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一种刚性/柔性结合的连续可调进气道的设计方法

阅读：214发布：2023-01-20

专利汇可以提供一种刚性/柔性结合的连续可调进气道的设计方法专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本发明公开了一种刚性/柔性结合的连续可调进气道的设计方法，确定设计点下对应激波贴口的固定压缩面及可调压缩面角度分配，确定进气道不同工作状态下对喉道高度的要求，设计可调压缩面型面，设计喉道段及扩压段，根据进气道喉道段预期的运动轨迹设计连杆机构，完成进气道的主体结构设计。同时，设计过程中还通过细致的宽速域波系配置，利用压缩面肩部外凸面的膨胀扇进行消波处理，抑制激波/ 边界层干扰对进气道性能的影响。此外，该设计方法还通过运动仿真确定喉道高度与作动机构水平位移的关系，进而确定工作马赫数与调节机构调节量的对应关系，即确定了进气道的调节规律。，下面是一种刚性/柔性结合的连续可调进气道的设计方法专利的具体信息内容。

权利要求

1.一种刚性/柔性结合的连续可调进气道的设计方法，其特征在于，该设计方法的设计对象为一种可调进气道，包括唇罩(1)、位于唇罩(1)前下方的前体压缩面、连接前体压缩面后端并向后延伸的可调压缩面(4)、连接可调压缩面(4)后端并向后延伸的喉道段(5)、连接喉道段(5)后端并向后延伸的扩压段(6)、位于喉道段(5)背对唇罩(1)一侧的两个摇杆(7、
8)、承载摇杆且自前向后延伸的水平作动杆(9)、驱动水平作动杆(9)前后移动的驱动装置；
前体压缩面包括位于前部的一级压缩面(2)及自一级压缩面向后延伸的二级压缩面(3)；所述可调压缩面(4)的前端与二级压缩面(3)的后端铰接；所述喉道段(5)的前端与可调压缩面(4)的后端铰接；喉道段(5)与唇罩之间形成喉道(12)；所述扩压段(6)为柔性材料；摇杆的前端铰接于喉道段(5)背对唇罩的一侧，摇杆的后端铰接于水平作动杆(9)上；当水平作动杆向前移动时，摇杆的前端顶住喉道段向唇罩移动使喉道段与唇罩之间的距离变小；当水平作动杆向后移动时，摇杆的前端拉回喉道段使喉道段与唇罩之间的距离变大；
该设计方法设计步骤如下：
(1)波系配置：
(1.1)将进气道的最高工作马赫数定为设计点，在此马赫数下按照激波贴口原则进行波系配置；根据进气道巡航状态的流量需求及工作高度，由流量公式确定设计点的流量捕获面积
式中，m为设计点需求的气体流量，ρ0、u0分别为自由来流的密度和速度；进而根据进气道长宽比确定唇罩(1)口部高度h0；
(1.2)根据进气道前体长度及总压缩量要求，确定一级斜激波(10)波角β1；以一级压缩面(2)前缘作为原点，作与水平线夹角为β1的射线，该射线与唇罩(1)口部高度h0水平线的交点即为唇罩(1)口部位置；由斜激波波角β与气流偏转角δ有如下关系式：
式中，M为斜激波波前马赫数；从而根据一级斜激波(10)波角β1确定一级压缩面(2)的气流偏转角δ1；
(1.3)为了得到最大的总压恢复系数，按照各斜激波前的法向马赫数相等的原则，即M0sinβ1＝M1sinβ2
确定二级斜激波(11)波角β2；过唇罩口部作一与水平线夹角为(β2+δ1)的射线，与一级压缩面(2)的交点即为二级压缩面(3)起点；根据斜激波波角与气流偏转角的关系式确定二级压缩面(3)的气流偏转角δ2，则二级压缩面(3)与水平线夹角θ2＝δ1+δ2；
(1.4)在设计点将可调压缩面(4)视为固定压缩面进行设计，确定巡航状态下可调压缩面(4)调节至对应位置时与水平线夹角θ3的大小；具体如下：首先仍然依据各斜激波前的法向马赫数相等原则，确定三级斜激波(13)的波角β3；过唇罩口部作一与水平线夹角为(β3+θ2)的射线，与二级压缩面(3)的交点即为可调压缩面(4)的起点；同理，根据斜激波波角与气流偏转角的关系式确定可调压缩面(4)的气流偏转角δ3，则设计点下可调压缩面(4)与水平线夹角θ3＝θ2+δ3；
(1.5)唇罩(1)型面设计；由于唇罩(1)口部高度h0已经确定，唇罩(1)内型面设计为过唇罩口部的一条水平线；唇罩(1)外表面与水平线夹角根据进气道阻力及唇罩口部激波不脱体的限定，确定在8°-10°；(2)喉道(12)高度及可调压缩面(4)型面的确定：
(2.1)确定最小喉道高度hmin；进气道巡航状态对应为最小喉道高度，设计使得此时喉道(12)的气流马赫数为1.3，因此最小喉道高度为：
式中，h3为设计点下唇罩(1)口部至可调压缩面(4)的竖直距离，由于步骤(1)中已经确定了唇罩(1)口部位置及可调压缩面(4)与水平面夹角θ3，因此h3已知；
q(λ3)为设计点下气流经过三级斜激波(13)后的流量函数；
q(λt)为喉道(12)气流马赫数对应的流量函数；
σa为气流从三级斜激波(13)波后至喉道(12)的总压恢复系数，取0.95；
(2.2)设计可调压缩面(4)型面；在设计点根据可调压缩面(4)与水平线夹角以及最小喉道高度hmin确定可调压缩面(4)型面；对可调压缩面(4)的肩部型线(14)进行倒圆设计，使唇罩激波落在肩部倒圆区(15)，以利用肩部膨胀扇(16)削弱反射激波(17)的强度；倒圆设计使可调压缩面(4)逐渐过渡至高度距离唇罩(1)内型面hmin的位置，满足设计点对最小喉道高度的需求；
(2.3)确定最大喉道高度hmax；根据起飞时发动机所需的最大流量，喉道(12)高度要能够保证进去进气道的气流正常通过而不在喉道(12)处发生壅塞，则通过流量公式计算可得：
式中，ψ为起飞状态时的最大流量系数；
h∞为自由来流流管的高度；
q(λ0)为自由来流流量函数；
σb为气流从进气道入口(18)至喉道(12)处的总压恢复系数；
q(λt)为喉道(12)气流马赫数对应的流量函数；
(2.4)确定加速过程中的喉道(12)调节位置：来流马赫数M0小于1时，喉道(12)位置不做调节；当来流马赫数M0大于1时，由于一级压缩面(2)、二级压缩面(3)几何型面固定，因此根据一维流斜激波关系式可以推算出一级斜激波(10)波角β1以及波后气流马赫数M1、二级斜激波(11)波角β2以及波后气流马赫数M2；通过流量公式可得：
式中，h2为由几何关系确定的唇罩(1)口部到第二级压缩面(3)的竖直距离；
q(λ2)-为二级斜激波波后气流的流量函数；
σc-为气流从二级斜激波波后到喉道(12)的总压恢复系数，取值根据经验预估；
q(λt)为喉道(12)气流马赫数对应的流量函数；
(3)设计喉道段(5)及扩压段(6)：
(3.1)喉道段(5)的设计；喉道段(5)长度选取为最小喉道高度hmin的3-4倍；喉道段(5)后部进行倒圆设计，平缓过渡至扩压段(6)；
(3.2)扩压段(6)的设计；采用等扩张角规律确定设计点下扩压段(6)的预期型面，扩张角不超过10°；
(3.3)确定扩压段(6)材质；
(4)设计刚性变形机构：
(4.1)将两个摇杆分为前摇杆(7)、后摇杆(8)，前摇杆(7)与喉道段(5)的铰接点在喉道段(5)的最前缘、后摇杆(8)与喉道段(5)的铰接点设定在：喉道段(5)与扩压段(6)连接点及前摇杆(7)与喉道段(5)的铰接点的之间，且靠近喉道段(5)与扩压段(6)连接点；
(4.2)设计步骤(1.1)，(2.1)中分别确定了唇罩(1)口部高度h0以及喉道的最小高度hmin，由几何关系可以得出，前摇杆(7)、后摇杆(8)的最小长度均为h0-hmin；将前摇杆(7)的长度l1选取为最小长度h0-hmin的1.5倍；
(4.3)后摇杆(8)的长度l2选取为最小长度h0-hmin的1.6倍；
(4.4)以前摇杆与喉道段的铰接点为圆心，l1为半径作圆，该圆与过一级压缩面(2)起点的水平线交点定为前摇杆(7)与水平作动杆(9)的铰接位置；以后摇杆与喉道段的铰接点为圆心，l2为半径作圆，该圆与过一级压缩面(2)起点的水平线交点定为后摇杆(8)与水平作动杆(9)的铰接位置；
(5)布置边界层放气区间：根据斜激波公式以及相应的几何关系，确定不同工作马赫数下的波系结构，进而确定唇罩激波(19)入射点在可调压缩面(4)的变化范围，按照此范围在可调压缩面(4)上开设第一放气缝(20)，使得唇罩激波(19)总是打在边界层放气区域内，同样的，根据反射激波(17)在不同工作状态下的入射位置，在唇罩(1)上开设第二放气缝(21)。
2.根据权利要求1所述的刚性/柔性结合的连续可调进气道的设计方法，其特征在于：
将前摇杆(7)与后摇杆(8)设计为不等长，从而实现巡航状态喉道段水平，起飞状态喉道段略微扩张的设计目的。
3.根据权利要求2所述的刚性/柔性结合的连续可调进气道的设计方法，其特征在于：
步骤(3.3)中，选取弹簧钢作为扩压段(6)材质。
4.根据权利要求2所述的刚性/柔性结合的连续可调进气道的设计方法，其特征在于：
驱动水平作动杆(9)前后移动的驱动装置选为电机。

说明书全文

一种刚性/柔性结合的连续可调进气道的设计方法

技术领域

[0001] 本发明涉及飞行器设计领域，尤其是一种超声速进气道。

背景技术

[0002] 吸气式超声速飞行器是航空航天领域的重点发展方向之一，有着较高的军事、社会价值，因此受到各国的重视。而进气道作为发动机的进气装置，是吸气式推进系统的三大关键气动部件之一，直接面对高马赫数来流和工况复杂的燃烧室，其设计形式和工作特性显著影响着整个推进系统乃至飞行器的总体性能。在实际应用中，发动机需要工作在较宽的飞行包线内，这就要求进气道具有较为宽广的马赫数工作范围。

[0003] 进气道的内收缩比是设计过程中的一个关键参数。对于工作在宽马赫数范围内的进气道而言，其在低马赫数下需要较小的内收缩比以保证进气道的起动性能，而在高马赫数下，需要较大的内收缩比来提高进气道的压缩量，因此，进气道在高、低马赫数下工作时对于进气道的内收缩比的需求完全相悖。对于定几何进气道方案而言，由于其几何型面不可调节，无法同时满足低马赫数下的小收缩比和高马赫数下的大收缩比要求，因此往往采用折中设计，难以满足宽马赫数范围内的工作需求。为了解决这一矛盾，可以采用可调进气道设计来实现不同马赫数下的内收缩比调节。

[0004] 目前，世界上主要发达国家如美国、法国、日本等都对可调节进气道进行了相应研究，从已有的公开文献中可以看出，已经有一些相对可行的调节方案。例如，对于轴对称进气道采用的中心锥平移和开槽方案，通过中心锥改变喉道面积，满足不同马赫数下的流量需求，拓宽进气道的工作范围。二元进气道中使用较多的有唇罩转动方案，其可以通过唇口开启机构控制进气道入口的打开和关闭，在唇罩旋转的过程中实现收缩比的调节。

[0005] 然而，现有方案存在着调节机构复杂，相应时间长，可靠性低等问题，调节时存在着诸多问题，而且现有方案对于内收缩比的调节范围比较有限。此外，在现有可调进气道的设计过程中，往往忽视了控制进气道内部激波/边界层干扰对进气道的影响。因此，需要设计出一种结构简单，可靠性高，能够在宽泛马赫数范围内高性能稳定工作的可调进气道。

发明内容

[0006] 为了解决进气道工作在宽马赫数范围，内收缩比需随工作马赫数调节的问题，本发明了提供了一种刚性/柔性结合的可调进气道的设计方法，能够提供可调进气道的可靠性并且使该进气道能够在宽泛马赫数范围内高性能稳定工作。

[0007] 为了达到上述目的，本发明中可调进气道的设计采用如下技术方案：

[0008] 一种刚性/柔性结合的连续可调进气道的设计方法，其特征在于，该设计方法的设计对象为一种可调进气道，包括进气道唇罩、位于进气道唇罩前下方的前体压缩面、连接前体压缩面后端并向后延伸的可调压缩面、连接可调压缩面后端并向后延伸的喉道段、连接喉道段后端并向后延伸的扩压段、位于喉道段背对唇罩一侧的两个摇杆、承载摇杆且自前向后延伸的水平作动杆、驱动水平作动杆前后移动的驱动装置；前体压缩面包括位于前部的一级压缩面及自一级压缩面向后延伸的二级压缩面；所述可调压缩面的前端与二级压缩面的后端铰接；所述喉道段的前端与可调压缩面的后端铰接；喉道段与进气道唇罩之间形成喉道；所述扩压段为柔性材料；摇杆的前端铰接于喉道段背对唇罩的一侧，摇杆的后端铰接于水平作动杆上；当水平作动杆向前移动时，摇杆的前端顶住喉道段向唇罩移动使喉道段与唇罩之间的距离变小；当水平作动杆向后移动时，摇杆的前端拉回喉道段使喉道段与唇罩之间的距离变大；

[0009] 该设计方法设计步骤如下：

[0010] (1)波系配置：

[0011] (1.1)将进气道的最高工作马赫数定为设计点，在此马赫数下按照激波贴口原则进行波系配置；根据进气道巡航状态的流量需求及工作高度，由流量公式确定设计点的流量捕获面积

[0012]

[0013] 式中，m为设计点需求的气体流量，ρ0、u0分别为自由来流的密度和速度；进而根据进气道长宽比确定唇罩口部高度h0；

[0014] (1.2)根据进气道前体长度及总压缩量要求，确定一级激波角β1；以一级压缩面前缘作为原点，作与水平线夹角为β1的射线，该射线与高度h0水平线的交点即为唇罩口部位置；由斜激波波角β与气流偏转角δ有如下关系式：

[0015]

[0016] 式中，M为斜激波波前马赫数；从而根据一级斜激波波角β1确定一级压缩面的气流偏转角δ1；

[0017] (1.3)为了得到最大的总压恢复系数，按照各斜激波前的法向马赫数相等的原则，即

[0018] M0 sinβ1＝M1 sinβ2

[0019] 确定二级斜激波波角β2；过唇口作一与水平线夹角为(β2+δ1)的射线，与一级压缩面的交点即为二级压缩面起点；根据斜激波波角与气流偏转角的关系式确定二级压缩面的气流偏转角δ2，则二级压缩面与水平线夹角θ2＝δ1+δ2；

[0020] (1.4)在设计点将可调压缩面视为固定压缩面进行设计，确定巡航状态下可调压缩面调节至对应位置时与水平线夹角θ3的大小；具体如下：首先仍然依据各斜激波前的法向马赫数相等原则，确定三级斜激波的波角β3；过唇口作一与水平线夹角为(β3+θ2)的射线，与二级压缩面的交点即为可调压缩面的起点；同理，根据斜激波波角与气流偏转角的关系式确定可调压缩面的气流偏转角δ3，则设计点下可调压缩面与水平线夹角θ3＝θ2+δ3；

[0021] (1.5)唇罩型面设计；由于唇罩口部高度h0已经确定，唇罩(1)内型面设计为过唇口的一条水平线；唇罩外表面与水平线夹角根据进气道阻力及唇口激波不脱体的限定，确定在8°-10°；

[0022] (2)喉道高度及压缩面型面的确定：

[0023] (2.1)确定最小喉道高度hmin；进气道巡航状态对应为最小喉道高度，设计使得此时喉道的气流马赫数为1.3，因此最小喉道高度为：

[0024]

[0025] 式中，h3为设计点下唇罩口部至可调压缩面的竖直距离，由于步骤[0026] (1)中已经确定了唇罩位置及第三级可调压缩面角度，因此h3已知；

[0027] q(λ3)为设计点下气流经过三级斜激波后的流量函数；

[0028] q(λt)为喉道(12)马赫数1.3对应的流量函数；

[0029] σa为气流从三级斜激波波后至喉道的总压恢复系数，近似取0.95；

[0030] (2.2)设计可调压缩面型面；在设计点根据可调压缩面与水平线夹角以及最小喉道高度hmin确定；对压缩面肩部型线进行倒圆设计，使唇罩激波落在肩部倒圆区，以利用肩部膨胀扇削弱反射激波的强度；倒圆设计使压缩面逐渐过渡至高度距离唇罩内型面hmin的位置，满足设计点对最小喉道高度的需求；

[0031] (2.3)确定最大喉道高度hmax；根据起飞时发动机所需的最大流量，喉道高度要能够保证进去进气道的气流正常通过而不在喉道处发生壅塞，则通过流量公式计算可得：

[0032]

[0033] 式中，ψ为起飞状态时的最大流量系数；

[0034] h∞为自由来流流管的高度；

[0035] q(λ0)为自由来流流量函数；

[0036] σb为气流从进气道入口至喉道处的总压恢复系数；

[0037] q(λt)为喉道气流马赫数对应的流量函数；

[0038] (2.4)确定加速过程中的喉道调节位置：来流马赫数M0小于1时，喉道位置不做调节；当来流马赫数M0大于1时，由于一二级压缩面、二级压缩面几何型面固定，因此根据一维流斜激波关系式可以推算出一级斜激波波角β1以及波后气流马赫数M1、二级斜激波波角β2以及波后气流马赫数M2。通过流量公式可得：

[0039]

[0040] 式中，h2为由几何关系确定的唇罩口部到第二级压缩面的竖直距离；

[0041] q(λ2)为二级斜激波波后气流的流量函数；

[0042] σc为气流从二级斜激波波后到喉道的总压恢复系数，取值根据经验预估；

[0043] q(λt)为喉道气流马赫数对应的流量函数；

[0044] (3)设计喉道段及扩压段：

[0045] (3.1)喉道段的设计；喉道段长度选取为最小喉道高度hmin的3-4倍；喉道段后部进行倒圆设计，平缓过渡至扩压段；

[0046] (3.2)扩压段的设计；采用等扩张角规律确定设计点下扩压段的预期型面，扩张角不超过10°；

[0047] (3.3)确定扩压段材质；选取弹簧钢作为扩压段材质

[0048] (4)设计刚性变形机构：

[0049] (4.1)将两个摇杆分为前摇杆、后摇杆，前摇杆与喉道段的铰接点在喉道段的最前缘、后摇杆与喉道段的铰接点设定在：喉道段与扩压段连接点与的前摇杆与喉道段的铰接点的之间，且靠近喉道段与扩压段连接点；

[0050] (4.2)设计步骤(1.1)，(2.1)中分别确定了唇罩口部高度h0以及喉道的最小高度hmin，由几何关系可以得出，前摇杆、后摇杆的最小长度均为(h0-hmin)；将前摇杆的长度l1选取为最小长度的1.5倍；

[0051] (4.3)后摇杆的长度l2选取为最小长度的1.6倍；

[0052] (4.4)以前摇杆与喉道段的铰接点为圆心，l1作圆，该圆与过一级压缩面起点的水平线交点定为前摇杆与水平作动杆的铰接位置；以后摇杆与喉道段的铰接点为圆心，l2作圆，该圆与过一级压缩面起点的水平线交点定为后摇杆与水平作动杆的铰接位置；

[0053] (5)布置边界层放气区间：根据斜激波公式以及相应的几何关系，确定不同工作马赫数下的波系结构，进而确定唇罩激波入射点在可调压缩面的变化范围，按照此范围在可调压缩面上开设放气缝，使得唇罩激波总是打在边界层放气区域内，同样的，根据反射激波在不同工作状态下的入射位置，在唇罩上开设放气缝。

[0054] 有益效果：依据本设计方法设计出的进气道，通过赋予驱动端简单的横向位移，便能够通过连杆机构实现压缩面角度和喉道高度的同步调节，从而根据进气道的工作状态实时连续调节进气道的内收缩比，保证进气道在整个飞行马赫数范围内均能稳定工作。同时，设计过程中还通过细致的宽速域波系配置，利用压缩面肩部外凸面的膨胀扇进行消波处理。依据不同工况下唇罩激波在压缩面的入射位置在压缩面上布置均匀放气缝，吸除边界层。上述设计保证了进气道在全速域范围内均不会出现严重的激波/边界层干扰，提高了进气道的耐反压能力。

[0055] 进一步的，本发明还给出了确定进气道调节规律的方法：对设计步骤(4)中设计的连杆机构采用运动仿真的方法，确定水平作动杆横向位移距离与喉道段高度的对应关系，再结合设计步骤(2.4)中得到的工作马赫数与所需喉道高度的函数关系，从而确定针对各工作马赫数，水平作动杆应实现的横向位移大小，即得出进气道的调节规律。附图说明

[0056] 图1为本发明提供的一种刚性/柔性结合的连续可调进气道的设计方法的设计对象示意图；

[0057] 图2为图1中的设计对象示意图，与图1中的标号不同；

[0058] 图3为应用本发明设计出来的一种刚性/柔性结合的连续可调进气道的调节规律示意图；

[0059] 图4为本发明一种刚性/柔性结合的连续可调进气道的设计方法的设计流程图。具体实施例

[0060] 本发明公开了一种刚性/柔性结合的连续可调进气道的设计方法，其面向的设计对象为一种刚性/柔性结合的连续可调进气道，具体请参阅图1及图2所示。该进气道主体包括：进气道唇罩1、位于进气道唇罩4前下方的前体压缩面、连接前体压缩面后端并向后延伸的可调压缩面4、连接可调压缩面4后端并向后延伸的喉道段5、连接喉道段5后端并向后延伸的扩压段6、位于喉道段5背对唇罩1一侧的两个摇杆7、8、承载摇杆且自前向后延伸的水平作动杆9、驱动水平作动杆9前后移动的驱动装置(如电机)；前体压缩面包括位于前部的一级压缩面2及自一级压缩面向后延伸的二级压缩面3；所述可调压缩面4的前端与二级压缩面3的后端铰接；所述喉道段5的前端与可调压缩面4的后端铰接；喉道段5与进气道唇罩之间形成喉道12；所述扩压段6为柔性材料；摇杆的前端铰接于喉道段5背对唇罩的一侧，摇杆的后端铰接于水平作动杆9上；当水平作动杆向前移动时，摇杆的前端顶住喉道段向唇罩移动使喉道段与唇罩之间的距离变小；当水平作动杆向后移动时，摇杆的前端拉回喉道段使喉道段与唇罩之间的距离变大。水平作动杆9水平作动杆9扩压段。

[0061] 请参阅图4所示，并结合图1及图2，本发明的设计步骤如下：

[0062] (1)波系配置：

[0063] (1.1)将进气道的最高工作马赫数定为设计点，在此马赫数下按照激波贴口原则进行波系配置；根据进气道巡航状态的流量需求及工作高度，由流量公式确定设计点的流量捕获面积

[0064]

[0065] 式中，m为设计点需求的气体流量，ρ0、u0分别为自由来流的密度和速度；进而根据进气道长宽比确定唇罩1口部高度h0；

[0066] (1.2)根据进气道前体长度及总压缩量要求，确定一级激波角β1；以一级压缩面2前缘作为原点，作与水平线夹角为β1的射线，该射线与高度h0水平线的交点即为唇罩1口部位置；由斜激波波角β与气流偏转角δ有如下关系式：

[0067]

[0068] 式中，M为斜激波波前马赫数；从而根据一级斜激波10波角β1确定一级压缩面2的气流偏转角δ1；

[0069] (1.3)为了得到最大的总压恢复系数，按照各斜激波前的法向马赫数相等的原则，即

[0070] M0 sinβ1＝M1 sinβ2

[0071] 确定二级斜激波11波角β2；过唇口作一与水平线夹角为(β2+δ1)的射线，与一级压缩面2的交点即为二级压缩面3起点；根据斜激波波角与气流偏转角的关系式确定二级压缩面3的气流偏转角δ2，则二级压缩面3与水平线夹角θ2＝δ1+δ2；

[0072] (1.4)在设计点将可调压缩面4视为固定压缩面进行设计，确定巡航状态下可调压缩面4调节至对应位置时与水平线夹角θ3的大小；具体如下：首先仍然依据各斜激波前的法向马赫数相等原则，确定三级斜激波13的波角β3；过唇口作一与水平线夹角为(β3+θ2)的射线，与二级压缩面3的交点即为可调压缩面4的起点；同理，根据斜激波波角与气流偏转角的关系式确定可调压缩面4的气流偏转角δ3，则设计点下可调压缩面4与水平线夹角θ3＝θ2+δ3；

[0073] (1.5)唇罩1型面设计；由于唇罩1口部高度h0已经确定，唇罩1内型面设计为过唇口的一条水平线；唇罩1外表面与水平线夹角根据进气道阻力及唇口激波不脱体的限定，确定在8°-10°；

[0074] (2)喉道12高度及压缩面4型面的确定：

[0075] (2.1)确定最小喉道高度hmin；进气道巡航状态对应为最小喉道高度，设计使得此时喉道12的气流马赫数为1.3，因此最小喉道高度为：

[0076]

[0077] 式中，h3为设计点下唇罩1口部至可调压缩面4的竖直距离，由于步骤1中已经确定了唇罩1位置及第三级可调压缩面4角度，因此h3已知；

[0078] q(λ3)为设计点下气流经过三级斜激波13后的流量函数；

[0079] q(λt)为喉道12马赫数1.3对应的流量函数；

[0080] σa为气流从三级斜激波13波后至喉道12的总压恢复系数，近似取0.95；

[0081] (2.2)设计可调压缩面4型面；在设计点根据可调压缩面4与水平线夹角以及最小喉道高度hmin确定；对压缩面肩部型线14进行倒圆设计，使唇罩激波落在肩部倒圆区15，以利用肩部膨胀扇16削弱反射激波17的强度；倒圆设计使压缩面4逐渐过渡至高度距离唇罩1内型面hmin的位置，满足设计点对最小喉道高度的需求；

[0082] (2.3)确定最大喉道高度hmax；根据起飞时发动机所需的最大流量，喉道12高度要能够保证进去进气道的气流正常通过而不在喉道12处发生壅塞，则通过流量公式计算可得：

[0083]

[0084] 式中，ψ为起飞状态时的最大流量系数；

[0085] h∞为自由来流流管的高度；

[0086] q(λ0)为自由来流流量函数；

[0087] σb为气流从进气道入口18至喉道12处的总压恢复系数；

[0088] q(λt)为喉道12气流马赫数对应的流量函数；

[0089] (2.4)确定加速过程中的喉道12调节位置：来流马赫数M0小于1时，喉道12位置不做调节；当来流马赫数M0大于1时，由于一二级压缩面2、二级压缩面3几何型面固定，因此根据一维流斜激波关系式可以推算出一级斜激波10波角β1以及波后气流马赫数M1、二级斜激波11波角β2以及波后气流马赫数M2。通过流量公式可得：

[0090]

[0091] 式中，h2为由几何关系确定的唇罩1口部到第二级压缩面3的竖直距离；

[0092] q(λ2)为二级斜激波波后气流的流量函数；

[0093] σc为气流从二级斜激波波后到喉道12的总压恢复系数，取值根据经验预估；

[0094] q(λt)为喉道12气流马赫数对应的流量函数；

[0095] (3)设计喉道段5及扩压段6：

[0096] (3.1)喉道段5的设计；喉道段5长度选取为最小喉道高度hmin的3-4倍；喉道段5后部进行倒圆设计，平缓过渡至扩压段6；

[0097] (3.2)扩压段6的设计；采用等扩张角规律确定设计点下扩压段6的预期型面，扩张角不超过10°；在这里，扩压段6的出口需要对接发动机燃烧室，故扩压段出口截面尺寸即为燃烧室进口尺寸，而燃烧室进口参数由其他部门给定，直接将该参数使用即可作为进气道的设计要求，在此不需要进行特殊设计；

[0098] (3.3)确定扩压段6材质；选取弹簧钢作为扩压段6材质；

[0099] (4)设计刚性变形机构：

[0100] (4.1)将两个摇杆分为前摇杆7、后摇杆8，前摇杆7与喉道段5的铰接点在喉道段5的最前缘、后摇杆8与喉道段5的铰接点设定在：喉道段5与扩压段6连接点与的前摇杆7与喉道段5的铰接点的之间，且靠近喉道段5与扩压段6连接点；优选的，本实施方式中，将前摇杆7与后摇杆8设计为不等长，从而实现巡航状态喉道段水平，起飞状态喉道段略微扩张的设计目的。

[0101] (4.2)设计步骤(1.1)，(2.1)中分别确定了唇罩1口部高度h0以及喉道的最小高度hmin，由几何关系可以得出，前摇杆7、后摇杆8的最小长度均为(h0-hmin)；将前摇杆7的长度l1选取为最小长度的1.5倍；

[0102] (4.3)后摇杆8的长度l2选取为最小长度的1.6倍；

[0103] (4.4)以前摇杆与喉道段的铰接点为圆心，l1作圆，该圆与过一级压缩面2起点的水平线交点定为前摇杆7与水平作动杆9的铰接位置；以后摇杆与喉道段的铰接点为圆心，l2作圆，该圆与过一级压缩面2起点的水平线交点定为后摇杆8与水平作动杆9的铰接位置；

[0104] (5)布置边界层放气区间：根据斜激波公式以及相应的几何关系，确定不同工作马赫数下的波系结构，进而确定唇罩激波19入射点在可调压缩面4的变化范围，按照此范围在可调压缩面4上开设放气缝20，使得唇罩激波19总是打在边界层放气区域内，放气流量控制在总流量的3％以内，对唇罩激波19和边界层的相互干扰加以控制，使得唇罩激波19总是打在边界层放气区域内，使用多区独立放气控制措施。同样的，根据反射激波17在不同工作状态下的入射位置，在唇罩1上开设放气缝21。本实施方式中的多区独立放气控制措施请参考中国专利“ZL.2014101589066一种具有可变放气系统的飞行器超声速进气道”中的记载。

[0105] 请参阅图3，进一步的，本发明还给出了确定进气道调节规律的方法：对设计步骤(4)中设计的连杆机构采用运动仿真的方法，确定水平作动杆横向位移距离与喉道段高度的对应关系，再结合设计步骤(2.4)中得到的工作马赫数与所需喉道高度的函数关系，从而确定针对各工作马赫数，水平作动杆应实现的横向位移大小，即得出进气道的调节规律。

[0106] 应当指出，本发明具体实现该技术方案的方法和途径很多，以上所述仅是本发明的优选实施方式。对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。本实施例中未明确的各组成部分均可用现有技术加以实现。

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