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原文传递一种乘波体和进气道一体化构型的设计方法

专利名称：	一种乘波体和进气道一体化构型的设计方法
摘要：	一种乘波体和进气道一体化构型的设计方法，属于吸气式高超声速飞行器空气动力学外形和发动机流道设计领域，解决了长期困扰高超声速飞行器的乘波机体和进气道的耦合设计难题。包括：1、确定轴对称基准流场；2定义唇口激波型线和乘波体前缘型线，3、形成密切面，4、几何匹配，5、确定追踪流线，6、确定乘波机体压缩型线，7、重复步骤3至步骤6，确定乘波机体压缩面，8、确定其余构型。本发明可在显著提升飞行器升阻比的同时，保持良好的进气特性，有利于吸气式高超声速飞行器克服推阻屏障。所得乘波机体和进气道一体化构型乘波压缩面外凸，整个机体型面更加饱满，具有良好的容积特性，增强了飞行器的工程可实现性。
专利类型：	发明
国家地区组织代码：	四川;51
申请人：	中国人民解放军63820部队吸气式高超声速技术研究中心
发明人：	贺旭照;乐嘉陵;倪鸿礼;刘伟雄;贺元元;吴颖川;秦思;周正
专利状态：	有效
申请日期：	2016-05-24T00:00:00+0800
发布日期：	2019-01-01T00:00:00+0800
申请号：	CN201610349707.2
公开号：	CN105947230A
代理机构：	成都点睛专利代理事务所(普通合伙) 51232
代理人：	葛启函
分类号：	B64F5/00(2006.01)I
申请人地址：	621000 四川省绵阳市涪城区二环路南段6号
主权项：	一种乘波体和进气道一体化构型的设计方法，包括以下步骤：步骤一：设计生成内外流压缩匹配的包含曲外锥和内压通道的轴对称基准流场；所述轴对称基准流场包含轴对称曲面母锥(2)和位于轴对称曲面母锥(2)尾部外侧的轴对称进气道唇罩(3)，二者具有公共的对称轴(1)；步骤二：定义乘波体和进气道一体化构型的进气道唇口激波型线(7)和乘波体前缘型线(8)；所述进气道唇口激波型线(7)和乘波体前缘型线(8)首尾相连，形成一个封闭曲面；其中，所述唇口激波型线(7)为下凸曲线，沿展向光滑连续，且二阶倒数连续；所述乘波前体前缘型线(8)为上凸曲线，沿展向光滑连续；步骤三：由通过所述进气道唇口激波型线(7)上的任一点(6’)和唇口激波型线(7)的曲率中心点(1’)，且垂直于所述进气道唇口激波型线(7)和乘波体前缘型线(8)形成的封闭曲面的平面形成一个密切面(9)；所述唇口激波型线(7)的曲率中心点(1’)同所述对称轴(1)相对应，所述进气道唇口激波型线(7)上的任一点(6’)与所述进气道唇罩(3)的前缘点(6)相对应；步骤四：通过几何等比缩放，将步骤一中所述对称轴(1)与步骤三中所述密切面(9)内的曲率中心点(1’)相匹配，同时将步骤一中所述进气道唇罩(3)的前缘点(6)与步骤三中所述进气道唇口激波型线(7)上的任一点(6’)相匹配；步骤五；以通过密切面(9)与乘波体前缘型线(8)的交点(10)，且平行于所述对称轴(1)的直线与所述初始直激波(4)的交点(13)为起始点，自起始点开始，在所述基准流场内，沿平行于轴对称曲面母锥(2)的方向向后追踪一条从头至尾的流线(14’)，所述流线(14’)止于轴对称基准流场内通道出口；步骤六：定义所述进气道唇口激波型线(7)的中点与所述乘波体前缘型线(8)的中点的连线(12)与密切面(9)之间的夹角为密切面(9)的偏置角α(17)；根据所述偏置角α(17)及所述曲率中心点(1’)的位置信息，按照步骤四中所述匹配关系，将步骤五中所述流线(14’)变换到三维坐标系内，获得一条乘波体和进气道的一体化构型的乘波机体压缩型线(14)；步骤七：沿着所述唇口激波型线(7)逐点重复步骤三至步骤六，获得乘波体和进气道一体化构型的乘波机体压缩面(18)；步骤八：将步骤一中所述轴对称进气道唇罩(3)内平行于所述对称轴(1)的进气道唇线逐一变换到三维坐标系内，获得乘波体和进气道一体化构型的进气道唇罩面(19)；其中进气道唇罩面(19)平行于对称轴(1)的两侧采用侧壁版(20)与所述乘波机体压缩面(18)相连；所述侧壁版(20)采用同一密切面内的乘波机体压缩型线(14)和唇罩型线(15)生成；另外，所获得的乘波体和进气道一体化构型的乘波体上表面(8’)由步骤二中所述乘波体前缘型线(8)沿对称轴(1)平移所决定，其前端与乘波机体压缩面(18)相交，后端决定于止于轴对称基准流场内通道出口。
所属类别：	发明专利