申请/专利权人：中国运载火箭技术研究院

申请日：2023-11-21

公开（公告）日：2024-03-26

公开（公告）号：CN117763982A

主分类号：G06F30/28

分类号：G06F30/28;B64F5/00;G06F30/15;G06F113/08;G06F119/14

优先权：

专利状态码：在审-实质审查的生效

法律状态：2024.04.12#实质审查的生效;2024.03.26#公开

摘要：本发明涉及兼顾进气道宽运行能力与高气动性能的波系重构方法，为降低壁面热流，改善进气道的气动热分布，提出并实现能够有效降热的波系重构方法，相比于简单构型进气道，基于波系重构方法设计的激波结构配置与前缘构型能够合理地调配整体激波与局部激波分配，降低高马赫数条件下激波干扰强度，具有较好的高速内流道强波系干扰下的流场重构控制效果。

主权项：1.一种兼顾进气道宽运行能力与高气动性能的波系重构方法，其特征在于，包括如下步骤：S1、根据飞行器设计条件和要求，得到前体和进气道二维型面；S2、根据所述前体和进气道二维型面，计算前体和进气道在不同流场域中的转折角、激波角、波后马赫数和波后压力；S3、根据所述转折角、激波角、波后马赫数和波后压力，得到前体和进气道中外压段和内通道各吻切面中的流线；S4、基于所述前体和进气道二维型面以及所述流线，得到多级压缩乘波体构型；S5、根据所述多级压缩乘波体构型，生成多级压缩乘波体模型；S6、通过流场CFD数值模拟方法，获得所述多级压缩乘波体模型的仿真结果和性能；S7、判断所述性能是否达到要求，若否，则进入步骤S8；若是，则进入步骤S10；S8、根据所述仿真结果，获得需要局部调整的设计点；S9、采用极曲线方法，对所述需要局部调整的设计点进行调整，得到调整后的多级压缩乘波体模型，进入步骤S6；S10、根据调整后的多级压缩乘波体模型，开展风洞试验，验证高速内流道强波系干扰下的流场重构控制效果。

全文数据：

权利要求：

百度查询： 中国运载火箭技术研究院 一种兼顾进气道宽运行能力与高气动性能的波系重构方法

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