專利名稱：：基于任意激波形狀的內(nèi)乘波式高超聲速進(jìn)氣道的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
：本實用新型涉及的是一種基于任意激波形狀的內(nèi)乘波式高超聲速進(jìn)氣道，屬于高超聲速進(jìn)氣道
技術(shù)領(lǐng)域：
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背景技術(shù)：
：高超聲速飛行是指馬赫數(shù)大于5的飛行。高超聲速遠(yuǎn)程機動飛行器的研究因其重要的戰(zhàn)略意義成為當(dāng)今世界強國競相開展的熱點研究問題。進(jìn)氣道是高超聲速推進(jìn)系統(tǒng)中的主要部件，且與傳統(tǒng)飛機不同，高超聲速進(jìn)氣道的工作原理是利用高聲來流的沖壓效果實現(xiàn)對氣流的壓縮，為推進(jìn)系統(tǒng)下游部件提供氣源。因此，高超聲速進(jìn)氣道通常被布置在飛行器前部，與前體造型完全融合、一體設(shè)計，如美國近期研制的X43和X51飛行器?？梢钥隙ǖ卣f，高超聲速進(jìn)氣道己經(jīng)成為聯(lián)系飛行器前體和推進(jìn)系統(tǒng)的重要紐帶，設(shè)計過程中必須充分考慮其與飛行器前體氣動特征、三維外形的匹配和一體化。典型的高超聲速進(jìn)氣道形式主要包括二元式進(jìn)氣道、軸對稱式進(jìn)氣道、側(cè)壓式進(jìn)氣道等。此外，一類被稱為三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道的設(shè)計近年來越來越引起人們的重視。目前國際上在研的三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道有美國JohnsHopkins大學(xué)BilIig等人在六十年代首次提出了運用流線追蹤方法生成的三維Busemann進(jìn)氣道，并運用于其設(shè)計的SCRAM高超聲速導(dǎo)彈方案中；A.P.Kothari等人則首次從概念設(shè)計角度提出用內(nèi)收縮基本流場生成飛行器/進(jìn)氣道高度一體化的設(shè)計方案，該方案也被視為是一種漏斗(Funnel)型的內(nèi)收縮進(jìn)氣道，英國牛津大學(xué)的A.J.Matthews和T.V.Jones等人設(shè)計了一種扇形進(jìn)口，多模塊布局的彈用乘波式進(jìn)氣道方案并進(jìn)行了試驗研究；美國空軍實驗室F丄Malo-Molina提出了另一種新型三維高超聲速進(jìn)氣道Jaw，并對Jaw進(jìn)氣道開展了帶燃燒室的全內(nèi)通道設(shè)計。文獻(xiàn)中沒有給出此類進(jìn)氣道詳細(xì)的設(shè)計方法，僅強調(diào)它是借鑒了三維向內(nèi)收縮的設(shè)計概念。此外，有資料表明，美國下一代高超聲速推進(jìn)系統(tǒng)研究計劃中，Hycause和FALCON飛行器也都擬采用此類被稱為三維內(nèi)收縮的進(jìn)氣道形式?？梢灶A(yù)見，高超聲速進(jìn)氣道向三維內(nèi)收縮方向發(fā)展將成為必然趨勢，也必將引起高超聲速飛行器總體方案的再一次變革。各類三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道都是以流線追蹤技術(shù)作為主要設(shè)計手段，進(jìn)氣道的總體性能主要取決于基本流場的出口氣動參數(shù)。因此，基本流場的選擇就變得尤為重要。已有的幾類三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道都具有較高的壓縮能力，進(jìn)氣道出口總壓恢復(fù)等性能參數(shù)也高于傳統(tǒng)類型的高超聲速進(jìn)氣道。但常用的內(nèi)收縮基本流場的主要缺陷在于出口參數(shù)均勻性較差，容易影響到進(jìn)氣道下游部件的正常工作。例如，在設(shè)計狀態(tài)，二元流場的出口總壓恢復(fù)系數(shù)的畸變指數(shù)理論值為O，即完全均勻；而直內(nèi)收縮錐的總壓恢復(fù)系數(shù)畸變指為1.086(最大、最小總壓差略大于出口平均總壓值)，截短Busemann流場的出口總壓畸變?yōu)?.878。因此，設(shè)計出口參數(shù)盡量均勻的內(nèi)收縮流場對提高進(jìn)氣道的工作能力有重要作用。此外，現(xiàn)有的三維內(nèi)收縮式進(jìn)氣道設(shè)計普遍采用同一回轉(zhuǎn)基本流場(可以是軸對稱流場或非軸對稱流場)內(nèi)的直接流線追蹤技術(shù)進(jìn)行設(shè)計，因此進(jìn)氣道的進(jìn)出口外形通常受到較大限制，而其中的初始入射激波更是只能為規(guī)則的圓弧狀。雖然采用非軸對稱流場的變中心體半徑設(shè)計方法可以對進(jìn)氣道進(jìn)出口形狀進(jìn)行定制，大大地改善了進(jìn)氣道外形設(shè)計的局限性，但是仍不能從根本上解決任意設(shè)計激波橫截面形狀的問題。
發(fā)明內(nèi)容本實用新型提出一種固定幾何、設(shè)計狀態(tài)來流激波貼口，低馬赫數(shù)自動溢流，初始激波橫截面形狀可以任意指定的內(nèi)乘波式高超聲速進(jìn)氣道。旨在克服現(xiàn)有技術(shù)所存在的缺陷。旨在從設(shè)計概念上突破內(nèi)收縮初始激波圓弧形的限制，任意指定橫截面上的激波形狀，使內(nèi)乘波式進(jìn)氣道的迎風(fēng)阻力進(jìn)一步得到降低，收縮比得到調(diào)節(jié)，進(jìn)氣道的起動性能也得到改善。從而有效克服現(xiàn)有技術(shù)所存在的缺陷。本實用新型的技術(shù)解決方案其特征是包括進(jìn)氣道收縮段和隔離段，進(jìn)氣道收縮段為三維向內(nèi)收縮，高超聲速來流在進(jìn)口處形成非常規(guī)三維曲面的初始激波，該激波將三維進(jìn)口面完全封閉。所述的進(jìn)氣道，其內(nèi)的高超聲速來流在進(jìn)口處形成初始入射激波，該初始入射激波橫截面形狀為變曲率中心和曲率半徑的不規(guī)則曲線。進(jìn)氣道的進(jìn)口下半部存在溢流口，且溢流口的端部以直線段形式收攏。設(shè)計狀態(tài)下，初始入射激波在直線收攏段發(fā)生反射；而在低馬赫數(shù)非設(shè)計狀態(tài)下，氣流從溢流口自動溢流，從而實現(xiàn)拓寬進(jìn)氣道的工作馬赫數(shù)范圍的目的。所述的進(jìn)氣道收縮段在進(jìn)氣道肩部位置轉(zhuǎn)平，進(jìn)氣道肩部連線形狀根據(jù)進(jìn)出口形狀的不同存在差別，多表現(xiàn)為拋物線。經(jīng)過該位置的反射激波后，主流方向基本平行來流。設(shè)計狀態(tài)下，隔離段內(nèi)接近均勻流動?；谌我饧げㄐ螤畹膬?nèi)乘波式高超聲速進(jìn)氣道的設(shè)計方法，其特征是以軸對稱內(nèi)收縮基本流場為基礎(chǔ)。所述的軸對稱內(nèi)收縮基本流場僅包括軸對稱內(nèi)收縮回轉(zhuǎn)壁面，該內(nèi)收縮回轉(zhuǎn)壁面由ICFA回轉(zhuǎn)壁面和部分Busemann回轉(zhuǎn)壁面在特定位置組合而成，可以保證流場內(nèi)獲得等波強的初始入射激波和出口反射激波，從而獲得幾乎完全均勻的出口流場。所述的設(shè)計方法可以根據(jù)總體布局需要定制初始入射三維激波橫截面形狀，是通過確定激波曲線各微元段曲率中心位置及曲率方向來實現(xiàn)的。而后再根據(jù)需要的進(jìn)氣道進(jìn)口或出口形狀，結(jié)合當(dāng)?shù)厍史较蚝颓拾霃?，進(jìn)行不同中心，不同徑向位置的流線追蹤疊加組合獲得流面，即符合要求的內(nèi)乘波式進(jìn)氣道。本實用新型的優(yōu)點基于任意激波形狀的內(nèi)乘波式高超聲速進(jìn)氣道是一種固定幾何進(jìn)氣道。內(nèi)乘波設(shè)計可以保證該進(jìn)氣道全流量捕獲來流，增大發(fā)動機推力的同時減小溢流阻力；采用ICFA和部分Busemann混合流場，可以提高進(jìn)氣道的出口氣動性能，尤其是參數(shù)的均勻性；而初始入射激波橫截面形狀可以根據(jù)總體要求任意指定，進(jìn)行定制的特點，可以進(jìn)一步降低進(jìn)氣道的迎風(fēng)外阻，并使得三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道的收縮比可以調(diào)節(jié)，從而改善進(jìn)氣道的低馬赫數(shù)起動性能。最后，現(xiàn)有的高超聲速飛行器外形多采用乘波式外形，進(jìn)氣道內(nèi)截面激波形狀可控制也更有利于該類進(jìn)氣道與乘波外形的飛行器機體進(jìn)行一體化設(shè)計。附圖1是軸對稱內(nèi)收縮基本流場示意圖。附圖2是基于任意激波形狀的內(nèi)乘波式高超聲速進(jìn)氣道進(jìn)、出口(方形進(jìn)口)投影形狀和橫截面激波形狀示意圖。附圖3-l是基于任意激波形狀的內(nèi)乘波式高超聲速進(jìn)氣道進(jìn)、出口(方形進(jìn)口)三維輪廓示意圖。附圖3-2是表示基于任意激波形狀的內(nèi)乘波式高超聲速進(jìn)氣道進(jìn)、出口(方形進(jìn)口)下部溢流口示意圖。附圖4是基于任意激波形狀的內(nèi)乘波式高超聲速進(jìn)氣道進(jìn)、出口(半圓形進(jìn)口)投影形狀和橫截面激波形狀示意圖。附圖5-l是基于任意激波形狀的內(nèi)乘波式高超聲速進(jìn)氣道進(jìn)、出口(半圓形進(jìn)口)三維輪廓示意圖。附圖5-2是表示基于任意激波形狀的內(nèi)乘波式高超聲速進(jìn)氣道進(jìn)、出口(半圓形進(jìn)口)下部溢流口的示意圖。附圖6是基于任意激波形狀的內(nèi)乘波式高超聲速進(jìn)氣道進(jìn)、出口(圓形出口)投影形狀和橫截面激波形狀示意圖。附圖7-l是基于任意激波形狀的內(nèi)乘波式高超聲速進(jìn)氣道進(jìn)、出口(圓形出口)三維輪廓示意圖。附圖7-2是表示基于任意激波形狀的內(nèi)乘波式高超聲速進(jìn)氣道進(jìn)、出口(圓形出口)下部溢流口示意圖。圖中的1表示高超聲速來流、2是ICFA流場、3是ICFA流場和Busemann流場的分界線、4是Busemann流場、5是ICFA流場初始內(nèi)收縮錐激波、6是Busemann流場反射激波、7是軸對稱流場中心線。8表示進(jìn)口單元點、9是當(dāng)?shù)厍势矫?、IO是收縮比控制角"、ll是橫截面激波、12是進(jìn)氣道進(jìn)口、13是出口單元點、14是當(dāng)?shù)厍手行摹?5是進(jìn)氣道出口。16是進(jìn)氣道收縮段、17是進(jìn)氣道肩部、18是非常規(guī)三維曲面的初始入射激波、19是三維反射激波、20是進(jìn)氣道隔離段。21是下部溢流口、22是溢流口直線收攏段。23表示進(jìn)口單元點、24是對稱線。具體實施方式對照附圖，基于任意激波形狀的內(nèi)乘波式高超聲速進(jìn)氣道，其結(jié)構(gòu)是包括進(jìn)氣道收縮段16和進(jìn)氣道隔離段20，其中進(jìn)氣道收縮段為三維向內(nèi)收縮，高超聲速來流1在進(jìn)口處形成非常規(guī)三維曲面的初始入射激波18，該非常規(guī)三維曲面的初始入射激波18將三維進(jìn)口面完全封閉。所述的進(jìn)氣道，其內(nèi)的高超聲速來流ll在進(jìn)口處形成非常規(guī)三維曲面的初始入射激波18，該非常規(guī)三維曲面的初始入射激波橫截面形狀為變曲率中心和曲率半徑的不規(guī)則曲線。進(jìn)氣道的進(jìn)口下半部存在下部溢流口21，且下部溢流口的端部以直線段形式收攏22。設(shè)計狀態(tài)下，初始入射激波在直線收攏段發(fā)生反射；而在低馬赫數(shù)非設(shè)計狀態(tài)下，氣流從溢流口自動溢流，從而實現(xiàn)拓寬進(jìn)氣道的工作馬赫數(shù)范圍的目的。所述的進(jìn)氣道收縮段16在進(jìn)氣道肩部17位置轉(zhuǎn)平，進(jìn)氣道肩部連線形狀根據(jù)進(jìn)出口形狀的不同存在差別，多表現(xiàn)為拋物線。經(jīng)過該位置的初始反射激波后，主流方向基本平行來流。設(shè)計狀態(tài)下，進(jìn)氣道隔離段內(nèi)接近均勻流動。如圖l所示，內(nèi)收縮基本流場是基于任意激波形狀的內(nèi)乘波式高超聲速進(jìn)氣道的設(shè)計基礎(chǔ)。該流場為軸對稱內(nèi)收縮流場，由ICFA流場和部分Busemann流場組合構(gòu)成。其方法為保證ICFA流場和Busemann流場銜接處(圖1中ICFA流場和Busemann流場的分界線3)馬赫數(shù)、極角連續(xù)，而氣流偏轉(zhuǎn)角不連續(xù)。如此一來，氣流首先經(jīng)過ICFA流場，產(chǎn)生初始內(nèi)收縮錐激波5，且ICFA區(qū)域基本獨立，不受下游影響。而后，氣流在ICFA流場和Busemann流場銜接處，以Busemann流場在該位置的需求馬赫數(shù)和極角進(jìn)入Busemann流場，產(chǎn)生圖1中Busemann流場反射激波6，且波后產(chǎn)生具有Busemann流場4的出流特點，以幾乎均勻的出口參數(shù)流出。三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道的性能主要由其對應(yīng)基本流場的性能決定。表1列出了相同進(jìn)出口條件下，三類主要類型收縮流場無粘條件下的出口性能參數(shù)。其中，截短Busemann流場具有最高的增壓性能和總壓恢復(fù)系數(shù)，但總壓畸變指數(shù)值為0.878，收縮比為11.50，表明以此類流場為基本流場的進(jìn)氣道出口氣流均勻性較差，且收縮比重大，不容易起動。直內(nèi)收縮錐流場僅在收縮比和長度方面略具優(yōu)勢，在其他參數(shù)方面都明顯遜于截短Busemann流場。而最后一行本專利中提出的ICFA和Busemann混合流場，收縮比和總壓畸變指數(shù)分別低于截短Busemann流場7.39°/。和45.1%,可以預(yù)測，由該流場生成的進(jìn)氣道將具有較好的起動性能和出口參數(shù)均勻性。當(dāng)然，由于壓縮比重小，混合流場的壓比幾乎線性地比截短Busemann流場低8.59X，這表明為了改善進(jìn)氣道起動性能，必須相應(yīng)地犧牲流場的部分壓縮能力。此外，混合流場在性能參數(shù)總壓恢復(fù)系數(shù)方面與截短Busemann流場相當(dāng)，略低約2.97%?？傮w來看，本專利提出的ICFA和Busemann混合流場性能明顯優(yōu)于直內(nèi)收縮錐流場。較截短Busemann流場而言，總壓恢復(fù)系數(shù)略有減小，而流場收縮比和出口參數(shù)均勻性都得到了明顯改善，更加適用于三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道的設(shè)計。表l各類收縮流場出口性能參數(shù)比較<table>tableseeoriginaldocumentpage10</column></row><table>本專利進(jìn)氣道設(shè)計中的關(guān)鍵是指定橫截面內(nèi)的激波形狀，為了盡量減小進(jìn)氣道的迎風(fēng)阻力，本方法中要求激波曲線各微元段的曲率中心都嚴(yán)格落在進(jìn)氣道下表面上，即從迎風(fēng)面看，曲率中心和進(jìn)氣道進(jìn)口、進(jìn)氣道出口下表面重合。此時，進(jìn)氣道下表面與來流方向完全重合，最大限度地降低了進(jìn)氣道的迎風(fēng)阻力。在確定離散曲率中心位置后，曲率方向由中心依次向兩側(cè)散開，并由收縮比控制角"決定。其中，曲率方向的變化可以是均布的，也可以是按照某種指定規(guī)律進(jìn)行分布。在曲率中心和曲率方向都確定以后，三維反射反激波在每一橫截面上的激波曲線形狀就是唯一確定的了。只要全部曲率中心不重合在一點，激波曲線形狀就是不規(guī)則的曲線，進(jìn)氣道收縮比介于二維壓縮和全三維壓縮之間；而當(dāng)全部曲率中心重合在一點時，該方法實際上退化為直接的流線追蹤內(nèi)乘波式進(jìn)氣道，收縮比達(dá)到最大，即全三維壓縮。當(dāng)橫截面激波11形狀確定后，設(shè)計人員還可以根據(jù)飛行器布局需要指定進(jìn)氣道進(jìn)口或出口形狀，而后將三維進(jìn)氣道型面設(shè)計轉(zhuǎn)換為許多不同中心、不同徑向位置內(nèi)的二維軸對稱截面流線追蹤與周向型面疊加設(shè)計。值得注意地是，盡管各個周向位置的流線追蹤是不同的(中心位置不同，流線徑向位置不同)，但它們都是在同一個基本流場中(圖1所示)進(jìn)行的。因此，各當(dāng)?shù)厍手行?4的軸向位置是相同的，這也使得此類進(jìn)氣道下部溢流口都存在同一特征，即下部溢流口以直線段形式收攏。采用以上氣動方法設(shè)計的是無粘條件下的基于任意激波形狀的內(nèi)乘波式高超聲速進(jìn)氣道，在此基礎(chǔ)上，還必須對進(jìn)氣道無粘固壁進(jìn)行粘性修正(附面層位移厚度偏置)和肩部光順才能夠獲得工程需要的內(nèi)乘波式進(jìn)氣道。實施例1:在來流馬赫數(shù)6.0，設(shè)計了如圖l所示的軸對稱內(nèi)收縮基本流場，內(nèi)收縮回轉(zhuǎn)壁面由ICFA流場和部分Busemann流場組成，流場出口馬赫數(shù)設(shè)計為3.0，面積收縮比為10.65，對應(yīng)邊長收縮比為3.26。進(jìn)氣道形狀設(shè)計要求為進(jìn)氣道進(jìn)口為正方形(如圖2)，激波各曲率中心均位于正方形下底邊上，要求兩側(cè)邊向同一曲率中心收縮，而上壁面則向曲率方向均勻分布的一系列曲率中心收縮。因而，激波形狀乃至進(jìn)氣道的收縮比都由收縮比控制角"惟一決定。當(dāng)收縮比控制角逐漸增大，對角點上的收縮曲率中心向?qū)ΨQ軸逐漸靠攏，進(jìn)氣道逐漸向全三維內(nèi)收縮靠攏(當(dāng)《=26.56。時，收縮比為10.65);當(dāng)收縮比控制角"逐漸減小，對角點上的收縮曲宰中心向兩側(cè)移動，進(jìn)氣道逐漸向二維壓縮靠攏(當(dāng)"=0。時，收縮比為3.26)。因此，收縮比控制角"是激波形狀、進(jìn)氣道外形、進(jìn)氣道起動性能(起動性能由收縮比決定)的主要控制參數(shù)。本實施例中選取收縮比控制角"介于最大和最小值之間，如圖2所示后，激波橫截面形狀是惟一確定的，如橫截面激波ll。根據(jù)進(jìn)氣道進(jìn)口形狀和各位置曲率中心、曲率方向，便可以確定出進(jìn)氣道出口形狀如進(jìn)氣道出口15(寬高比大于l的矩形)。而后，在每一周向位置內(nèi)進(jìn)行不同中心，不同徑向位置的流線追蹤并加以組合，便可獲得如附圖3所示的基于任意激波形狀的內(nèi)乘波式高超聲速進(jìn)氣道(方形進(jìn)口)三維輪廓。實施例2:在來流馬赫數(shù)6.0，設(shè)計了如圖l所示的軸對稱內(nèi)收縮基本流場，內(nèi)收縮回轉(zhuǎn)壁面由ICFA流場和部分Busemann流場組成，流場出口馬赫數(shù)設(shè)計為3.0，面積收縮比為10.65，對應(yīng)邊長收縮比為3.26。進(jìn)氣道形狀設(shè)計要求為進(jìn)氣道進(jìn)口為半圓形(如圖4)，激波各曲率中心均位于圓形外圓周上，要求半圓形直徑向同一曲率中心收縮，而兩側(cè)圓周則向曲率方向均勻分布的一系列曲率中心收縮。此時，激波形狀乃至進(jìn)氣道的收縮比都由圓周段激波曲率方向角控制，分析過程同實施例l。選取圓周段激波曲率方向角如圖4所示后，激波橫截面形狀是惟一確定的，如橫截面激波ll。根據(jù)進(jìn)氣道進(jìn)口形狀和各位置曲率中心、曲率方向便可以確定出進(jìn)氣道出口形狀如進(jìn)氣道出口15。而后，在每一周向位置內(nèi)進(jìn)行不同中心，不同徑向位置的流線追蹤并加以組合，便可獲得如附圖5所示的基于任意激波形狀的內(nèi)乘波式高超聲速進(jìn)氣道(半圓形進(jìn)口)三維輪廓。另外，本發(fā)明也可以設(shè)計為其他類似進(jìn)、出口形狀，例如圓形出口(圖6，圖7)，橢圓形出口等。上述實施例只是用于對本發(fā)明的解釋，而不能作為對本發(fā)明的限制。因此凡是與本發(fā)明設(shè)計思路相同的實施方式均在本發(fā)明的保護(hù)范圍內(nèi)。工作過程是在設(shè)計狀態(tài)下，高超聲速氣流通過進(jìn)口進(jìn)入進(jìn)氣道。基于任意激波形狀的內(nèi)乘波式高超聲速進(jìn)氣道三維造型特點會使得氣流通過指定的進(jìn)口形狀生成形狀不規(guī)則的三維曲面的初始入射激波，該初始入射激波恰好封閉住三維進(jìn)口面，保證進(jìn)氣道捕獲流量全部進(jìn)入進(jìn)氣道，且橫截面激波內(nèi)形狀符合設(shè)計要求。進(jìn)入進(jìn)氣道的氣流經(jīng)內(nèi)收縮段的三維壓縮向橫截面激波的每一微元段曲率中心匯聚，在下部溢流口下直線收攏段產(chǎn)生反射。三維曲面的初始入射激波交上壁面于進(jìn)氣道肩部位置并再次發(fā)生拐折，氣流方向轉(zhuǎn)為接近平行于來流。設(shè)計狀態(tài)下，進(jìn)氣道隔離段內(nèi)不存在斜激波串，流動接近均勻地流出進(jìn)氣道出口，進(jìn)入隔離段及下游發(fā)動機部件。低于設(shè)計馬赫數(shù)情況下，進(jìn)氣道初始入射激波角增大，部分捕獲來流會自動從進(jìn)氣道下唇口直線收攏段溢出，拓寬進(jìn)氣道低馬赫數(shù)工作能力。權(quán)利要求1、基于任意激波形狀的內(nèi)乘波式高超聲速進(jìn)氣道，其特征是包括進(jìn)氣道收縮段和隔離段，進(jìn)氣道收縮段為三維向內(nèi)收縮。2、根據(jù)權(quán)利要求l所述的基于任意激波形狀的內(nèi)乘波式高超聲速進(jìn)氣道，其特征是所述的進(jìn)氣道收縮段在進(jìn)氣道拋物線形的肩部位置轉(zhuǎn)平。3、根據(jù)權(quán)利要求l所述的基于任意激波形狀的內(nèi)乘波式高超聲速進(jìn)氣道，其特征是所述的進(jìn)氣道，在該進(jìn)氣道的進(jìn)口下半部存在溢流口，該溢流口的端部以直線段形式收攏。4、根據(jù)權(quán)利要求l所述的基于任意激波形狀的內(nèi)乘波式高超聲速進(jìn)氣道，其特征是所述的進(jìn)氣道的進(jìn)口和出口形狀有半圓形進(jìn)口、方形進(jìn)口和橢圓形出口、圓形出口。專利摘要本實用新型是基于任意激波形狀的內(nèi)乘波式進(jìn)氣道，其結(jié)構(gòu)是包括進(jìn)氣道收縮段和隔離段，進(jìn)氣道收縮段為三維向內(nèi)收縮，高超聲速來流在進(jìn)口處形成不規(guī)則的初始入射三維激波，該激波將三維進(jìn)口面完全封閉。其設(shè)計方法是以內(nèi)收縮軸對稱基本流場為基礎(chǔ)，該軸對稱內(nèi)收縮基本流場由ICFA流場和部分Busemann流場組合構(gòu)成，在指定不同曲率中心和曲率方向的激波橫截面形狀后，在進(jìn)氣道每一周向平面進(jìn)行不同中心，不同徑向位置的基本流場流線追蹤，獲得基于任意激波形狀的內(nèi)乘波式進(jìn)氣道。優(yōu)點保證該進(jìn)氣道全流量捕獲來流，增大發(fā)動機推力的同時減小溢流阻力；提高進(jìn)氣道的出口氣動性能，降低進(jìn)氣道的迎風(fēng)外阻，改善進(jìn)氣道的低馬赫數(shù)起動性能。文檔編號F02C7/04GK201301751SQ200820159849公開日2009年9月2日申請日期2008年10月29日優(yōu)先權(quán)日2008年10月29日發(fā)明者尤延鋮,朱呈祥,梁德旺,郭軍亮,黃國平申請人:南京航空航天大學(xué)