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原文传递一种超声速飞行器内转式乘波前体进气道一体化设计方法

专利名称：	一种超声速飞行器内转式乘波前体进气道一体化设计方法
摘要：	本发明公开了一种超声速飞行器内转式乘波前体进气道一体化设计方法,包括以下步骤，设计求解内转式乘波前体进气道轴对称基准流场；设计进气道入口型线在底部横截面的投影型线，分别为前体前缘线底部投影型线和进气道唇口底部投影型线；生成前体前缘型线点以及进气道唇口型线点，进而设计内转式进气道上壁面和下壁面；同时由前体前缘型线点设计内转式进气道外壁面；由进气道唇口型线点设计进气道唇口外壁面，进而得到内转式乘波前体进气道一体化构型，所述超声速飞行器内转式乘波前体进气道一体化设计方法有效扩大捕获面积，增加流量捕获，从而解决了下颌式进气带来的流量损失问题，有效提高飞行器进气道的性能。
专利类型：	发明专利
国家地区组织代码：	湖南;43
申请人：	中国人民解放军国防科技大学
发明人：	丁峰;张文浩;柳军;刘珍;陈韶华;王晓燕
专利状态：	有效
申请日期：	2019-04-22T00:00:00+0800
发布日期：	2019-06-25T00:00:00+0800
申请号：	CN201910325410.6
公开号：	CN109927917A
代理机构：	长沙国科天河知识产权代理有限公司
代理人：	邱轶
分类号：	B64D33/02(2006.01);B;B64;B64D;B64D33
申请人地址：	410073 湖南省长沙市开福区德雅路109号
主权项：	1.一种超声速飞行器内转式乘波前体进气道一体化设计方法,其特征在于：包括以下步骤，步骤一、求解内转式乘波前体进气道轴对称基准流场，其求解方法为应用有旋特征线理论，依次求解确定壁面曲线、内曲面锥前缘激波、前缘激波依赖区、等熵主压缩区、反射激波依赖区以及稳定区，由定壁面曲线、内曲面锥前缘激波、前缘激波依赖区、等熵主压缩区、反射激波依赖区以及稳定区构成内转式乘波前体进气道轴对称基准流场；步骤二、设内转式乘波前体进气道的尾部出口处有一与其出口端面平行的底部横截面，将内转式乘波前体进气道的入口型线在底部横截面的投影型线设为进气道入口底部投影型线，将进气道入口底部投影型线划分为两段，分别为前体前缘线底部投影型线和进气道唇口底部投影型线；步骤三、将前体前缘线底部投影型线和进气道唇口底部投影型线均匀离散成若干点，分别称为前体前缘线底部投影点和进气道唇口底部投影点，应用自由流线法，从前体前缘线底部投影点引出自由流线与内曲面锥前缘激波相交生成前体前缘型线点，将所有前体前缘型线点相连组成前体前缘型线；从进气道唇口底部投影点引出自由流线与内曲面锥前缘激波相交生成进气道唇口型线点；步骤四、在步骤一中设计生成的内转式乘波前体进气道轴对称基准流场中，由前体前缘型线点进行流线追踪至进气道出口平面生成前体/进气道上壁面流线，所有前体/进气道上壁面流线放样构成内转式进气道上壁面；步骤五、在步骤一设计生成的内转式乘波前体进气道轴对称基准流场中，由进气道唇口型线点进行流线追踪至进气道出口平面生成进气道唇口流线，所有进气道唇口流线放样构成内转式进气道下壁面，其与内转式进气道上壁面构成内转式进气道内壁面；步骤六、由前体前缘型线点通过自由流线法生成自由流线，所有自由流线放样构成内转式进气道外壁面；步骤七、由进气道唇口型线点设计进气道唇口外壁面型线，这条型线是由二次曲线段和直线组成，在二次曲线段和直线的连接点处保持一阶导数连续，所有进气道唇口外壁面型线放样构成进气道唇口外壁面，其与内转式进气道外壁面构成乘波前体进气道外壁面，由内转式进气道内壁面与乘波前体进气道外壁面构成内转式乘波前体进气道一体化构型。 2.根据权利要求1所述的一种超声速飞行器内转式乘波前体进气道一体化设计方法，其特征在于：所述步骤七中，确定进气道唇口外壁面型线的方法包括以下步骤，步骤(a)，设任一所述唇口外壁面型线上具有a、b、c三点，其中a点为任一个进气道唇口型线点，也为二次曲线段的起点，b点为二次曲线段与直线段之间的连接点，c点为直线段的终点，ab线段为二次曲线段，bc线段为直线段，c点在底部横截面上，所述ab线段以及bc线段分别对应不同的控制方程；步骤(b)，通过任意给定ab线段中的点a处的斜率Ka和点b的位置坐标，且由于点b处的斜率为0，由此可通过控制方程确定ab线段以及bc线段，由ab线段以及bc线段形成一条唇口外壁面型线。 3.根据权利要求2所述的一种超声速飞行器内转式乘波前体进气道一体化设计方法，其特征在于：所述ab线段中的点a处的斜率Ka小于内转式进气道下壁面在点a处的斜率值。 4.根据权利要求3所述的一种超声速飞行器内转式乘波前体进气道一体化设计方法，其特征在于：所述ab线段中的点a处的斜率Ka的给定方法包括以下步骤，步骤A，以内转式乘波前体进气道为中心建立三维直角坐标系oxrz，设底部横截面处于竖直平面内，与其垂直的水平面为底部水平面，设与底部横截面、底部水平面均垂直且穿过内转式乘波前体进气道的出气口端面中心的平面为内转式乘波前体进气道的中心对称面，以内转式乘波前体进气道的中心对称面为xor面，以气流在进气道内流动的方向为x向，垂直xor面的方向为z向。步骤B,将所有进气道唇口型线点相连组成进气道唇口型线，设进气道唇口型线由n个离散点相连构成，设所有进气道唇口型线点相连组成进气道唇口型线为线段PSQ，S点为线段PSQ的中点，P点、Q点为线段两侧端点，设步骤A中的点a处于Q点和S点之间，QS线段中，设平行于xor平面且穿过Q点的平面为α平面，在此平面内，对于从Q点生成的二次曲线给定Q点处斜率为kQ，同理，设平行于xor平面且穿过S点的平面为γ平面，在此平面内，对于从S点生成的二次曲线给定S点处斜率为kS，令从Q点至S点的每一个进气道唇口型线点处二次曲线的斜率值依次增加。步骤C，设平行于xor平面且穿过a点的平面为β平面，在此平面内，对于从a点生成的二次曲线，a点处二次曲线的斜率ka＝kQ+Δk*Δn，Δn为从Q点到a点间隔的离散点数。 5.根据权利要求4所述的一种超声速飞行器内转式乘波前体进气道一体化设计方法，其特征在于：对于靠近S点的二次曲线段，其斜率等于S点的斜率Ks。 6.根据权利要求1所述的一种超声速飞行器内转式乘波前体进气道一体化设计方法，其特征在于：所述步骤二中将进气道入口底部投影型线划分为两段的方法为，设底部横截面为圆形，从圆形的中心点引出两条射线并与底部投影型线所在的圆外切，设两条射线与底部投影型线的两个相切点为划分点，则划分点上部分的线段为前体前缘线底部投影型线，下部分为进气道唇口底部投影型线。
所属类别：	发明专利