申请/专利权人：中国人民解放军空军工程大学

申请日：2024-02-02

公开（公告）日：2024-04-26

公开（公告）号：CN117688697B

主分类号：G06F30/17

分类号：G06F30/17;G06F30/28;F02C7/04;G06F113/08;G06F113/14;G06F119/14

优先权：

专利状态码：有效-授权

法律状态：2024.04.26#授权;2024.03.29#实质审查的生效;2024.03.12#公开

摘要：本发明提供了一种旋转爆震发动机进气道设计方法，涉及喷气推进装置的空气进气道技术领域，旋转爆震发动机进气道设计方法包括以下步骤：建立进气道前体激波ac曲线方程，并根据给定坐标点求解进气道前体激波ac曲线方程中的常数值，根据斜激波关系式计算激波后的气流参数，由特征线法求解前体压缩壁面曲线，求解唇口激波cb`，并调整c点位置，直至b`点与b点重合，根据爆震理论模型计算爆震波传播参数和燃烧室参数，计算扩张段长度，并设定型线he段的参数，确定进气道内压缩无粘内壁面型线bf，并进行粘性修正。可以确保进气道各段合理化设计，提高了进气道的工作性能和稳定性，降低了总压损失，有利于提高旋转爆震发动机的推力性能。

主权项：1.一种旋转爆震发动机进气道设计方法，所述旋转爆震发动机进气道位于内环壁面及套设于所述内环壁面外的外环壁面之间；所述外环壁面沿进气方向具有依次分布的k点、c点、h点和e点，连接k点、c点和h点的线段平行于进气道轴线，连接h点和e点的线段平行于进气道轴线；所述内环壁面沿进气方向具有依次分布的a点、g点、b点和f点；其中，c点位于进气道外环前边缘，h点位于进气道喉道截面的外环，e点位于扩张段无粘外环壁面的出口端，a点位于进气道前体壁面的前边缘，k点为过a点、且垂直于进气方向的垂线与过c点、且平行于进气方向直线的交点，b点位于进气道喉道截面的内环壁，f点位于扩张段无粘内环壁面的出口端，g点位于进气道前体壁面上；其特征在于，所述旋转爆震发动机进气道设计方法包括以下步骤：建立进气道前体激波ac曲线方程，并根据给定坐标点求解所述进气道前体激波ac曲线方程中的常数值；根据斜激波关系式计算激波后的气流参数；由特征线法求解前体压缩壁面曲线ab；求解唇口激波cb`，并调整c点位置，直至b`点与b点重合，其中，b`点位于进气道喉道截面的内环壁上；根据爆震理论模型，计算爆震波传播参数和燃烧室参数；根据公式，计算扩张段长度，其中，，，为喉道处的平均静压，为边界层动量损失厚度，为基于动量损失厚度的雷诺数，D为扩张段均水力直径，为进气道喉道平均马赫数，为燃烧室平均压力；设定型线he段的参数；确定进气道内压缩无粘内壁面型线bf，并对型线bf和型线he进行粘性修正；所述设定型线he段的参数的步骤包括：根据公式设定型线he段各处的马赫数，其中，为扩张段段出口平均马赫数，为进气道喉道平均马赫数，x为横向坐标；根据公式，计算型线he段各处的温度，其中，为气流的比热比，为总温；所述确定进气道内压缩无粘内壁面型线bf，并对型线bf和型线he进行粘性修正的步骤包括：将斜激波cb和可控型线ce作为边界条件，采用欧拉预估、校正方法求解特征线方程和相容性方程，以得到无粘壁面型线bf坐标、进气道轴向速度u、进气道径向速度v及声速的分布情况，符号±在取+时则方程中符号±皆为+，符号±在取-时则方程中符号±皆为-，x为横向坐标，y为纵向坐标，为流动方向角，为马赫角；根据公式，计算型线bf上的马赫数；根据公式，计算型线bf上的各处温度。

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