高超声速飞行器前体/进气道一体化设计的马赫面切割方法

摘要

本发明公开了一种高超声速飞行器前体/进气道一体化设计的马赫面切割方法，属于高超声速飞行器设计技术领域。所述方法包括：由燃烧室需求设计进气道截面的宽高比；由进气道压缩系统的设计参数，确定进气道的来流参数以及各级压缩面马赫数、激波角、气流转折角参数；由进气道入口宽度与其上级压缩面马赫数，向上游追踪马赫线，形成各级压缩面边缘。再根据各级压缩面激波角，获得最终的外压缩/进气道压缩系统。采用本发明的马赫面切割方法所得前体能保证进气道气流均匀，同时在进气道入口处与进气道宽度相等，避免了增大前体宽度引起的激波阻力增大，从而提高全机升阻比。

主权项

高超声速飞行器前体/进气道一体化设计的马赫面切割方法，其特征在于：步骤一、由燃烧室需求设计进气道截面的宽高比，对采用楔形前体作为外压缩部分的二维进气道，燃烧室采用矩形截面燃烧室；步骤二、由进气道压缩系统的设计参数，确定进气道的来流参数，并按照等强度组织波系方法确定各级压缩面马赫数、激波角、气流转折角；所述的进气道压缩系统的设计参数包括来流马赫数、进气道入口马赫数；步骤三、由进气道入口宽度与其上级压缩面马赫数，向上游追踪马赫线，形成最后一级压缩面边缘；再由最后一级压缩面开始，根据其上级压缩面马赫数向上游追踪马赫线，形成倒数第二级压缩面边缘；以此类推，得到各级压缩面边缘；再根据步骤二中所得各级压缩面激波角，获得最终的外压缩/进气道压缩系统。