[发明专利]圆锥构型高超声速飞行器前体与进气道一体化设计方法

权利要求书

1.圆锥构型高超声速飞行器前体与进气道一体化设计方法，其特征在于包括以下步骤：

1)计算圆锥构型的基本流场；

2)设计内收缩基本流场；

3)给定设计条件并确定进气道实际捕获面积；

4)确定进口形状；

5)进行流线追踪，即完成圆锥构型高超声速飞行器前体与进气道一体化设计。

2.如权利要求1所述圆锥构型高超声速飞行器前体与进气道一体化设计方法，其特征在于在步骤1)中，所述基本流场包括生成入射激波的圆锥构型前体、飞行攻角、入射激波、波后压缩气流，其中入射激波由高超声速来流撞击具有一定飞行攻角的圆锥构型前体生成，入射激波的形状由圆锥构型前体的圆锥压缩面确定，高超声速来流经过入射激波后被压缩为波后压缩气流。

3.如权利要求1所述圆锥构型高超声速飞行器前体与进气道一体化设计方法，其特征在于在步骤2)中，所述内收缩基本流场包括进气道入射激波、三维内收缩进气道唇口、反射激波。

4.如权利要求1所述圆锥构型高超声速飞行器前体与进气道一体化设计方法，其特征在于在步骤2)中，所述设计内收缩基本流场的具体方法为：首先自定义进气道唇口截面所在位置为圆锥构型前体的末端，即可确定三维内收缩进气道唇口的位置；其次圆锥构型流场产生的入射激波在三维内收缩进气道唇口位置产生反射激波，而反射激波与自定义三维内收缩进气道进口入射激波同样相交于三维内收缩进气道唇口，即可由自定义三维内收缩进气道进口入射激波的形状确定其入射点即上唇罩点和设计截面的位置；最后由已知的进气道入射激波和反射激波及其相对位置，便得到内收缩的基本流场。

5.如权利要求1所述圆锥构型高超声速飞行器前体与进气道一体化设计方法，其特征在于在步骤3)中，所述设计条件包括但不限于飞行高度H、飞行马赫数Ma_in、飞行攻角α、捕获流量流量捕获系数Φ。

6.如权利要求1所述圆锥构型高超声速飞行器前体与进气道一体化设计方法，其特征在于在步骤3)中，所述确定进气道实际捕获面积的具体方法为：通过流量捕获公式确定进气道理论捕获面积A_cap，通过设计条件中的流量捕获系数Φ可获得进气道实际捕获面积其中ρυ由高超声速来流确定。

7.如权利要求1所述圆锥构型高超声速飞行器前体与进气道一体化设计方法，其特征在于在步骤4)中，所述确定进口形状的具体方法为：在设计截面的轴向投影图上，首先计算连结圆锥顶点和三维内收缩进气道唇口确定的直线、连结圆锥顶点与上唇罩点确定的直线和设计截面投影圆所共同围成扇形面积A₁，其次计算连结圆锥顶点和三维内收缩进气道唇口确定的直线、设计截面投影圆和第二自定义进气道进口前缘型线所围成的面积A₂，如果不等，可以通过调节第二自定义进气道进口前缘型线的形状改变面积A₂，从而使其相等。

8.如权利要求1所述圆锥构型高超声速飞行器前体与进气道一体化设计方法，其特征在于在步骤5)中，所述进行流线追踪的具体方法为：将所得进口形状离散成一系列点集，分别在内收缩基本流场内进行流线追踪，并截取入射激波与反射激波之间的流线作为三维内收缩进气道的压缩型线，即得到三维内收缩进气道，三维内收缩进气道与圆锥构型高超声速飞行器前体的交线便为第一自定义进气道进口前缘型线。