[发明专利]亚音速出流高外压内乘波式进气道及其设计方法

说明书

技术领域

本发明涉及的是一种亚音速出流高外压内乘波进气道及其设计方法，属于高超声速进气道技术领域。

背景技术

高超声速飞行器是发展涉及国家安全与和平利用空间，是目前国际竞相争夺空间技术的焦点之一。进气道是高超声速飞行器中的主要部件，它的设计目标是以较小的流动损失为下游的推进系统部件提供尽可能多的高能气流。从技术角度分析，高超声速进气道的设计要求主要有以下几点：①设计状态流量捕获能力强，为推进系统提供尽可能多的流量；②在压缩气流至所需压比的同时，应做到效率（出口总压）高和出口气流畸变小；③设计方案应在结构上对飞行器总体性能有利：长度尽量短、几何形状固定都有利于减轻重量、提高性能；④外流阻力小，这就要求进气道溢流小，且进气道迎风面积与捕获面积之比尽量小；⑤应有尽量宽的工作马赫数范围，因而进气道要能在低M数时自动溢流；⑥应易于实现与飞行器机体一体化设计，因此要求进气道可以在机腹多个并列模块化安装。

目前已经提出的高超声速进气道形式主要包括：二元式进气道、轴对称式进气道、侧压式进气道等。国内外众多学者对它们的设计方法、流动特征、工作特性、工程设计研究等问题开展了广泛而深入的研究。此外，近两年来，研究人员还提出了一些新型先进高超声速进气道设计思路和方案。如：美国约翰霍普金斯大学Billig F.S等提出的流线追踪Busemann进气道，采用流线追踪技术，对Busemann等熵进气道加以改进；美国Astrox公司的Ajay P. K.等提出的“Funnel”型进气道概念，仿照使用锥型流来生成乘波体的思路，使用向内拐折的轴对称流型来生成进气道内表面构形；英国牛津大学提出的模块化收缩式进气道以及美国空军实验室研制的一种Jaw进气道。在美国下一代高超声速推进系统研究计划中， Hycause和FALCON飞行器也都拟采用此类被称为三维内收缩的进气道形式。在国内，南京航空航天大学的黄国平、梁德旺、尤延铖等人率先提出了一类命名为内乘波的三维内收缩进气道，该类进气道以直接流线追踪为主要技术特点，可以在设计状态下以不规则的三维几何外形全流量捕获自由来流，具有较好的性能特点。此外，南京航空航天大学的张堃元，孙波等人在截短Busemann进气道方面也开展了一些相关研究。

纵观以上各类进气道方案，虽然它们都具有一些独特的设计优势和特点，但仍存在一些设计缺陷和性能不足。以典型的截短Busemann进气道为例，由于不具有内乘波的特点，即使在设计状态下，此类进气道的流量捕获系数通常也就在90%左右。而在高超声速推进系统中，10%的流量损失就对应了10%以上的推力损失。以直接流线追踪为技术特点的内乘波式进气道虽然被证明可以100%的捕获自由来流，但是，它复杂的三维外形却限制了它在总体布局中的应用。而所有三维内收缩式进气道其高的流量捕获能力也给其带来了一个棘手的问题，起动能力弱。且目前研究的三维内收缩式进气道大部分都是超音速出流，需匹配超燃燃烧室，而超燃燃烧室的设计难度较大。 

发明内容

本发明的目的旨在克服现有技术所存在的上述缺陷，提出一种出口为亚音速，且起动能力强的亚音速出流高外压内乘波式进气道及其设计方法。

本发明的技术解决方案：亚音速出流高外压内乘波式进气道，其结构是包括进气道收缩段和扩张段，所述的进气道收缩段特征为三维向内收缩，其进出口形状可以定制，能够同时满足各自的特定（如矩形、圆形或曲面进出口）形状要求，且进气道收缩段内激波形状为规则的圆弧状，所述的进气道扩张段内为一道正激波或斜激波串。

亚音速出流高外压内乘波式进气道的设计方法，其特征是

1）其特征是以轴对称内收缩基本流场为基础，该轴对称内收缩基本流场包括ICFA段和偏置后的压缩段；根据进气道收缩段进出口形状，在不同的周向位置上进行不同径向位置的流线追踪叠加组合获得符合进出口形状要求的流面；

2）根据进气道扩张段进出口形状，并按一定（如类“S”型）的面积变化规律确定扩张段型面，即可获得亚音出流、高外压能力的符合进出口形状要求的内乘波式进气道，其中轴对称流场为具有高外压缩能力的改进ICFC流场。