[发明专利]高超声速飞行器前体与进气道多级耦合一体化构型的设计方法

摘要

本发明公开了一种高超声速飞行器前体与进气道多级耦合一体化构型的设计方法，耦合了多级压缩乘波前体与截断Busemann进气道两种布局设计技术，能够生成任意飞行高度和马赫数下给定流动捕获曲线和进气道捕获曲线的前体进气道一体化乘波构型。针对Busemann基准流场的奇点角导致无法与多级压缩乘波体耦合的问题，在两者基准流场之间加入过渡压缩段，前缘曲线离散点分别在零攻角圆锥绕流基准流场及过渡压缩段带倾角圆锥绕流基准流场中进行流线追踪，直至内锥形流场第一道马赫波角度小于奇点角，从而解决耦合问题。结合了多级压缩乘波前体良好的非设计状态启动性能与截断Busemann进气道等熵压缩的优点，为高超声速飞行器前体进气道一体化布局设计提供了新的技术途径。

主权项

一种高超声速飞行器前体与进气道多级耦合一体化构型的设计方法，其特征在于：包括如下步骤步骤1、给定进气道捕获曲线(5)和流动捕获曲线(4)，按照吻切锥方法将三维问题转化为二阶精度内二维问题，即在每个吻切面(13)内对前缘点进行流线追踪；步骤2、对多级压缩乘波前体部分进行流线追踪，所得流线即为多级压缩乘波前体(1)压缩面；步骤3、构造截断Busemann内锥形基准流场(7)并进行流线追踪，流线在乘波前体最后一级基准流场中进行追踪直至截断Busemann进气道第一道马赫波(10)处，该马赫波压缩角与截断Busemann内锥形基准流场(7)迭代终止角为补角关系，而迭代终止角必须小于流场Taylor‑Maccoll方程奇点角，否则修改一体化构型最后一级压缩角并重复步骤2‑3直至满足一体化耦合条件，步骤3需要反复迭代直至满足截断Busemann内锥形基准流场(7)迭代终止角处流场参数与截断Busemann进气道第一道马赫波(10)前流场马赫数与迎角相同，以及迭代起始角处入口进气道唇口反射激波(9)后流场方向水平，在该截断Busemann内锥形基准流场(7)中继续进行流线追踪获得截断Busemann进气道(2)压缩面；步骤4、把每个吻切面(13)内追踪得到的流线进行三维拟合，最终生成多级压缩乘波前体与截断Busemann进气道一体化耦合构型。