一种展向压力分布可控的高速前体/压缩面气动设计方法

技术特征：
1.一种基于展向压力分布可控的高超声速前体/压缩面一体化气动设计方法，其特征在于，包含以下步骤：(1)求解taylor-maccoll方程，获得第一道锥形激波波后压力分布p(θ)；(2)根据有旋流特征线法，求解基准流场波系结构；(3)给定第一道锥形激波波后某一个栈位x横截面的压力分布规律p’(δ)，其中δ为扇形角，p’(δ)随着δ的增大而减小；(4)根据步骤(3)给出栈位上任一点的压力p’(δ)，结合步骤(1)中的锥形激波压力分布规律p(θ)，插值反求点所在的半径r＝x*tan(θ)；(5)根据步骤(4)确定的半径r，进而可确定点的空间坐标为[x,y＝r*cos(δ),z＝r*sin(δ)]；(6)根据给定栈位任一点的坐标(x,r)，在基准流场中沿上、下游追踪流线，并仅保留第一道锥形激波波后的部分流线；(7)对追踪获得的流线进行旋转变换，其中旋转角为对应的扇形角δ；(8)将各点追踪的流线构成前体/压缩面。2.根据权利要求1所述的设计方法，其特征在于：基准流畅中，多级压缩的外锥形流场(4)中第一级为直母线锥形激波(1)，第二级为激波(8)，第三级为等熵压缩波(9)。3.根据权利要求1所述的设计方法，其特征在于：压力分布规律中，横截面捕获型线(7)上压力随δ角的分布为连续单调降低，且压力的上限p’max在对称面(6)处，即a1点，取为锥形激波波后壁面上的静压；压力下限p’min取为紧靠锥形激波波后的静压，即a4点。4.根据权利要求3所述的设计方法，其特征在于：压力分布规律中，δ在0～50
°
范围内，随扇形角δ的增加，展向压力梯度逐渐增大。5.根据权利要求1所述的设计方法，其特征在于：设计完成的一体化前体/压缩面中，前体(5)和压缩面同时实现流场结构和几何结构一体化，前体(5)和压缩面中间无边界层隔道或其他装置。

技术总结
本发明提出了一种基于展向压力分布可控的高超声速前体/压缩面一体化气动设计方法，利用外锥流场沿径向方向压力逐渐降低的特性，通过给定外锥波后流场中某一个栈位沿展向逐渐降低的压力分布规律，基于坐标变换，在外锥流场中反求壁面型线空间坐标，利用流线追踪方法从壁面型线向上、下游追踪三维流线，并仅保留锥形激波波后部分流线，以此流线簇构成前体/压缩面的气动型面。相比于传统方法设计的前体，本发明有效解决了传统前体对称面附近展向压力梯度不足、横向流动极弱、低能流堆积的难题，为高速飞行器前体进气道的气动设计提供了一种主动、灵活的设计方法。灵活的设计方法。灵活的设计方法。


技术研发人员：黄河峡 李灿民 蔡佳 唐学斌 吕靖昊 谭慧俊 曾威淇
受保护的技术使用者：南京航空航天大学
技术研发日：2021.12.28
技术公布日：2022/4/22