全流面乘波前体进气道设计方法

作     者：吴颖川 贺元元 卫锋 余安远 WU Yingchuan;HE Yuanyuan;WEI Feng;YU Anyuan

作者机构：中国空气动力研究与发展中心高超声速冲压发动机技术重点实验室绵阳621000 

基　　金：航天科工三院301所、三院31所对本工作的支持 

出 版 物：《空气动力学学报》 (Acta Aerodynamica Sinica)

年 卷 期：2022年第40卷第1期

页      码：114-118页

摘      要：基于流线追踪的飞行器乘波前体设计和发动机进气道设计已有大量的研究工作,但是高超声速飞行器前体与超燃冲压发动机进气道的一体化设计一直是个难点。为了提高前体进气道整体的总压恢复和流量捕获性能,在前期飞行器乘波前体设计和进气道压缩面流线追踪设计方法的基础上,将整个基准流场分为激波压缩流场和等熵压缩流场,顺序组合,从前体激波、外压缩面到进气道内压缩面、反射激波直到喉道进行无缝连续地流线追踪,实现了全流面乘波前体进气道设计。横向三维曲面生成采用类似密切方法进行控制以实现全流面设计;纵向基准流场的构建由交叉推进特征线方法生成的激波压缩流场和反向Prandtl-Meyer流动生成的等熵压缩流场组合而成,只需输入前缘激波形状与进气道喉道出口约束;所有的控制曲线采用一种四次样条曲线进行描述。这是一种统一的基于内、外锥基准流场的前体进气道设计方法,其主要优点是具有较高的流量系数和总压恢复系数,可广泛用于高超声速飞行器前体进气道内外流一体化设计。

主 题 词：乘波体 全流面 流线追踪 基准流场 前体 进气道 

学科分类：080103[080103] 08[工学] 080104[080104] 0825[工学-环境科学与工程类] 0801[工学-力学类] 

核心收录：

D　O　I：10.7638/kqdlxxb-2021.0144

馆 藏 号：203108799...