一种锥导乘波前体纵向分段分级压缩设计方法技术

本发明专利技术公开了一种锥导乘波前体纵向分段分级压缩设计方法，涉及高超声速飞行器进气道前体技术领域，其技术方案要点是：1)将乘波体前缘曲线根据设计需求分为多级前缘线；2)得到流线截断，使得其沿着纵向坐标不大于L1对应的前缘线两侧边缘提取第一级流线截止点的所有流场参数；3)得出次级压缩的前缘线；4)确定每一个扩张角对应的次级压缩激波角βi；5)得出次级压缩的下表面；6)得到多级乘波体。针对吸气式高超声速飞行器进气道与前体压缩性能的需求，提出了一种可以实现纵向分段的多级压缩技术，能够根据进气道的性能需求改变压缩级数、不同级的压缩强度、不同级的压缩长度等设计参数，非常适用于高超声速飞行器的前体设计领域。领域。领域。

【技术实现步骤摘要】
一种锥导乘波前体纵向分段分级压缩设计方法


[0001]本专利技术涉及高超声速飞行器进气道前体设计
，更具体地 说，它涉及一种锥导乘波前体纵向分段分级压缩设计方法。

技术介绍

[0002]高超声速飞行器具有速度快、高度适中、隐蔽性好等优势，在军 事领域和民用方面都有非常好的应用前景。吸气式高超声速飞行器以 超燃冲压发动机为动力,能够从空气中获取氧气,从而在飞行过程 中不需要额外携带氧化剂，能够实现高速远航的飞行。吸气式高超声 速飞行器也是未来高超声速巡航飞行器的主要对象，通常高超声速飞 行器前体与进气道紧密结合，前体为高超声速飞行器提供压缩气流， 前体的压缩性能对进气道性能和超燃冲压发动机的性能起着决定性 作用。乘波体作为高超声速比较有前景的气动外形，能够对高超声速 来流进行预压缩，且能够保持较好的乘波特性。
[0003]乘波体的压缩性能与马赫数和激波角密切相关，如果采用单级压 缩，在一定的马赫数下通常需求较大激波角才能满足进气道气流增压 比的需求，但是较大激波角会导致乘波体前体的气动性能受限，使得 飞行器产生较大的抬头力矩和较低升阻比。采用等熵压缩确实可以提 高进气道的增压比，但是等熵压缩是一个缓慢过程会导致进气道前体 长度很长。
[0004]为了提高进气道的压缩性能，采用单级压缩通常无法满足性能需 求，需要探索多级压缩设计技术，针对二维模型，多级压缩技术相对 成熟，但是工程实际中的飞行都是三维模型，采用二级压缩前体会导 致飞行器前体两侧出现较大的溢流，造成压力损失和气动性能降低。
专利
技术实现思路

[0005]本专利技术的目的是提供一种锥导乘波前体纵向分段分级压缩设计 方法，针对吸气式高超声速飞行器进气道与前体压缩性能的需求，提 出了一种可以实现纵向分段的多级压缩技术，能够根据进气道的性能 需求改变压缩级数、不同级的压缩强度、不同级的压缩长度等设计参 数，非常适用于高超声速飞行器的前体设计领域。
[0006]本专利技术的上述技术目的是通过以下技术方案得以实现的：一种锥 导乘波前体纵向分段分级压缩设计方法，包括以下步骤：
[0007]1)将乘波体前缘曲线根据设计需求分为多级前缘线，并得出乘 波体各级的长度，记为L1、L2、L3……
L
n
；
[0008]2)第一级前缘以基准流场为基础，采用流线追踪得到第一级的 下表面流线，以第一级纵向长度为限制，得到流线截断，使得其沿着 纵向坐标不大于L1对应的前缘线两侧边缘提取第一级流线截止点的 所有流场参数；
[0009]3)采用前一级的基准流场进行流线追踪得到次级压缩边缘线， 次级压缩边缘线与前一级压缩面的出口线共同构成次级压缩的前缘 线；
[0010]4)在不同扩张角位置对应的二维截面内寻找前级压缩长度和次 级压缩长度与次级压缩对应的激波角之间的关系，确定每一个扩张角 对应的次级压缩激波角βi；
[0011]5)通过前缘点的马赫数、激波角和速度方向构建新的圆锥流场 来求解不同扩张角下对应截面内的下表面流线，得到的下表面流线构 成次级压缩的下表面；
[0012]6)次级压缩内部前缘线对应的流线和次级压缩边缘线对应的流 线均根据次级压缩长度L
i
的限制进行流线截止得到内部出口线和两 侧出口线，次级压缩的出口线构成次级压缩面，从而得到多级压缩乘 波体。
[0013]综上所述，本专利技术具有以下有益效果：
[0014]1.以圆锥流场为基准流场，将乘波体下表面根据需求沿着纵向 分为多级，为了保证每一个扩展角对应平面内的多级压缩激波汇聚于 进气道入口处，建立了严格的分段长度与相应激波角的几何关系式；
[0015]2.由于锥导乘波体的边缘采用同一个基准流场进行设计从而保 证了设计得到的乘波前体在边缘严格满足乘波特性，基本保证了边缘 没有压力泄露，充分融合了乘波体乘波特性与多级压缩的优势；
[0016]3.该方法也可以根据需求调整不同扩张角内的激波角进一步扩 大乘波前体的设计范围和灵活性，通过改变不同位置处的激波角达到 改变进气道入口压力分布的特点；
[0017]4.采用该方法得到的多级压缩前体具有较高的预压缩能力，能 够为进气道提供高压、低速的相对均匀的气流同时确保了较高的升阻 比，相比与传统单级压缩或者等熵压缩具有明显的优势。
附图说明
[0018]图1是本专利技术实施例中一级压缩乘波体的结构示意图；
[0019]图2是本专利技术实施例中二级压缩乘波体的结构示意图；
[0020]图3是本专利技术实施例中三级压缩乘波体的结构示意图；
[0021]图4和图5是本专利技术实施例中锥导乘波体设计示意图；
[0022]图6是本专利技术实施例中二级压缩设计示意图；
[0023]图7是本专利技术实施例中二级压缩几何关系图；
[0024]图8是本专利技术实施例中三级压缩设计示意图；
[0025]图9是本专利技术实施例中三级压缩几何关系图；
[0026]图10a是本专利技术实施例中一级压缩下表面压力云图；
[0027]图10b是本专利技术实施例中出口的压力云图；
[0028]图10c是本专利技术实施例中对称面压力云图；
[0029]图11a是本专利技术实施例中二级压缩下表面压力云图；
[0030]图11b是本专利技术实施例中二级压缩剖面压力云图；
[0031][0032]图12a是本专利技术实施例中三级压缩纵向不同剖面的压力云图；
[0033]图12b是本专利技术实施例中三级压缩对称面压力云图。
具体实施方式
[0034]以下结合附图1
‑
12对本专利技术作进一步详细说明。
[0035]实施例：一种锥导乘波前体纵向分段分级压缩设计方法，如图1 至图15所示，以三级乘波体设计为例：
[0036]乘波体上表面采用与自由来流相同的设计方法设计，为了与进气 道匹配，前体以给定的下表面激波出口型线为基准，根据飞行马赫数 Ma和激波角β1确定的基准流场，采用流线追踪方法得到对应的下表 面型面，下表面型面与激波面的交线形成乘波体前缘，在前缘的基础 上通过自由流面的流线追踪方法得到乘波体上表面；
[0037]将乘波体前缘曲线根据设计需求分为第一级前缘线、第二级边缘 线或者第三级边缘线，从而可以得到乘波体的三段长度分别是L1、L2、L3；
[0038]第一级前缘以基准流场为基础，采用流线追踪得到第一级的下表 面流线，以第一级纵向长度为限制，将得到流线截断，使得其沿着纵 向坐标不大于L1对应的前缘线两侧边缘提取第一级流线截止点的所 有流场参数；
[0039]第一级压缩面流线截止点也就是第一级压缩面的出口构成第二 级压缩的内部前缘线，第一级压缩面的出口线与第二级边缘线共同构 成第二级压缩的前缘线；其中第二级边缘线对应的下表面流线采用基 准流场进行流线追踪得到，第一压缩出口线对应的流场参数相当于第 二级的内部前缘线来流参数，每一个特征点上对应的马赫数、速度、 方向和压强本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种锥导乘波前体纵向分段分级压缩设计方法，其特征是：具体包括以下步骤：1)将乘波体前缘曲线根据设计需求分为多级前缘线，并得出乘波体各级的长度，记为L1、L2、L3……
L
n
；2)第一级前缘以基准流场为基础，采用流线追踪得到第一级的下表面流线，以第一级纵向长度为限制，得到流线截断，使得其沿着纵向坐标不大于L1对应的前缘线两侧边缘提取第一级流线截止点的所有流场参数；3)采用前一级的基准流场进行流线追踪得到次级压缩边缘线，次级压缩边缘线与前一级压缩面的出口线共同构成次级...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈立立，郭正，侯中喜，黄江涛，刘建霞，陈其盛，肖云雷，
申请(专利权)人：中国人民解放军国防科技大学，
类型：发明
国别省市：