一种高压比长前体高超声速进气道及其设计方法

本发明涉及飞行器进气道领域，具体涉及一种高压比长前体高超声速进气道及其设计方法。

背景技术：

1、高超声速飞行器具有飞行速度快、飞行高度高、飞行航程远、突防效果好等诸多优势，在军事领域有着广阔的应用潜力。

2、关于前体/进气道一体化串联布置方式，前体对气流的压缩作用占比较低，气流压缩主要在进气道内部完成，此种一体化设计方案能充分发挥前体、进气道的设计优势，提高进气道的总体性能，如总压恢复能力、压缩能力、流量捕获能力。与此同时，需要考虑到前体/进气道入口流场相互干扰影响，发展出较厚的边界层，进气道口吸入低能流会使进气道性能变差，甚至出现进气道不起动的情况。因此，如何在保证进气道阻力的同时抑制前体累积产生的边界层，从而使进气道具有较强的自起动性能是一个关键的技术难题。

3、对于传统激波/等熵压缩波汇聚唇口的波系配置方法而言，进气道如何兼具较高的总压恢复系数和较低的进气道阻力是设计难题，此外，传统配波方法也无法解决大攻角条件下进气道出现超额定状态的问题。

技术实现思路

1、发明目的：本发明的目的是提供一种兼具较高总压恢复系数及较低进气道阻力的高压比长前体高超声速进气道及其设计方法。

2、技术方案：一种高压比长前体高超声速进气道设计方法，包括以下步骤：

3、s1根据进气道捕获流量、压缩量的需求，确定进气道三级压缩面类型，第一级压缩面为平面激波压缩，第二级压缩面为锥形激波压缩，第三级压缩面为等熵压缩，给定对应的虚拟流场第二级半锥角、第三级压缩角；

4、s2给定设计马赫数、飞行攻角，求解平面斜激波公式，得到第一级平面激波波后气流马赫数、激波角、密度；

5、s3根据第一级平面激波波后气流马赫数、激波角、密度，利用流量公式计算进气道捕获面积，利用进气道捕获面积计算得到进气道捕获高度；第一级平面激波在设计状态下未射入唇罩唇口，给定落后角，所述落后角为第一级平面激波与第一级压缩面起点和唇罩唇口所连直线的夹角，根据第一级平面激波的激波角、进气道捕获高度、落后角、第一级压缩面起点坐标，计算得到唇口坐标；

6、s4根据第一级平面激波波后气流马赫数、虚拟流场第二级半锥角，求解锥形激波公式，得到第二级锥形激波波后气流马赫数、激波角，虚拟锥面第二级锥形激波、虚拟压缩面第三级激波在设计状态下均贴近唇罩唇口，确定虚拟锥面的轴线位置，虚拟锥面位于第一级压缩面下方，给定虚拟流场第二级锥面轴线距第一级压缩面的高度，计算得到虚拟流场第二级锥面起始点；

7、s5将虚拟流场第三级压缩面的压缩角等分为若干个，等熵压缩波对应等分成若干道；

8、s6基于特征线法，计算出虚拟流场第二级、第三级压缩面型线，确定虚拟流场第三级压缩面起点，等分后的若干道等熵压缩波与虚拟流场第三级压缩面的交点坐标；

9、s7保持虚拟流场第三级压缩面起始点不变，给定压缩波放大因子，将步骤s6中交点坐标按压缩波放大因子系数等比例放大，将等比例放大后的坐标点顺次连接，得到虚拟流场第三级压缩面型线；

10、s8将上述步骤确定的锥形激波虚拟流场作为设计进气道压缩面的虚拟锥形激波面，求解第一级平面压缩面和虚拟锥形激波面的交线，在第一级平面压缩面和虚拟锥形激波面上选取若干离散点，采用流线追踪的方法在锥形激波虚拟流场内连续追踪上述离散点流线，将流线组成流面，得到鼓包型的进气道第二、三级压缩面；

11、s9基于唇口坐标设计唇罩，唇罩采用后掠设计，完成进气道设计。

12、具体的，所述唇罩上开设有若干条放气缝；进一步的，所述若干条放气缝大小相同，设置于喉道附近的唇罩内表面激波反射点处。

13、具体的，所述落后角范围为1～2°。

14、具体的，所述压缩波放大因子范围为1.3～1.4。

15、具体的，所述步骤s9包括：将虚拟流场第二级锥面起始点投影到进气道入口面，以该投影点为圆心，作圆与唇罩前缘型线相切于唇罩前缘中心点，前缘型线除中心点外任意点到该投影点的距离均小于该圆半径。

16、具体的，所述唇罩内型面向内压缩，压缩角范围为2～4°。

17、具体的，所述唇罩侧板向内压缩一定角度。

18、本发明还提供一种根据上述进气道设计方法得到的进气道，包括：第一级平面压缩面、自第一级平面压缩面向后延伸的鼓包型压缩面、位于鼓包型压缩面上方的唇罩，所述鼓包型压缩面基于锥形激波虚拟流场设计，所述锥形激波虚拟流场包括虚拟流场第二级锥面、虚拟流场第三级压缩面；所述唇罩采用后掠设计，唇罩内型面向内压缩一定角度，唇罩侧板向内压缩一定角度。

19、有益效果：与现有技术相比，本发明的显著效果是：本发明采用一级激波溢流、二级激波-等熵压缩波异位汇聚的进气道波系配置方法，第一级平面激波存在落后角，避免大攻角状态前体激波入射到唇罩唇口处；构建虚拟锥面并采用特征线法确定第二、三级虚拟锥面型线，第二级锥形激波贴近唇口，第三级等熵压缩波分布式入射唇口内侧，此配波方案使得进气道总压恢复系数增大，进气道性能显著提升；压缩面采用鼓包型设计，相对传统压缩面设计，可以排除边界层低能流，有效防止低能流进入进气道，改善了进气道的自起动性能，同时可以降低进气道气动阻力；唇罩采用后掠设计，并通过侧板向内偏转诱导侧压激波，实现对气流的压缩，相较于传统设计，提高了进气道的压缩能力；唇罩上开设多道放气缝，边界层的低能流从放气缝泄出，有效防止了喉道壅塞甚至进气道不起动的故障出现。

技术特征：

1.一种高压比长前体高超声速进气道设计方法，其特征在于，包括以下步骤：

2.根据权利要求1所述的进气道设计方法，其特征在于：所述唇罩上开设有若干条放气缝。

3.根据权利要求2所述的进气道设计方法，其特征在于：所述放气缝大小相同，设置于喉道附近的唇罩内表面激波反射点处。

4.根据权利要求1所述的进气道设计方法，其特征在于：所述落后角范围为1～2°。

5.根据权利要求1所述的进气道设计方法，其特征在于：所述压缩波放大因子范围为1.3～1.4。

6.根据权利要求1所述的进气道设计方法，其特征在于：所述步骤s9包括：将虚拟流场第二级锥面起始点投影到进气道入口面，以该投影点为圆心，作圆与唇罩前缘型线相切于唇罩前缘中心点，唇罩前缘型线除中心点外任意点到该投影点的距离均小于该圆半径。

7.根据权利要求1所述的进气道设计方法，其特征在于：所述唇罩内型面向内压缩。

8.根据权利要求7所述的进气道设计方法，其特征在于：所述唇罩内型面向内压缩的压缩角范围为2～4°。

9.根据权利要求1所述的进气道设计方法，其特征在于：所述唇罩侧板向内压缩。

10.一种根据权利要求1-9任一项所述的进气道设计方法得到的高压比长前体高超声速进气道，其特征在于，包括：第一级平面压缩面、自第一级平面压缩面向后延伸的鼓包型压缩面、位于鼓包型压缩面上方的唇罩，所述鼓包型压缩面基于锥形激波虚拟流场设计，所述锥形激波虚拟流场包括虚拟流场第二级锥面、虚拟流场第三级压缩面；所述唇罩采用后掠设计，唇罩内型面向内压缩一定角度，唇罩侧板向内压缩一定角度。

技术总结本发明提供一种高压比长前体高超声速进气道及其设计方法，本发明采用一级激波溢流、二级激波‑等熵压缩波异位汇聚的进气道波系配置方法，第一级平面激波存在落后角，避免大攻角状态前体激波入射到唇罩唇口处；构建虚拟锥面并采用特征线法确定第二、三级虚拟锥面型线，第二级锥形激波贴近唇口，第三级等熵压缩波分布式入射唇口内侧，此配波方案使得进气道总压恢复系数增大，进气道性能显著提升；压缩面采用鼓包型设计，可排除边界层低能流，有效防止低能流进入进气道，改善了进气道的自起动性能，同时可以降低进气道气动阻力；唇罩采用后掠设计，并通过侧板向内偏转诱导侧压激波，实现对气流的压缩，相较于传统设计，提高了进气道的压缩能力。技术研发人员：黄河峡,贾明璞,谢景斌,谭慧俊,蔡佳,刘梦莹,满延进,李宏东受保护的技术使用者：南京航空航天大学技术研发日：技术公布日：2024/6/18