[发明专利]飞行器前体与内乘波式高超声速进气道一体化设计方法

摘要

飞行器前体与内乘波式高超声速进气道一体化设计方法，涉及飞行器。以轴对称内收缩基本流场为基础。轴对称内收缩基本流场仅包括轴对称内收缩回转壁面，该内收缩回转壁面由该内收缩基本流场由两段压缩角不同的压缩型线连接组成，在指定隔离段出口形状后在进气道每一周向平面进行不同径向位置的基本流场流线追踪，从而保证该内收缩基本流场同时满足飞行器前体与高超声速进气道的设计，获得带前体内乘波式高超声速进气道一体化装置。克服了传统进气道因前体作用导致进气道溢流严重的缺点，实现进气道全流量捕获来流，增大发动机推力的同时减小溢流阻力；增大进气道的工作范围，提高进气道的低马赫数性能。

主权项

飞行器前体与内乘波式高超声速进气道一体化设计方法，其特征在于包括以下步骤：1)构造轴对称内收缩基本流场，轴对称内收缩基本流场为360°回转体，回转中心为轴对称内收缩基本流场回转中心线，轴对称内收缩基本流场包括轴对称内收缩基本流场飞行器前体部分、轴对称内收缩基本流场内乘波式进气道部分，两部分由压缩角互不相同的两条压缩型线构成；2)运用CFD技术求解轴对称内收缩基本流场，得到轴对称内收缩基本流场飞行器前体部分入射激波、轴对称内收缩基本流场内乘波式进气道部分入射激波、轴对称内收缩基本流场反射激波；3)给定飞行器前体与内乘波式高超声速进气道一体化装置出口型线，将飞行器前体与内乘波式高超声速进气道一体化装置出口型线离散成点并在轴对称内收缩基本流场轴向切面内进行反向流线追踪；4)提取流线与反射激波的交点，及其与入射激波的交点之间的部分，作为飞行器前体与内乘波式高超声速进气道一体化装置的压缩型线，将截断后的流线分别布置于轴对称内收缩基本流场轴向切面内得到内乘波式高超声速进气道进口型线、飞行器前体前缘捕获型线和进气道肩部型线；5)几何造型完成飞行器前体与内乘波式高超声速进气道一体化装置设计，内乘波式高超声速进气道进口型线与飞行器前体前缘捕获型线之间的压缩型面即为飞行器前体，飞行器前体前缘捕获型线与进气道肩部型线之间的压缩型面即为内乘波式高超声速进气道，将进气道肩部型线向后等值拉伸获得进气道隔离段，即完成飞行器前体与内乘波式高超声速进气道一体化设计。