设计技术，针对二维模型，多级压缩技术相对 成熟，但是工程实际中的飞行都是三维模型，采用二级压缩前体会导 致飞行器前体两侧出现较大的溢流，造成压力损失和气动性能降低。

发明内容

本发明的目的是提供一种锥导乘波前体纵向分段分级压缩设计 方法，针对吸气式高超声速飞行器进气道与前体压缩性能的需求，提 出了一种可以实现纵向分段的多级压缩技术，能够根据进气道的性能 需求改变压缩级数、不同级的压缩强度、不同级的压缩长度等设计参 数，非常适用于高超声速飞行器的前体设计领域。

本发明的上述技术目的是通过以下技术方案得以实现的：一种锥 导乘波前体纵向分段分级压缩设计方法，包括以下步骤：

1)将乘波体前缘曲线根据设计需求分为多级前缘线，并得出乘 波体各级的长度，记为L₁、L₂、L₃……L_n；

2)第一级前缘以基准流场为基础，采用流线追踪得到第一级的 下表面流线，以第一级纵向长度为限制，得到流线截断，使得其沿着 纵向坐标不大于L₁对应的前缘线两侧边缘提取第一级流线截止点的 所有流场参数；

3)采用前一级的基准流场进行流线追踪得到次级压缩边缘线， 次级压缩边缘线与前一级压缩面的出口线共同构成次级压缩的前缘 线；

4)在不同扩张角位置对应的二维截面内寻找前级压缩长度和次 级压缩长度与次级压缩对应的激波角之间的关系，确定每一个扩张角 对应的次级压缩激波角βi；

5)通过前缘点的马赫数、激波角和速度方向构建新的圆锥流场 来求解不同扩张角下对应截面内的下表面流线，得到的下表面流线构 成次级压缩的下表面；