[发明专利]高超声速三通道进气道的设计方法

摘要

高超声速三通道进气道的设计方法，涉及航空器的高超声速进气道。设计工作马赫数范围为马赫数Ma＝3～4.5之间的冲压通道；设计分流板，因为进入涡轮通道和引射火箭通道的气流都通过分流板的转动进行调配，所以分流板应按对应于火箭通道和对应于涡轮、火箭通道这两个部分进行设计；设计工作马赫数范围为马赫数Ma＝0～1.8之间的涡轮通道扩张段；设计工作马赫数范围为马赫数Ma＝1.8～3之间的引射火箭通道扩张段。对现有的内并联式双通道涡轮基组合循环动力进气道的设计方法进行改进，提出一种三维内转式高超声速三通道涡轮基组合循环动力进气道设计方法。

主权项

1.高超声速三通道进气道的设计方法，其特征在于包括以下步骤：1)设计工作马赫数范围为马赫数Ma＝3～4.5之间的冲压通道，具体方法为：(1)设计三维方转椭圆进气道的压缩型面：以冲压通道设计马赫数作为来流马赫数，根据要求的来流马赫数、喉道马赫数及初始楔角，得到ICFD流场中的一条壁面型线；再运用特征线法求解轴对称内收缩基本流场，得到内乘波式进气道的入射激波和基本流场的反射激波，然后根据设计的进气道初始类矩形出口截面，在得到的基本流场中运用逆向流线追踪得出的流线形成进出口截面均为类矩形的进气道压缩型面，最后按照进出口截面投影图上进气道前缘至设计椭圆出口截面的流线与进气道前缘至初始类矩形出口截面的流线投影长度之比，将基本流场内对应的流线放大，得到出口截面为椭圆的三维方转椭圆进气道压缩型面；(2)设计冲压通道的隔离段：冲压通道隔离段按等截面设计，将步骤(1)得出的压缩型面的肩部型线向后等直拉伸得到冲压通道隔离段，后根据要求的冲压通道出口截面面积与生成的隔离段出口截面面积的比值对型面进行整体缩放；2)设计分流板，因为进入涡轮通道和引射火箭通道的气流都通过分流板的转动进行调配，所以分流板应按对应于引射火箭通道和对应于涡轮、引射火箭通道这两个部分进行设计；所述设计分流板的具体方法为：(1)设计分流板位置：考虑分流板位于中间位置时，只有引射火箭通道和冲压通道共同工作，为保证引射火箭通道整体型面的光顺，将给定位置的引射火箭通道出口的下壁面向前拉伸与进气道压缩型面相交，获得分流板末端边线；为提高引射火箭和冲压通道共同工作时进气道的启动性能，分流板前缘的转轴位置应尽量贴近唇罩点在压缩型面上对应的位置以提供较小的内收缩比，在上述位置附近取一点作为分流板转轴的端点，再按照以下步骤(2)确定旋转角度后作出分流板位于中间位置时的型面并测定内收缩比，调整至满足启动要求；(2)设计分流板旋转角度：根据涡轮通道出口和引射火箭通道出口的面积和扩张比要求，分别获得涡轮通道扩张段进口和引射火箭通道扩张段进口的面积，再测量分流板末端边线的长度，分别计算得到分流板位于中间位置与初始位置时末端点间的距离，及位于极限位置与中间位置时末端点间的距离，由此得到分流板绕转轴由初始位置到中间位置的旋转角度，及由中间位置到极限位置的旋转角度；(3)设计分流板旋转方式：为保证进气道模态转换时，气流能够均匀稳定的流向涡轮通道、引射火箭通道和冲压通道，分流板的运动方式采用匀速转动；3)设计工作马赫数范围为马赫数Ma＝0～1.8之间的涡轮通道扩张段；4)设计工作马赫数范围为马赫数Ma＝1.8～3之间的引射火箭通道扩张段。