一种内压缩段无流动分离的超音速混压进气道及其设计方法与流程

本申请涉及航空航天，尤其涉及一种内压缩段无流动分离的超音速混压进气道及其设计方法。

背景技术：

1、超音速导弹主要采用冲压发动机作为动力，冲压发动机是一种依靠高速迎面空气的减速增压作用进行工作的空气喷气发动机，而空气压力的提高是靠进气道对高速气流的减速增压获得的，故进气道性能对冲压发动机以及整个导弹性能具有重要影响。因此，超音速进气道设计得好与坏，直接关系到能否供给冲压发动机足够的空气，进而影响冲压发动机的燃烧室的燃烧效率及冲压发动机总体性能。以高性能的冲压发动机为动力装置的现代战术导弹，一般多采用二元进气道，在外压、内压和混压3种基本压缩方式中，混压进气道能够同时缓解单纯外压进气道外阻较大和单纯内压进气道起动较难两大缺点，可获得较好的综合性能。

2、混压进气道的多波系设计一般按着等强度激波设计波系，然而按着等强度激波设计的混压进气道内压缩段容易出现流动分离。其形成机理是进气道唇口入射斜激波对中心体壁面边界层干扰，引起边界层内部的局部逆压强梯度远远超过了其分离极限，导致边界层在进气道有限宽度通道内出现了明显的分离，从而使得气流形成压缩-膨胀-再压缩的流动过程，流动损失较大，对进气道性能产生明显的负面影响，严重时甚至会破坏整个进气道的流场，造成高马赫数下进气道的不起动。

3、目前，消除附面层分离的方法有在压缩段开孔进行附面层抽吸和对进气道唇口采用变几何方案进行改进，如对唇口进行转动和伸缩等方案设计。但是上述主动式设计方案会使二元混压进气道结构复杂化，同时会增加飞行器重量，还会引起连接、密封、冷却、控制相关问题，降低了进气道的可靠性。

4、因此，如何通过简单易实现的结构方案来消除混压进气道内压缩段流动分离，是本领域技术人员目前急需解决的技术问题。

技术实现思路

1、本申请提供了一种内压缩段无流动分离的超音速混压进气道及其设计方法，以通过简单易实现的结构方案来消除混压进气道内压缩段流动分离，提高总压恢复系数，提高进气道工作性能。

2、为解决上述技术问题，本申请提供如下技术方案：

3、一种内压缩段无流动分离的超音速混压进气道，包括：来流气流依次经过的外压缩段第一楔面、外压缩段第二楔面、内压缩段第一楔面、内压缩段第二楔面、喉道等直段和亚声速扩压段；其中，来流气流经过外压缩段第一楔面角形成第一道斜激波，经过外压缩段第二楔面角形成第二道斜激波，经过内压缩段第一楔面角形成第三道斜激波，经过内压缩段第二楔面角形成第四道斜激波，在喉道等直段的入口处形成一道正激波；第三道斜激波与第四道斜激波的交汇点位于进气道中心体内部；内压缩段第一楔面角为5°～8°，并且内压缩段第二楔面为水平楔面。

4、如上所述的内压缩段无流动分离的超音速混压进气道，其中，优选的是，内压缩段第一楔面角为7°。

5、如上所述的内压缩段无流动分离的超音速混压进气道，其中，优选的是，内压缩段第二楔面角为15.83°。

6、如上所述的内压缩段无流动分离的超音速混压进气道，其中，优选的是，外压缩段第一楔面角为10.4°，外压缩段第二楔面角为12.43°，喉道收缩比为0.9353。

7、一种内压缩段无流动分离的超音速混压进气道的设计方法，包括如下步骤：步骤s310、为超音速混压进气道的已知设计参数赋值；步骤s320、依据被赋值的已知设计参数，根据oswat i tsch等强度激波理论，设计超音速混压进气道的压缩波系，根据被赋值的已知设计参数和压缩波系设计超音速混压进气道的喉道，并且以总的总压恢复系数最大为目标进行迭代，寻找总的总压恢复系数最大的超音速混压进气道作为原型方案；步骤s330、保留超音速混压进气道原型方案中的外压缩段第一楔面角和外压缩段第二楔面角；步骤s340、在内压缩段唇口处设置内压缩段第一楔面角为预设角度的内压缩段第一压缩面；步骤s350、取水平楔面作为内压缩段第二楔面，内压缩段第二楔面对应气流折转角是内压缩段第二楔面角；步骤s360、设置内压缩段第一道斜激波和内压缩段第二道斜激波的交汇点位于进气道中心体内部。

8、如上所述的内压缩段无流动分离的超音速混压进气道的设计方法，其中，优选的是，还包括如下步骤：步骤s370、内压缩段中心体型面用两段斜平面连接，以保持内压缩段的面积是逐渐收缩的；步骤s380、喉道等直段长度取4～8倍的喉道高度；步骤s390、亚声速扩压段选择等压力梯度扩压型面。

9、如上所述的内压缩段无流动分离的超音速混压进气道的设计方法，其中，优选的是，步骤s320包括如下子步骤：根据已知的设计马赫，初步选取一个与设计马赫对应的第一道斜激波的激波角；由设计马赫、第一道斜激波的激波角和比热比，得到第一道斜激波的总压恢复系数以及第一道斜激波的波后马赫；将前一道斜激波的波后马赫作为后一道斜激波的波前马赫，依据oswat i tsch等强度激波理论，计算得到后一道斜激波的激波角；依据每道斜激波的波前马赫和每道斜激波的激波角，计算得到每道斜激波对应的各级楔面角；在得到各级楔面角后，完成了超音速混压进气道的压缩波系的设计。

10、如上所述的内压缩段无流动分离的超音速混压进气道的设计方法，其中，优选的是，步骤s320还包括如下子步骤：以超音速混压进气道的压缩波系的外压缩段最后一道斜激波的波后马赫作为内压缩段第一道斜激波的进口马赫，按kantrowi tz极限内收缩比计算喉道收缩比；依据喉道收缩比、内压缩段第一道斜激波的进口马赫在喉道的气动流量函数、喉道放大系数，计算在喉道的气动流量函数；依据喉道马赫与在喉道的气动流量函数的关系，计算得到喉道马赫；依据喉道马赫，计算喉道正激波的总压恢复系数；依据第一道斜激波的总压恢复系数、总波系数、喉道正激波的总压恢复系数，得到总的总压恢复系数；不断迭代第一激波角，直到总的总压恢复系数达到最大，则迭代停止，得到最佳状态下的各级楔面角以及喉道收缩比，从而得到超音速混压进气道作为原型方案。

11、如上所述的内压缩段无流动分离的超音速混压进气道的设计方法，其中，优选的是，原型方案中进气道的总波系数为4、外压缩段斜激波数为2、内压缩段斜激波数为1、结尾正激波数为1。

12、如上所述的内压缩段无流动分离的超音速混压进气道的设计方法，其中，优选的是，步骤s340至步骤s360设计的内压缩段形成的内压缩段斜激波数为2。

13、相对上述背景技术，本申请中的内压缩段无流动分离的超音速混压进气道能够消除内压缩段流动分离，提高总压恢复系数，并且该进气道构型结构简单，易于实现；本申请中的内压缩段无流动分离的超音速混压进气道的内压缩段既可以实现内压缩，又兼顾气流转弯变成水平方向流动；另外，本申请的方法用于确定进气道几何构型的方法，可以推广到任意混压进气道几何构型的确定，参数确定方法简单，易扩展。

技术特征：

1.一种内压缩段无流动分离的超音速混压进气道，其特征在于，包括：来流气流依次经过的外压缩段第一楔面、外压缩段第二楔面、内压缩段第一楔面、内压缩段第二楔面、喉道等直段和亚声速扩压段；

2.根据权利要求1所述的内压缩段无流动分离的超音速混压进气道，其特征在于，内压缩段第一楔面角为7°。

3.根据权利要求2所述的内压缩段无流动分离的超音速混压进气道，其特征在于，内压缩段第二楔面角为15.83°。

4.根据权利要求1至3任一项所述的内压缩段无流动分离的超音速混压进气道，其特征在于，外压缩段第一楔面角为10.4°，外压缩段第二楔面角为12.43°，喉道收缩比为0.9353。

5.一种内压缩段无流动分离的超音速混压进气道的设计方法，其特征在于，包括如下步骤：

6.根据权利要求5所述的内压缩段无流动分离的超音速混压进气道的设计方法，其特征在于，还包括如下步骤：

7.根据权利要求6或7所述的内压缩段无流动分离的超音速混压进气道的设计方法，其特征在于，步骤s320包括如下子步骤：

8.根据权利要求7所述的内压缩段无流动分离的超音速混压进气道的设计方法，其特征在于，步骤s320还包括如下子步骤：

9.根据权利要求5或6所述的内压缩段无流动分离的超音速混压进气道的设计方法，其特征在于，原型方案中进气道的总波系数为4、外压缩段斜激波数为2、内压缩段斜激波数为1、结尾正激波数为1。

10.根据权利要求5或6所述的内压缩段无流动分离的超音速混压进气道的设计方法，其特征在于，步骤s340至步骤s360设计的内压缩段形成的内压缩段斜激波数为2。

技术总结本申请涉及航空航天技术领域，尤其涉及一种内压缩段无流动分离的超音速混压进气道，包括：外压缩段第一楔面、外压缩段第二楔面、内压缩段第一楔面、内压缩段第二楔面、喉道等直段和亚声速扩压段；来流气流经过外压缩段第一楔面角形成第一道斜激波，经过外压缩段第二楔面角形成第二道斜激波，经过内压缩段第一楔面角形成第三道斜激波，经过内压缩段第二楔面角形成第四道斜激波，在喉道等直段的入口处形成一道正激波；第三道斜激波与第四道斜激波的交汇点位于进气道中心体内部；内压缩段第一楔面角为5°～8°，内压缩段第二楔面为水平楔面。本申请通过简单易实现的结构方案来消除混压进气道内压缩段流动分离，提高总压恢复系数，提高进气道性能。技术研发人员：王一帆,赖谋荣,周华,姜立东,金蔚,仲伟,李家齐,刘永康,郑才浪受保护的技术使用者：北京中科宇航技术有限公司技术研发日：技术公布日：2024/7/9