[发明专利]一种矩形高超声速进气道的内通道型面设计方法

摘要

本发明公开了一种矩形高超声速进气道的内通道型面设计方法。通过确定进气道内收缩比的大小、选择进气道内收缩段的唇罩配波形式、设计进气道内收缩段的唇罩激波系、设计唇罩激波/边界层干扰现象的控制措施、设计进气道唇罩两侧的侧板、进气道内通道型面的三维仿真分析与调整设计等总体设计流程，并引入起动能力因子S、激波/边界层干扰的控制措施和控制特性等，完成进气道内收缩比确定以及内通道唇罩压缩面、肩部型面、唇罩侧板的设计，且同时满足进气道的喉道马赫数要求、自起动能力要求、流动组织要求等。该设计方法还给出了依据三维仿真结果对进气道内通道型面设计结果的具体调整方法。

主权项

1.一种矩形高超声速进气道的内通道型面设计方法，其特征在于，该设计方法的设计对象为进气道内通道，进气道内通道包括：内通道进口(2)、位于内通道进口(2)及内通道之间的最小截面位置即喉道(3)、位于内通道进口(2)及喉道(3)之间的进气道内收缩段(4)、形成进气道内收缩段及内通道的唇罩(5)、位于唇罩(5)两侧的唇罩侧板(26)；该设计方法包括如下步骤：(1)、确定进气道内收缩比的大小；内收缩比Art的定义为进气道内通道入口(2)截面与喉道(3)截面的面积之比；内收缩比Art的确定按照起动能力因子S的方法进行操作；起动能力因子S的定义为：S＝(Art‑ARt,等熵极限)/(ARt,Kantrowitz极限‑ARt,等熵极限)其中式中M₀为飞行马赫数，γ＝1.4；S取值区间为0.75～0.85；(2)、选择进气道内收缩段(4)的唇罩(5)配波形式，包括双激波压缩或单激波压缩；若飞行器对进气道唇罩(5)高度和阻力有约束，则唇罩配波采用单激波压缩形式，若飞行器对进气道唇罩(5)高度和阻力没有约束，则唇罩配波采用双激波压缩形式；(3)、设计进气道内收缩段(4)的唇罩激波系；若采用单激波压缩方式，由于进气道的唇罩前缘(19)高度位置通过在步骤(2)中对进气道唇罩高度的约束已经确定，为此唇罩的内型线(20)即为过唇罩前缘的水平线；若双激波压缩方式，则需对两级压缩角度、长度进行专门设计；(4)、对位于进气道主压缩面一侧的肩部型线(22)进行倒圆设计，使第一道唇罩激波(10)入射在肩部倒圆区(23)，利用肩部膨胀扇(24)来削弱其反射激波(25)的强度，使第一道唇罩激波(10)的气流偏转角度达到12°而不导致显著的边界层(9)分离；(5)、采取流动控制措施对唇罩激波(8、10)及边界层(9)干扰进行控制，控制措施的选择原则如下：若进气道唇罩配波采用双激波压缩方式，选择采用二元鼓包控制方法或大后掠斜坡式涡流发生器阵列控制方法；若进气道唇罩配波采用单激波压缩方式，使用多区独立放气控制措施，并且，将放气比例控制在3％以内；(6)、选择唇罩侧板(26)的形式；侧板形式分为后掠侧板(27)、垂直侧板(28)、前掠侧板(29)三种；选取原则为：如无特殊要求，选择后掠侧板(27)或垂直侧板(28)形式；出于结构需要或减小低马赫数溢流的需要，采用前掠侧板(29)形式；(7)、确定侧板前缘的倾角；后掠侧板(27)的前缘倾角略小于进气道第一道唇罩压缩激波(10)的倾角；垂直侧板(28)的前缘倾角取90°；前掠侧板(29)的前缘倾角略大于进气道最后一道外部压缩激波(30)的倾角。