[发明专利]内并联式高超声速双通道进气道的设计方法

摘要

内并联式高超声速双通道进气道的设计方法，涉及飞行器的高超声速进气道。设计进气道的外压段；设计冲压通道的内压段；设计冲压通道的隔离段；分流方案设计；设计工作马赫数范围为马赫数Ma＝0～1.8之间的低速涡轮通道。设计的一种二元内并联式涡轮基组合循环动力进气道，其结构包括进气道的高速冲压通道、低速涡轮通道和分流板。冲压通道由进气道的外压段、冲压通道的内压段、分流板和冲压通道的隔离段构成，采用等熵方法生成型面。涡轮通道由进气道的外压段、涡轮通道的内压段、分流板和涡轮通道扩张段组成，使用等熵压缩规律及面积均匀过渡的方式生成型面。

主权项

1.内并联式高超声速双通道进气道的设计方法，其特征在于其包括以下步骤：1)设计进气道的外压段：根据冲压通道的进出口面积要求，计算获得冲压通道的进出口高度及总收缩比；进气道的外压段采用等熵方法设计，为减小外压段的长度，等熵压缩段的前端有一初始楔角，其角度为5°，在冲压通道的设计马赫数下，根据初始楔角可确定第一道斜激波的角度，与进口高度结合，确定进气道唇罩点的位置；再依据唇罩点的位置及冲压通道的出口高度，获得水平段；2)设计冲压通道的内压段：斜激波在唇罩点处产生反射激波，反射激波与水平段的交点即为分流点，为减少能量损失，在分流点处进行光顺处理，其中横截面积最小的部分称为冲压通道的喉道；3)设计冲压通道的隔离段：冲压通道的隔离段采用等截面设计，故将冲压通道的喉道向后延伸即可获得冲压通道的隔离段；4)分流方案设计：分流板的设计将直接影响进气道在模态转换过程中的气动性能，其轴点位置、旋转角度及转换过程的设计方法如下：(1)设计分流板轴点位置，具体方法如下：根据涡轮通道出口的面积、位置的要求和等熵压缩规律，可计算获得涡轮通道扩张段的进口面积，由涡轮通道进口面积可确定分流板下转到极限位置时，分流板的末端距分流点的距离，为避免涡轮通道内压段过度膨胀，造成不必要的能量损失，应使分流板处于极限位置时尽量保持水平，向前延伸与进气道外压段的下壁面相交，其交点即为分流板轴点位置；(2)设计分流板旋转角度，具体方法如下：确定分流板轴点及旋转极限位置之后，分流板即可绕轴点在初始位置和极限位置之间旋转，初始位置和极限位置之间的夹角即为旋转角度；(3)设计分流板旋转方式，具体方法如下：为保证进气道工作模态转换状态时，气流能够均匀稳定的流向冲压通道和涡轮通道，分流板的运动方式采用匀速转动；5)设计工作马赫数范围为马赫数Ma＝0～1.8之间的涡轮通道：(1)设计进气道的外压段，采用内并联式双通道进气道，涡轮通道与冲压通道共用一个外压段；(2)设计涡轮通道内压段，分流板下摆后与冲压通道隔离段的上壁面组成涡轮通道内压段；(3)设计涡轮通道扩张段，为保证涡轮通道扩张段型面的光滑过渡，使用三次曲线，设置其端点处的约束条件为与涡轮通道扩张段进出口相切，连接涡轮通道扩张段的进出口，构成涡轮通道扩张段的型线，再使用面积均匀过渡的方式，获得涡轮通道扩张段。