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原文传递三维内转四通道高超声速组合进气道的设计方法

专利名称：	三维内转四通道高超声速组合进气道的设计方法
摘要：	三维内转四通道高超声速组合进气道的设计方法。设计工作马赫数范围为Ma＝4～6的冲压通道；设计引射火箭通道分流板和涡轮通道分流板，进入引射火箭通道和涡轮通道的气流经过分流板转动调节，在设计分流板时要结合引射火箭通道、涡轮通道的布局进行设计；设计工作马赫数范围为Ma＝0～2的涡轮通道扩张段；设计工作马赫数范围为Ma＝2～4的引射火箭通道扩张段。三维内转四通道高超声速组合进气道包括三维内转进气道压缩型面、冲压通道扩张隔离段、涡轮通道分流段、涡轮通道类矩形可调扩张段、涡轮通道可调不可调扩张段、引射火箭通道分流段、引射火箭通道类矩形可调扩张段、引射火箭通道不可调扩张段。
专利类型：	发明专利
国家地区组织代码：	福建;35
申请人：	厦门大学
发明人：	尤延铖;胡占仓;朱呈祥;孔凡
专利状态：	有效
申请日期：	2019-01-08T00:00:00+0800
发布日期：	2019-05-10T00:00:00+0800
申请号：	CN201910015906.3
公开号：	CN109733634A
代理机构：	厦门南强之路专利事务所(普通合伙)
代理人：	马应森
分类号：	B64F5/00(2017.01);B;B64;B64F;B64F5
申请人地址：	361005 福建省厦门市思明南路422号
主权项：	1.三维内转四通道高超声速组合进气道的设计方法，其特征在于包括以下步骤： 1)设计工作马赫数范围为Ma＝4～6的冲压通道； 2)设计引射火箭通道分流板和涡轮通道分流板，进入引射火箭通道和涡轮通道的气流经过分流板转动调节，在设计分流板时要结合引射火箭通道、涡轮通道的布局进行设计； 3)设计工作马赫数范围为Ma＝0～2的涡轮通道扩张段； 4)设计工作马赫数范围为Ma＝2～4的引射火箭通道扩张段。 2.如权利要求1所述三维内转四通道高超声速组合进气道的设计方法，其特征在于在步骤1)中，所述设计工作马赫数范围为Ma＝4～6的冲压通道的具体方法为： (1)设计三维内转类矩形压缩型面：冲压通道的设计以ICFD流场为设计基础，将冲压通道的设计马赫数为来流条件，根据所要求的来流马赫数、喉道马赫数以及压缩型面前端初始楔角，在ICFD流场中得到一条内收缩基本流场的壁面型线，根据设计要求选取基本流场流线的有效部分；再运用特征线法求解轴对称内收缩基本流场，得到内乘波式进气道的入射激波和轴对称内收缩基本流场的反射激波，入射激波和基本流场回转中心线的交点设计为进气道的唇口，入射激波和基本流场流线的有效部分的交点设计为进气道前缘点位置，反射激波和基本流场流线的有效部分的交点为内收缩基本流场有效终点；然后根据设计三维内转类矩形压缩型面肩部，在得到的基本流场中运用逆向流线追踪法追踪出的流线通过基本流线有效部分离散成的点集形成进出口截面均为类矩形的三维内转类矩形压缩型面； (2)冲压通道隔离段：将冲压通隔离段设计为扩张型面，根据冲压通道隔离段的扩张比以及冲压通道隔离段椭圆形出口的要求设计冲压通道隔离段，三维内转类矩形压缩型面肩部与冲压通道隔离段椭圆形出口之间采用面积均匀过渡生成型面。 3.如权利要求1所述三维内转四通道高超声速组合进气道的设计方法，其特征在于在步骤2)中，所述设计引射火箭通道分流板和涡轮通道分流板，进入引射火箭通道和涡轮通道的气流经过分流板转动调节，在设计分流板时要结合引射火箭通道、涡轮通道的布局进行设计的具体方法分为： (1)设计引射火箭通道分流板和涡轮通道分流板：引射火箭通道和涡轮通道不共用同一分流板，将引射火箭通道分流板布置在三维内转类矩形压缩型面的上壁面，两个涡轮通道分流板布置在三维内转类矩形压缩型面的左右两侧；引射火箭通道分流板的末端型线所在的竖直截面面积与三维内转进气道压缩型面肩部面积的压缩比控制在1.1以下，结合设计要求选定引射火箭通道分流板末端，根据预设的引射火箭通道分流段的出口的面积，同时保证引射火箭通道分流板的旋转角度不过大，从旋转后的末端向前延伸与三维内转类矩形压缩型面相交，交线即设计为引射火箭通道分流板的旋转轴；涡轮通道分流板的旋转轴与引射火箭通道分流板的旋转轴控制在同一截面，根据预设的涡轮通道分流段的出口面积，以及保证涡轮通道分流板的旋转角度不过大的要求，确定涡轮通道分流板的末端； (2)设计引射火箭通道分流板旋转角度和涡轮通道分流板旋转角度：旋转角度取决于引射火箭通道分流板、涡轮通道分流板末端长度以及引射火箭通道扩张段和涡轮通道扩张段的入口面积要求，为了降低膨胀的影响，控制旋转角度不超过10°，根据步骤(1)中设计的引射火箭通道分流板的旋转轴和涡轮通道分流板的旋转轴，确定引射火箭通道分流板的旋转角度和涡轮通道分流板的旋转角度； (3)设计分流板旋转方式：模态转换过程中引射火箭通道分流板和涡轮通道分流板的旋转，会对通过的气流造成影响，会产生局部的膨胀现象，为了降低影响，使来流平稳地流入涡轮通道、引射火箭通道及冲压通道，选择匀速旋转的方式来调节分流板。 4.如权利要求1所述三维内转四通道高超声速组合进气道的设计方法，其特征在于在步骤3)中，所述设计工作马赫数范围为Ma＝0～2的涡轮通道扩张段的具体方法为： (1)设计涡轮通道类矩形可调扩张段：涡轮通道类矩形可调扩张段的旋转型面在模态转换中旋转可调，控制其与涡轮通道分流板的调节同步，提高模态转换过程的密封性；由于涡轮通道类矩形可调扩张段的旋转型面在模态转换过程中旋转，所述扩张段设计为类矩形；根据设计的该扩张段的扩张比，及15°以内的旋转角度，结合涡轮通道分流段的出口截面确定涡轮通道可调扩张段的长度及涡轮通道类矩形可调扩张段转动型面的旋转轴；根据确定的涡轮通道类矩形可调扩张段出口的形状，采用面积均匀过度的形式与涡轮通道分流段的出口之间生成涡轮通道类矩形可调扩张段的其余型面； (2)设计涡轮通道不可调扩张段：涡轮通道类矩形可调扩张段的出口为类矩形，涡轮通道出口截面为圆形，为了保证涡轮通道不可调扩张段型面的光滑过渡，使用三次曲线；以两端与涡轮通道类矩形可调扩张段的出口及涡轮通道的出口相切设置端点处的斜率，生成连接涡轮通道不可调扩张段进出口的三次曲线，随后采用面积均匀过渡的形式，生成涡轮通道不可调扩张段的型面。 5.如权利要求1所述三维内转四通道高超声速组合进气道的设计方法，其特征在于在步骤4)中，所述设计工作马赫数范围为Ma＝2～4的引射火箭通道扩张段的具体方法为： (1)设计引射火箭通道类矩形可调扩张段：引射火箭通道类矩形可调扩张段的旋转型面在模态转换中旋转可调，控制其与引射火箭通道分流板的调节同步，提高模态转换过程的密封性；由于引射火箭通道类矩形可调扩张段的旋转型面在模态转换过程中旋转，所述扩张段设计为类矩形；根据设计的该扩张段的扩张比，及20°以内的旋转角度，结合引射火箭通道分流段出口截面确定引射火箭通道可调扩张段的长度及引射火箭通道类矩形可调扩张段的旋转型面的旋转轴；根据确定的引射火箭通道类矩形可调扩张段的出口形状，采用面积均匀过度的形式与引射火箭通道分流段出口之间生成引射火箭通道类矩形可调扩张段的其余型面； (2)设计引射火箭通道不可调扩张段：引射火箭通道类矩形可调扩张段的出口截面为类矩形，引射火箭通道的出口截面为圆形，为了保证引射火箭通道不可调扩张段型面的光滑过渡，使用三次曲线，以两端与引射火箭通道类矩形可调扩张段的出口截面及引引射火箭通道的出口截面相切设置端点处的斜率，生成连接引射火箭通道不可调扩张段进出口的三次曲线，随后采用面积均匀过渡的形式，生成引射火箭通道不可调扩张段的型面。
所属类别：	发明专利