申请/专利权人：中国人民解放军国防科技大学

申请日：2024-01-03

公开（公告）日：2024-03-26

公开（公告）号：CN117494323B

主分类号：G06F30/15

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

优先权：

专利状态码：有效-授权

法律状态：2024.03.26#授权;2024.02.23#实质审查的生效;2024.02.02#公开

摘要：本发明提出一种具有压力匹配超声速冷却气膜的高速乘波体设计方法，包括：生成乘波体，在所述乘波体上给定超声速气膜布置位置，获取压力匹配条件下的超声速气膜喷管出口压力，确定超声速气膜质量流率、超声速气膜马赫数、超声速气膜喷管喉部高度、超声速气膜喷管的喷管出口高度，求得超声速气膜喷管跨声速解，并设置超声速气膜喷管轴线的马赫数分布，以超声速气膜喷管跨声速解、喷管出口和超声速气膜喷管轴线的马赫数分布作为边界条件，确定喷管无粘型线，求解边界层位移厚度，得到最终的喷管型线，进而完成具有压力匹配超声速冷却气膜的高速乘波体的设计。本发明解决了高速乘波体表面压力与超声速气膜压力相互匹配的问题。

主权项：1.具有压力匹配超声速冷却气膜的高速乘波体设计方法，其特征在于，包括：生成乘波体，在所述乘波体上给定超声速气膜布置位置；给定超声速气膜的冷却长度要求，确定超声速气膜质量流率与超声速气膜马赫数；已知所述乘波体的表面压力，在压力匹配条件下结合超声速气膜马赫数，确定超声速气膜喷管出口压力，其中在压力匹配条件下，超声速气膜喷管出口压力与乘波体的表面压力一致；根据超声速气膜质量流率以及超声速气膜喷管出口压力，确定超声速气膜喷管喉部高度；根据超声速气膜喷管喉部高度与超声速气膜马赫数，确定超声速气膜喷管的喷管出口高度；对超声速气膜喷管喉部的跨声速流动，采用级数展开方法求解抛物型势函数方程，得到超声速气膜喷管跨声速解；以超声速气膜喷管跨声速解与喷管出口分别作为起点与终点，设置超声速气膜喷管轴线的马赫数分布；以超声速气膜喷管跨声速解、喷管出口和超声速气膜喷管轴线的马赫数分布作为边界条件，构建超声速气膜喷管特征线网格，求解超声速气膜喷管内部的超声速流场，进而根据流线控制方程，确定喷管无粘型线；根据冯卡门动量积分关系式，求解边界层位移厚度；基于边界层位移厚度对喷管无粘型线进行粘性修正，得到最终的喷管型线；将预设的超声速气膜喷管的收缩段型线与喷管型线在喉部相连，得到完整的超声速气膜喷管，完成具有压力匹配超声速冷却气膜的高速乘波体的设计。

全文数据：

权利要求：

百度查询： 中国人民解放军国防科技大学 具有压力匹配超声速冷却气膜的高速乘波体设计方法

免责声明
1、本报告根据公开、合法渠道获得相关数据和信息，力求客观、公正，但并不保证数据的最终完整性和准确性。
2、报告中的分析和结论仅反映本公司于发布本报告当日的职业理解，仅供参考使用，不能作为本公司承担任何法律责任的依据或者凭证。

阅读全文 双屏查看 官方信息 专利公告 收藏专利 下载PDF 下载WORD