[发明专利]基于密切锥导乘波理论的鼓包进气道设计方法

摘要

基于密切锥导乘波理论的鼓包进气道设计方法，涉及超音速飞行器。先指定空气动力学特征再反推出满足该特征的设计方案。指定某复杂形状的三维激波曲面，获取其横向曲率中心变化规律；由此反推出满足乘波设计所需的一系列基本流场；在每一周向位置的基本流场中进行不同曲率中心，不同径向位置的流线追踪；最终获得能够产生该指定复杂三维激波曲面的鼓包进气道鼓包压缩型面，在此基础上，设计进气道唇口，完成基于密切锥导乘波理论的鼓包进气道的设计。为超音速飞行器鼓包进气道的设计引入新的变量，使鼓包的形状得以控制，从而设计出能够满足不同飞行状态的鼓包进气道。

主权项

基于密切锥导乘波理论的鼓包进气道设计方法，其特征在于包括以下步骤：1）根据设计要求指定三维激波曲面，得到连续的三维激波曲线段，并获取三维波系曲线段的曲率中心；2)以离散激波曲线与曲率中心的关系反推出一系列基本流场，所述基本流场为一系列变曲率半径的圆锥流场；3)给定鼓包进气道鼓包前缘压缩型线（通常由超音速飞行器外形确定）在设计截面上的投影，在三维波系密切轴所在垂直于纸面方向的平面内进行流线追踪，将所得流线在横向位置上构成流面得到鼓包进气道鼓包压缩型面；4)在已得到鼓包压缩型面的基础上设计进气道唇口，完成鼓包进气道的设计。