一种兼顾锥导与密切乘波的鼓包进气道设计方法

摘要：

一种兼顾锥导与密切乘波的鼓包进气道设计方法，涉及超声速进气道。根据乘波理论的反演设计思想给出三维激波系，激波系中间为圆弧，两边为曲线，圆弧圆心与密切曲线的曲率中心连续，且两者二次相切过渡，曲率半径沿中心向两侧递增，在给定激波曲线后将密切曲线离散成许多离散点，即得对应不同离散点的曲率中心和曲率半径；由已知圆弧得到相应的圆心和半径；由超声速飞行器机体构型获得鼓包下表面型线，圆弧对应的半径与鼓包下表面型线相交；密切曲线对应曲率半径与下表面型线相交；利用锥导与密切乘波理论进行流线追踪即得鼓包三维曲面；鼓包进气道排除附面层的作用由鼓包与进气道唇口共同作用完成，唇口位于三维激波系内且与激波系紧贴，即完成。

专利类型：发明专利

申请/专利号：CN201610125233.3

申请日期：2016-03-07

公开/公告号：CN105697150A

公开/公告日：2016-06-22

主分类号：F02C7/042(2006.01)I

申请/专利权人:厦门大学

发明/设计人:王李璨;李怡庆;尤延铖;周驯黄

主申请人地址:361005 福建省厦门市思明南路422号

专利代理机构:厦门南强之路专利事务所(普通合伙) 35200

代理人:马应森

国别省市代码:福建;35

权利要求：

一种兼顾锥导与密切乘波的鼓包进气道设计方法，其特征在于包括如下步骤：1)选取超声速战斗机鼓包进气道为研究对象，根据乘波理论的反演设计思想，给出三维激波系，所给激波系中间为圆弧，两边为曲率中心变化的曲线，圆弧的圆心与密切曲线的曲率中心连续，且两者二次相切过渡，曲率半径沿中心向两侧递增，在给定激波曲线后，将密切曲线离散成许多离散点，即获得对应不同离散点的曲率中心和曲率半径；由已知圆弧得到相应的圆心和半径；2)由超声速飞行器机体构型获得鼓包下表面型线，圆弧对应的半径与鼓包下表面型线相交；密切曲线对应曲率半径也与下表面型线相交；3)利用锥导与密切乘波理论进行流线追踪即可得到鼓包三维曲面；4)鼓包进气道排除附面层的作用由鼓包与进气道唇口共同作用完成，唇口位于三维激波系内且与激波系紧贴，即完成兼顾锥导与密切乘波的鼓包进气道的设计。