[发明专利]一种混压式轴对称超声速进气道设计优化方法

说明书

本发明提供了一种混压式轴对称超声速进气道设计优化方法，所述方法考虑了飞行器的尺寸约束和反映真实气流流动特性的变比热容比参数，先初步确定出圆锥半顶角，再根据该圆锥半顶角获取进气道压缩起始点至唇口前缘点的距离在X轴的投影长度，从而得到锥形型面、等熵型面和类等熵型面，在进气道压缩起始点至唇口前缘点的距离在X轴的投影长度和总压恢复系数均满足预设要求的情况下，生成满足亚燃冲压发动机或超燃冲压发动机使用需求的超声速进气道压缩型面，不仅在理论设计时就可以获得较精确的进气道压缩型面，还可以根据飞行器不同的尺寸约束需求对进气道压缩型面进行快速优化，减少了迭代次数和设计周期。

技术领域

本发明涉及飞行器进气道设计技术领域，尤其涉及一种混压式轴对称超声速进气道设计优化方法。

背景技术

混压式轴对称超声速进气道是采用吸气式动力系统的超声速/高超声速飞行器常用的进气道，适合飞行马赫数大于3.0以上的飞行器，压缩型面可以由一种或多种压缩型面组合形成。

进气道的压缩型面设计是吸气式超声速/高超声速飞行器备受关注的问题，对于以超声速/高超声速飞行的飞行器来说进气道的压缩型面决定了飞行器整个动力系统推力的大小。从最大化工程应用角度考虑，现有的混压式轴对称超声速进气道的第一道压缩波的型面采用圆锥型面，第二道压缩波的型面采用等熵型面。这种型面组合形式，解决了第一道压缩波为等熵压缩波导致的气动热严重的问题和压缩起始点结构强度问题，且提高了进气道的压缩效率。但是，这种型面设计方法并未考虑飞行器尺寸约束，导致进气道设计时迭代次数多，设计周期长。

发明内容

本发明提供了一种混压式轴对称超声速进气道设计优化方法，能够解决现有进气道设计方法在设计过程中迭代次数多和设计周期长的技术问题。

本发明提供了一种混压式轴对称超声速进气道设计优化方法，所述方法包括：

基于进气道设计点马赫数和气动热条件初步确定出圆锥半顶角θ₁；

基于圆锥半顶角θ₁、定比热容比γ₁、最大参考速度V_max、圆锥激波的径向速度分量V_r和激波角变量θ获取圆锥激波角θ_s；

基于圆锥激波角θ_s和外罩唇口高度R_in获取进气道压缩起始点至唇口前缘点的距离在X轴的投影长度L₁；

基于圆锥半顶角θ₁和等熵压缩波偏转角δ获取气流偏转角θ₂；

基于圆锥半顶角θ₁、进气道压缩起始点至唇口前缘点的距离在X轴的投影长度L₁、气流偏转角θ₂、喉道入口高度H_th和进气入口高度H_cp获取锥形型面在X轴的投影长度L₂、等熵型面在X轴的投影长度L₃和类等熵型面在X轴的投影长度L₄；

基于圆锥激波角θ_s和锥形型面在X轴的投影长度L₂获取锥形型面；

基于第一变比热容比γ₂、起始等熵压缩波前的马赫数M₁、等熵压缩波法向速度分量V_η、最大参考速度V_max、等熵型面上任意等熵压缩波与Y轴正向的夹角η和等熵压缩波起始点至等熵压缩波的汇集点的距离在Y轴的投影长度y₁获取构成等熵线的坐标点(x_w，y_w)；

基于等熵型面在X轴的投影长度L₃和构成等熵线的坐标点(x_w，y_w)获取等熵型面；