[发明专利]基于前体激波的内转式进气道/乘波前体一体化设计方法

说明书

本发明提供一种基于前体激波的内转式进气道/乘波前体一体化设计方法，包括以下步骤：1)对于已知的飞行器乘波前体，计算前体构型的流场结构；2)分解捕获截面的边界，并确定可实现全流量捕获的进气道唇口型线；3)确定内转式进气道的基本流场；4)采用流线追踪方法确定进气道型面，实现进气道与乘波前体的一体化设计；本发明可基于前体激波和给定的捕获截面形状确定内转式进气道基本流场的入射激波的形状，使内转式进气道能够在给定的捕获截面形状下与乘波前体激波实现一体化设计，从而实现了基于前体激波形状且捕获截面可控的内转式进气道设计，提升了内转式进气道的流量捕获系数和发动机推力。

技术领域

本发明涉及内转式进气道/乘波前体的一体化设计领域，适用于马赫数大于3的亚燃/超燃吸气式推进系统与飞行器前体一体化设计中。

背景技术

在高马赫数(3<M<5)和高超声速(M>5)条件下，进气道与飞行器前体的一体化设计已经成为高超声速飞行器设计的关键，同时也对飞行器前体和进气道设计提出了新的要求。对飞行器前体而言，在为进气道提供高品质预压缩流场的同时还应尽可能帮助进气道捕获足够的流量。乘波构型的飞行器前体逐渐成为高速飞行器前体研究的一个重要方向。对于进气道来说，在对来流进行高效压缩的同时还应满足结构形状、作用力矩等要求。内转式进气道相对于传统的二元、轴对称和侧压式进气道具有压缩效率高、尺寸较短等优势，目前在高速吸气式推进系统中的应用越来越广泛。由于乘波前体与内转式进气道的的气动型面具有高度的三维复杂性，使一体化设计的难度加大。目前内转式进气道与飞行器前体一体化设计的主要有以下三类：

1)前体上设置平板的一体化设计技术，如X51飞行器。2)前体和进气道采用同一个基本流场设计，如贺旭照提出的曲外锥乘波体进气道设计方法(贺旭照,乐嘉陵.曲外锥乘波体进气道实用构型设计和性能分析[J].航空学报,2017(6).)和尤延铖提出的双乘波(You Y,Zhu C,Guo J.Dual Waverider Concept for the Integration of HypersonicInward-Turning Inlet and Airframe Forebody[R].AIAA 2009-7421.)一体化构型.3)直接在前体预压缩流场中设计内转式进气道，即直接在非均匀来流条件下设计内转式进气道的一体化设计方法，主要有厦门大学李涛(李涛，李怡庆，尤延铖.圆锥构型高超声速飞行器前体与进气道一体化设计方法[P].CN204956937U.)和李怡庆(李怡庆，尤延铖，腾健等.飞行器前体与内乘波式高超声速进气道一体化设计方法[P].CN104908975A.)针对弹身前体发展的一体化设计方法。其中前两类方法对前体构型的设计约束太大，影响了实际的工程应用效果；第三种虽然降低了前体的约束，但对进气道的设计产生较大影响，主要有三方面问题：①为提升流量捕获性能，若通过前体激波曲面与进气道唇口的激波曲面相交构造进气道唇口型线，便难以控制进气道的捕获截面形状和面积，而且对进气道的结构形状产生较大影响；②若给定进气道捕获截面形状和进气道入口所在轴向位置，直接在基本流场上截取进气道构型，则很难将进气道唇口附着在前体激波上，且现有技术仅能实现入射激波与进气道下唇口的贴合，因此很难实现高流量捕获。

在内转式进气道与飞行器前体的一体化设计中，如何兼顾高流量捕获和进气道唇口形状可控的矛盾是一个很难绕开的问题。然而，就目前的内转式进气道设计方法而言很难同时兼顾这两个设计目标。因此，有必要发展新的内转式设计方法，使进气道可以同时兼顾捕获截面形状与高流量捕获。

发明内容

本发明的目的在于提供一种基于乘波前体激波和捕获截面形状设计的内转式进气道设计方法，使进气道和乘波前体的一体化设计可在给定的捕获截面形状下与前体激波进行匹配，实现高流量捕获的设计要求，提升内转式进气道/乘波前体一体化设计的灵活性。

本发明的技术方案如下：

基于前体激波的内转式进气道/乘波前体一体化设计方法，包括以下步骤：