[发明专利]高超声速飞行器前体/进气道一体化设计的马赫面切割方法

权利要求书

1.高超声速飞行器前体/进气道一体化设计的马赫面切割方法，其特征在于：

步骤一、由燃烧室需求设计进气道截面的宽高比，对采用楔形前体作为外压缩部分的二维进气道，燃烧室采用矩形截面燃烧室；

步骤二、由进气道压缩系统的设计参数，确定进气道的来流参数，并按照等强度组织波系方法确定各级压缩面马赫数、激波角、气流转折角；

所述的进气道压缩系统的设计参数包括来流马赫数、进气道入口马赫数；

步骤三、由进气道入口宽度与其上级压缩面马赫数，向上游追踪马赫线，形成最后一级压缩面边缘；再由最后一级压缩面开始，根据其上级压缩面马赫数向上游追踪马赫线，形成倒数第二级压缩面边缘；以此类推，得到各级压缩面边缘；再根据步骤二中所得各级压缩面激波角，获得最终的外压缩/进气道压缩系统。

2.根据权利要求1所述的高超声速飞行器前体/进气道一体化设计的马赫面切割方法，其特征在于：步骤二的具体内容为：

首先，根据飞行马赫数及发动机设计马赫数，确定波系数量；

然后，按等强度组织波系方法，确定各级压缩面马赫数、激波角、气流转折角参数，使各道斜激波波前马赫数的法向分量相等，即：

Ma₁sinβ₁＝Ma₂sinβ₂＝…＝Ma_n-2sinβ_n-2(1)

激波前后马赫数关系式为：

Mai+12=Mai2+2γ-12γγ-1Mai2sin2βi-1+Mai2cos2βiγ-12Mai2sin2βi+1---(2)]]>

激波角β与气流折角δ的关系式为：

tanδ=Mai2sin2βi-1[Mai2(γ+12-sin2βi)+1]tanβi---(3)]]>

在以上各式中，Ma_i、Ma_i+1分别为第i级压缩面的波前、波后马赫数，β_i为第i级压缩面的激波角，γ为气体比热比，δ为气流折角，i＝1,2,…,n，n为压缩面级数；

在进气道压缩系统的设计参数给定的条件下，联立以上式(1)～(3)，求解各道激波波前、波后马赫数，以及各级压缩面马赫数、激波角、气流折角。

3.根据权利要求1所述的高超声速飞行器前体/进气道一体化设计的马赫面切割方法，其特征在于：步骤三中所述的马赫线是指，若上级压缩面马赫数为Ma₂，则由进气道入口边缘点开始，作马赫角μ＝arcsin(1/Ma₂)的马赫线。