横向压力梯度可控的乘波前体与进气道一体化设计方法

摘要

横向压力梯度可控的乘波前体与进气道一体化设计方法，涉及临近空间高超声速飞行器。设计二元进气道所需的基本流场；确定设计截面所在位置；按工况要求设计在设计截面内前缘捕获型线的投影，并求出各楔切面内前缘点至激波点在z方向上的投影距离；获取各离散激波点所对应的楔切面位置内压缩型线应具有的压力分布；按求出的压力分布运用二维特征线法得到新生成的二元进气道压缩型线；将得到的二元进气道压缩型线排列于相应的前缘捕获型线处构成完整的进气道压缩型面，三维造型后，得到乘波前体与二元进气道一体化装置，完成横向压力梯度可控的乘波前体与进气道一体化设计。可保证装置有较高的升阻力特性，增大发动机推力的同时减小外流阻力。

主权项

横向压力梯度可控的乘波前体与进气道一体化设计方法，其特征在于包括以下步骤：1)设计二元进气道所需的基本流场；2)确定设计截面所在位置；3)按工况要求设计在设计截面内前缘捕获型线的投影，并求出各楔切面内前缘点至激波点在z方向上的投影距离；4)获取各离散激波点所对应的楔切面位置内压缩型线应具有的压力分布；5)按照步骤4)中求出的压力分布运用二维特征线法得到新生成的二元进气道压缩型线；6)将步骤5)得到的二元进气道压缩型线排列于相应的前缘捕获型线处构成完整的进气道压缩型面，三维造型后，得到乘波前体与二元进气道一体化装置，完成横向压力梯度可控的乘波前体与进气道一体化设计。