一种新型高性能高超声速进气道设计方法研究

高超声速进气道是吸气式推进系统的重要部件，直接影响着推进系统和飞行器的综合性能。本课题提出了一种新的高超声速进气道设计概念：内乘波式进气道。它具有捕获面积与浸润面积比大、无角区干扰流动、几何形状固定却能随M数自动改变捕获面积、工作M数范围宽、易实现与机体一体化设计、压缩效率高等优点。本研究首先建立这种新概念进气道的设计方法：设计特定的内收缩轴对称流为原始流场，选取合适的流面剖切获得设计需要的进气道初始造型，并采用气动数值优化技术重构进口段。在此基础上，通过粘性、真实气体效应的修正获得高性能的进气道构形。然后，采用数值模拟技术分析此进气道的流动特征和变M数、变反压工作特性（抗反压特性、起动特性）。最后，将在高超声速高焓风洞中开展该进气道的风洞实验研究，验证设计方法的正确性。