一种高超声速变截面进气道及其设计方法
一种高超声速变截面进气道及其设计方法
【技术领域】
[0001]本发明属于高超声速推进风洞的技术领域，具体地涉及一种高超声速变截面进气道，以及这种进气道的设计方法。
【背景技术】
[0002]高超声速进气道是高超声速吸气式发动机的关键部件，其作用是捕获来流空气并将其压缩至燃烧室所需的高压低速状态。其设计目标是具有尽量大的质量捕获率、以尽量小的流动损失完成对来流的压缩。目前已经存在的高超声速进气道类型有:二元进气道、侧压进气道、内转式进气道等。传统的内转式进气道具有高质量捕获率和较好的流动品质，但是由于其内收缩比过大，使马赫数工作范围十分狭窄，低马赫数下自动溢流能力不足，难以实现低马赫数自起动。
[0003]传统的内转式进气道主要有:
[0004](I)流线追踪式:如美国Johns Hopkins大学的Billig等人发展基于Busemann基准流场发展起来的流线追踪进气道；英国牛津大学的Matthew基于轴对称等压内锥流发展起来的流线追踪进气道等。
[0005](2)变截面进气道:
[0006]美国NASA Langley中心的Μ.K.Smart提出矩形转椭圆形(REST)的变截面进气道设计方法，基于轴对称倒喷管流场，使用流线追踪技术，分别根据矩形入口和椭圆形出口获得两个流线追踪进气道型面，在垂直于来流的一系列平面内使用数学加权函数将两个曲面融合成变截面进气道型面。美国Johns Hopkins大学的T.M.Taylor和D.Vanffie以Busemann流动为基准流场，使用流线追踪技术，分别根据方形入口和圆形出口的两个流线追踪进气道型面，在过基准流场对称轴的平面内对流线上具有相同流动参数的点进行数学加权函数平均，从而融合成进口为正方形，出口为圆形的变截面进气道。在国内，南京航空航天大学的南向军博士、张堃元教授提出基于三次多项式压升规律的轴对称基准流场设计方法，通过数学加权函数生成了进口为方形，出口为圆形的变截面进气道。曲面融合方法使进气道前缘的乘波特性得不到保证，进气道在设计点不能达到质量全捕获，另外该方法适用于进气道入口-出口宽高比接近的变截面设计，当入口 /出口宽高比具有显著差异，形状变化剧烈时，该方法将变得不再适用。
[0007]上述内转式进气道都是传统的封闭式内转式进气道，名义内收缩比都在Kantrwitz自起动极限以上，不通过抽吸等流动控制手段很难实现自起动。
【发明内容】
[0008]本发明的技术解决问题是:克服现有技术的不足，提供一种高超声速变截面进气道，其自起动能力得到显著提升，可以不通过辅助流动控制手段实现低马赫数自起动，可以很大程度上抑制三维边界层效应形成的出口流向涡，隔离段内马赫数具有良好的均匀性，在低马赫数下进气道实现自动溢流，拓宽进气道的工作范围。
[0009]本发明的技术解决方案是:这种高超声速变截面进气道，其包括依次连接的收缩段和隔离段，该收缩段具有入口和出口，所述收缩段形成为由入口向出口逐渐收缩的形状，所述收缩段的三维流场在收缩段轴向方向形成多个子流管，每个子流管的入口和出口的子收缩比与收缩段的入口和出口的总收缩比大致相等，且每个子流管构成轴对称内收缩流场的一部分，所述隔离段包括一体成型的前端部和出口通道，该隔离段的前端部的顶部与所述收缩段的出口的顶部相连，所述收缩段的出口的两侧与所述隔离段的前端部的两侧形成旁侧溢流通道。
[0010]本发明使低能气流沿旁侧溢流通道溢流，使隔离段封住高压气体，所以自起动能力得到显著提升，可以不通过辅助流动控制手段实现低马赫数自起动，可以很大程度上抑制三维边界层效应形成的出口流向涡，隔离段内马赫数具有良好的均匀性，在低马赫数下进气道实现自动溢流，拓宽进气道的工作范围。
[0011]还提供了一种高超声速变截面进气道的设计方法，包括以下步骤:
[0012](I)收缩段形成为由入口向出口逐渐收缩的形状，将所述收缩段的三维流场在收缩段轴向方向形成多个子流管，每个子流管的入口和出口的子收缩比与收缩段的入口和出口的总收缩比大致相等，且每个子流管构成轴对称内收缩流场的一部分；
[0013](2)所述隔离段一体成型地形成前端部和出口通道，该隔离段的前端部的顶部与所述收缩段的出口的顶部相连；
[0014](3)所述收缩段的出口的两侧与所述隔离段的前端部的两侧形成旁侧溢流通道。
【附图说明】
[0015]图1是根据本发明将流场按照局部收缩比一致划分为多个子流管的示意图。
[0016]图2是根据本发明的高超声速变截面进气道的三维轮廓图。
[0017]图3示出了图2的进气道的捕获面形状。
[0018]图4示出了图2的进气道的侧向形状。
[0019]图5示出了图2的进气道的仰视方向形状。
[0020]图6示出了作为对比的传统进气道形状。
【具体实施方式】
[0021]如图2所示，这种高超声速变截面进气道，其包括依次连接的收缩段2和隔离段4，该收缩段具有入口和出口，所述收缩段形成为由入口向出口逐渐收缩的形状，所述收缩段的三维流场在收缩段轴向方向形成多个子流管，每个子流管的入口和出口的子收缩比与收缩段的入口和出口的总收缩比大致相等，且每个子流管构成轴对称内收缩流场的一部分，所述隔离段包括一体成型的前端部和出口通道5，该隔离段的前端部的顶部与所述收缩段的出口的顶部相连，所述收缩段的出口的两侧与所述隔离段的前端部的两侧形成旁侧溢流通道S。
[0022]本发明使低能气流沿旁侧溢流通道溢流，使隔离段封住高压气体，所以自起动能力得到显著提升，可以不通过辅助流动控制手段实现低马赫数自起动，可以很大程度上抑制三维边界层效应形成的出口流向涡，隔离段内马赫数具有良好的均匀性，在低马赫数下进气道实现自动溢流，拓宽进气道的工作范围。
[0023]另外，所述出口通道的横截面为矩形。
[0024]另外，所述前端部为唇口形状，唇口的前缘线3为直线。
[0025]另外，所述唇口的侧缘线根据唇口处反射激波的形状确定。
[0026]另外，唇口的前缘线乘在初始激波上，唇口的侧缘线乘在反射激波上。
[0027]还提供 了一种高超声速变截面进气道的设计方法，包括以下步骤:
[0028](I)收缩段形成为由入口向出口逐渐收缩的形状，将所述收缩段的三维流场在收缩段轴向方向形成多个子流管，每个子流管的入口和出口的子收缩比与收缩段的入口和出口的总收缩比大致相等，且每个子流管构成轴对称内收缩流场的一部分；
[0029](2)所述隔离段一体成型地形成前端部和出口通道，该隔离段的前端部的顶部与所述收缩段的出口的顶部相连；
[0030](3)所述收缩段的出口的两侧与所述隔离段的前端部的两侧形成旁侧溢流通道。
[0031]另外，唇口的前缘线乘在初始激波上，唇口的侧缘线乘在反射激波上，反射激波沿旁侧溢流通道溢流，使隔离段封住高压气体。
[0032]以下给出一个具体实施例。
[0033]这种进气道包括收缩段和隔离段，其中进气道收缩段为三维向内收缩，隔离段为一截面为矩形的封闭柱面。隔离段的上游开口处为唇口，唇口前缘线为一直线，侧缘线根据唇口反射激波的形状来确定。收缩段并不一定限于轴对称曲面，曲面生成方法使用了申请人所获授权的专利201210157992.X所述的方法，收缩段与隔离段的连接角度为实际的流线转角，这取决于具体的流场形态。本发明所述的进气道在收缩段与隔离段交界处的两个旁侧，该溢流口将低能气流主动溢出，并且将进气道的名义内收缩比降为1.0，这是与传统内转式进气道最显著的差别。图6所示为传统内转式进气道，图中1，2，3为收缩段，4为隔离段，收缩段与隔离段的交接线为封闭空间曲线，本发明的开口位置对应于兔所示传统进气道的C-E曲线。
[0034]高超声速来流在进气道入口型线上形成初始入射曲面激波，该激波的形状根据入口形状而定制，并将三维入口封闭，低于设计马赫数情况下，进气道初始入射激波角增大，进气道可实现自动溢流。
[0035]进气道的进口出口形状可根据总体布局定制，其收缩段在与隔离段交线处转平，其内的反射激波的与隔离段相交于隔离段起始线，气流经过反射激波后基本与来流平行，气流保持均匀，隔离段内基本不存在斜激波串。
[0036]下面结合附图对本发明做进一步详细的说明。本发明双旁侧溢流内转式进气道的设计方法是将进气道收缩段的三维流场划分为多个子流管，每个子流管的入口和出口的子收缩比大致等于收缩段的入口和出口的总收缩比。沿着来流的方向看去，进气道的前缘线(图中的I)为一可以定制的三维曲线，出口为矩形。将收缩段的三维流场形成为多个收缩比相等的子流管，其中每一个子流管的收缩比都等于进气道的总收缩比。如此划分确保被捕获形状ABCDE捕获的气体被压缩到出口形状A’ B’ C’ DE，其中，被实际捕获的气体面积为B’ C’ DE，而A’ B’ C’面积中的气体是被主动溢流的部分。曲面ABC-C’ B’ A’为需要与升力体飞行器联合设计的曲面，它为被捕获的气体提供必要的边界条件，同时产生升力。图2中的唇口前缘线I乘在初始激波上，唇口侧缘线乘在反射激波上。
[0037]实施例1:
[0038]来流马赫数6.0，给定进气道和如图1所示的进口、出口形状，进气道设计总收缩比为6.4。图2为进气道的三维轮廓，图3为其捕获正面形状。
[0039]以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明作任何形式上的限制，凡是依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化与修饰，均仍属本发明技术方案的保护范围。
【主权项】
1.一种高超声速变截面进气道，其特征在于:其包括依次连接的收缩段(2)和隔离段(4)，该收缩段具有入口和出口，所述收缩段形成为由入口向出口逐渐收缩的形状，所述收缩段的三维流场在收缩段轴向方向形成多个子流管，每个子流管的入口和出口的子收缩比与收缩段的入口和出口的总收缩比大致相等，且每个子流管构成轴对称内收缩流场的一部分，所述隔离段包括一体成型的前端部和出口通道(5)，该隔离段的前端部的顶部与所述收缩段的出口的顶部相连，所述收缩段的出口的两侧与所述隔离段的前端部的两侧形成旁侧溢流通道⑶。2.根据权利要求1所述的高超声速变截面进气道，其特征在于:所述出口通道的横截面为矩形。3.根据权利要求2所述的高超声速变截面进气道，其特征在于:所述前端部为唇口形状，唇口的前缘线(3)为直线。4.根据权利要求3所述的高超声速变截面进气道，其特征在于:所述唇口的侧缘线根据唇口处反射激波的形状确定。5.根据权利要求4所述的高超声速变截面进气道，其特征在于:唇口的前缘线乘在初始激波上，唇口的侧缘线乘在反射激波上。6.一种根据权利要求1所述的高超声速变截面进气道的设计方法，其特征在于:包括以下步骤: (1)收缩段形成为由入口向出口逐渐收缩的形状，将所述收缩段的三维流场在收缩段轴向方向形成多个子流管，每个子流管的入口和出口的子收缩比与收缩段的入口和出口的总收缩比大致相等，且每个子流管构成轴对称内收缩流场的一部分； (2)所述隔离段一体成型地形成前端部和出口通道，该隔离段的前端部的顶部与所述收缩段的出口的顶部相连； (3)所述收缩段的出口的两侧与所述隔离段的前端部的两侧形成旁侧溢流通道。7.根据权利要求6所述的设计方法，其特征在于:唇口的前缘线乘在初始激波上，唇口的侧缘线乘在反射激波上，反射激波沿旁侧溢流通道溢流，使隔离段封住高压气体。
【专利摘要】本发明公开了一种高超声速变截面进气道,其包括依次连接的收缩段和隔离段，该收缩段具有入口和出口，所述收缩段形成为由入口向出口逐渐收缩的形状，所述收缩段的三维流场在收缩段轴向方向形成多个子流管，每个子流管的入口和出口的子收缩比与收缩段的入口和出口的总收缩比大致相等，且每个子流管构成轴对称内收缩流场的一部分，所述隔离段包括一体成型的前端部和出口通道，该隔离段的前端部的顶部与所述收缩段的出口的顶部相连，所述收缩段的出口的两侧与所述隔离段的前端部的两侧形成旁侧溢流通道。还提供了这种进气道的构造方法。
【IPC分类】F02C7/042
【公开号】CN104895676
【申请号】CN201510173908
【发明人】肖雅彬, 岳连捷, 张新宇
【申请人】中国科学院力学研究所
【公开日】2015年9月9日
【申请日】2015年4月14日
【技术领域】
[0001]本发明属于高超声速推进风洞的技术领域，具体地涉及一种高超声速变截面进气道，以及这种进气道的设计方法。
【背景技术】
[0002]高超声速进气道是高超声速吸气式发动机的关键部件，其作用是捕获来流空气并将其压缩至燃烧室所需的高压低速状态。其设计目标是具有尽量大的质量捕获率、以尽量小的流动损失完成对来流的压缩。目前已经存在的高超声速进气道类型有:二元进气道、侧压进气道、内转式进气道等。传统的内转式进气道具有高质量捕获率和较好的流动品质，但是由于其内收缩比过大，使马赫数工作范围十分狭窄，低马赫数下自动溢流能力不足，难以实现低马赫数自起动。
[0003]传统的内转式进气道主要有:
[0004](I)流线追踪式:如美国Johns Hopkins大学的Billig等人发展基于Busemann基准流场发展起来的流线追踪进气道；英国牛津大学的Matthew基于轴对称等压内锥流发展起来的流线追踪进气道等。
[0005](2)变截面进气道:
[0006]美国NASA Langley中心的Μ.K.Smart提出矩形转椭圆形(REST)的变截面进气道设计方法，基于轴对称倒喷管流场，使用流线追踪技术，分别根据矩形入口和椭圆形出口获得两个流线追踪进气道型面，在垂直于来流的一系列平面内使用数学加权函数将两个曲面融合成变截面进气道型面。美国Johns Hopkins大学的T.M.Taylor和D.Vanffie以Busemann流动为基准流场，使用流线追踪技术，分别根据方形入口和圆形出口的两个流线追踪进气道型面，在过基准流场对称轴的平面内对流线上具有相同流动参数的点进行数学加权函数平均，从而融合成进口为正方形，出口为圆形的变截面进气道。在国内，南京航空航天大学的南向军博士、张堃元教授提出基于三次多项式压升规律的轴对称基准流场设计方法，通过数学加权函数生成了进口为方形，出口为圆形的变截面进气道。曲面融合方法使进气道前缘的乘波特性得不到保证，进气道在设计点不能达到质量全捕获，另外该方法适用于进气道入口-出口宽高比接近的变截面设计，当入口 /出口宽高比具有显著差异，形状变化剧烈时，该方法将变得不再适用。
[0007]上述内转式进气道都是传统的封闭式内转式进气道，名义内收缩比都在Kantrwitz自起动极限以上，不通过抽吸等流动控制手段很难实现自起动。
【发明内容】
[0008]本发明的技术解决问题是:克服现有技术的不足，提供一种高超声速变截面进气道，其自起动能力得到显著提升，可以不通过辅助流动控制手段实现低马赫数自起动，可以很大程度上抑制三维边界层效应形成的出口流向涡，隔离段内马赫数具有良好的均匀性，在低马赫数下进气道实现自动溢流，拓宽进气道的工作范围。
[0009]本发明的技术解决方案是:这种高超声速变截面进气道，其包括依次连接的收缩段和隔离段，该收缩段具有入口和出口，所述收缩段形成为由入口向出口逐渐收缩的形状，所述收缩段的三维流场在收缩段轴向方向形成多个子流管，每个子流管的入口和出口的子收缩比与收缩段的入口和出口的总收缩比大致相等，且每个子流管构成轴对称内收缩流场的一部分，所述隔离段包括一体成型的前端部和出口通道，该隔离段的前端部的顶部与所述收缩段的出口的顶部相连，所述收缩段的出口的两侧与所述隔离段的前端部的两侧形成旁侧溢流通道。
[0010]本发明使低能气流沿旁侧溢流通道溢流，使隔离段封住高压气体，所以自起动能力得到显著提升，可以不通过辅助流动控制手段实现低马赫数自起动，可以很大程度上抑制三维边界层效应形成的出口流向涡，隔离段内马赫数具有良好的均匀性，在低马赫数下进气道实现自动溢流，拓宽进气道的工作范围。
[0011]还提供了一种高超声速变截面进气道的设计方法，包括以下步骤:
[0012](I)收缩段形成为由入口向出口逐渐收缩的形状，将所述收缩段的三维流场在收缩段轴向方向形成多个子流管，每个子流管的入口和出口的子收缩比与收缩段的入口和出口的总收缩比大致相等，且每个子流管构成轴对称内收缩流场的一部分；
[0013](2)所述隔离段一体成型地形成前端部和出口通道，该隔离段的前端部的顶部与所述收缩段的出口的顶部相连；
[0014](3)所述收缩段的出口的两侧与所述隔离段的前端部的两侧形成旁侧溢流通道。
【附图说明】
[0015]图1是根据本发明将流场按照局部收缩比一致划分为多个子流管的示意图。
[0016]图2是根据本发明的高超声速变截面进气道的三维轮廓图。
[0017]图3示出了图2的进气道的捕获面形状。
[0018]图4示出了图2的进气道的侧向形状。
[0019]图5示出了图2的进气道的仰视方向形状。
[0020]图6示出了作为对比的传统进气道形状。
【具体实施方式】
[0021]如图2所示，这种高超声速变截面进气道，其包括依次连接的收缩段2和隔离段4，该收缩段具有入口和出口，所述收缩段形成为由入口向出口逐渐收缩的形状，所述收缩段的三维流场在收缩段轴向方向形成多个子流管，每个子流管的入口和出口的子收缩比与收缩段的入口和出口的总收缩比大致相等，且每个子流管构成轴对称内收缩流场的一部分，所述隔离段包括一体成型的前端部和出口通道5，该隔离段的前端部的顶部与所述收缩段的出口的顶部相连，所述收缩段的出口的两侧与所述隔离段的前端部的两侧形成旁侧溢流通道S。
[0022]本发明使低能气流沿旁侧溢流通道溢流，使隔离段封住高压气体，所以自起动能力得到显著提升，可以不通过辅助流动控制手段实现低马赫数自起动，可以很大程度上抑制三维边界层效应形成的出口流向涡，隔离段内马赫数具有良好的均匀性，在低马赫数下进气道实现自动溢流，拓宽进气道的工作范围。
[0023]另外，所述出口通道的横截面为矩形。
[0024]另外，所述前端部为唇口形状，唇口的前缘线3为直线。
[0025]另外，所述唇口的侧缘线根据唇口处反射激波的形状确定。
[0026]另外，唇口的前缘线乘在初始激波上，唇口的侧缘线乘在反射激波上。
[0027]还提供 了一种高超声速变截面进气道的设计方法，包括以下步骤:
[0028](I)收缩段形成为由入口向出口逐渐收缩的形状，将所述收缩段的三维流场在收缩段轴向方向形成多个子流管，每个子流管的入口和出口的子收缩比与收缩段的入口和出口的总收缩比大致相等，且每个子流管构成轴对称内收缩流场的一部分；
[0029](2)所述隔离段一体成型地形成前端部和出口通道，该隔离段的前端部的顶部与所述收缩段的出口的顶部相连；
[0030](3)所述收缩段的出口的两侧与所述隔离段的前端部的两侧形成旁侧溢流通道。
[0031]另外，唇口的前缘线乘在初始激波上，唇口的侧缘线乘在反射激波上，反射激波沿旁侧溢流通道溢流，使隔离段封住高压气体。
[0032]以下给出一个具体实施例。
[0033]这种进气道包括收缩段和隔离段，其中进气道收缩段为三维向内收缩，隔离段为一截面为矩形的封闭柱面。隔离段的上游开口处为唇口，唇口前缘线为一直线，侧缘线根据唇口反射激波的形状来确定。收缩段并不一定限于轴对称曲面，曲面生成方法使用了申请人所获授权的专利201210157992.X所述的方法，收缩段与隔离段的连接角度为实际的流线转角，这取决于具体的流场形态。本发明所述的进气道在收缩段与隔离段交界处的两个旁侧，该溢流口将低能气流主动溢出，并且将进气道的名义内收缩比降为1.0，这是与传统内转式进气道最显著的差别。图6所示为传统内转式进气道，图中1，2，3为收缩段，4为隔离段，收缩段与隔离段的交接线为封闭空间曲线，本发明的开口位置对应于兔所示传统进气道的C-E曲线。
[0034]高超声速来流在进气道入口型线上形成初始入射曲面激波，该激波的形状根据入口形状而定制，并将三维入口封闭，低于设计马赫数情况下，进气道初始入射激波角增大，进气道可实现自动溢流。
[0035]进气道的进口出口形状可根据总体布局定制，其收缩段在与隔离段交线处转平，其内的反射激波的与隔离段相交于隔离段起始线，气流经过反射激波后基本与来流平行，气流保持均匀，隔离段内基本不存在斜激波串。
[0036]下面结合附图对本发明做进一步详细的说明。本发明双旁侧溢流内转式进气道的设计方法是将进气道收缩段的三维流场划分为多个子流管，每个子流管的入口和出口的子收缩比大致等于收缩段的入口和出口的总收缩比。沿着来流的方向看去，进气道的前缘线(图中的I)为一可以定制的三维曲线，出口为矩形。将收缩段的三维流场形成为多个收缩比相等的子流管，其中每一个子流管的收缩比都等于进气道的总收缩比。如此划分确保被捕获形状ABCDE捕获的气体被压缩到出口形状A’ B’ C’ DE，其中，被实际捕获的气体面积为B’ C’ DE，而A’ B’ C’面积中的气体是被主动溢流的部分。曲面ABC-C’ B’ A’为需要与升力体飞行器联合设计的曲面，它为被捕获的气体提供必要的边界条件，同时产生升力。图2中的唇口前缘线I乘在初始激波上，唇口侧缘线乘在反射激波上。
[0037]实施例1:
[0038]来流马赫数6.0，给定进气道和如图1所示的进口、出口形状，进气道设计总收缩比为6.4。图2为进气道的三维轮廓，图3为其捕获正面形状。
[0039]以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明作任何形式上的限制，凡是依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化与修饰，均仍属本发明技术方案的保护范围。
【主权项】
1.一种高超声速变截面进气道，其特征在于:其包括依次连接的收缩段(2)和隔离段(4)，该收缩段具有入口和出口，所述收缩段形成为由入口向出口逐渐收缩的形状，所述收缩段的三维流场在收缩段轴向方向形成多个子流管，每个子流管的入口和出口的子收缩比与收缩段的入口和出口的总收缩比大致相等，且每个子流管构成轴对称内收缩流场的一部分，所述隔离段包括一体成型的前端部和出口通道(5)，该隔离段的前端部的顶部与所述收缩段的出口的顶部相连，所述收缩段的出口的两侧与所述隔离段的前端部的两侧形成旁侧溢流通道⑶。2.根据权利要求1所述的高超声速变截面进气道，其特征在于:所述出口通道的横截面为矩形。3.根据权利要求2所述的高超声速变截面进气道，其特征在于:所述前端部为唇口形状，唇口的前缘线(3)为直线。4.根据权利要求3所述的高超声速变截面进气道，其特征在于:所述唇口的侧缘线根据唇口处反射激波的形状确定。5.根据权利要求4所述的高超声速变截面进气道，其特征在于:唇口的前缘线乘在初始激波上，唇口的侧缘线乘在反射激波上。6.一种根据权利要求1所述的高超声速变截面进气道的设计方法，其特征在于:包括以下步骤: (1)收缩段形成为由入口向出口逐渐收缩的形状，将所述收缩段的三维流场在收缩段轴向方向形成多个子流管，每个子流管的入口和出口的子收缩比与收缩段的入口和出口的总收缩比大致相等，且每个子流管构成轴对称内收缩流场的一部分； (2)所述隔离段一体成型地形成前端部和出口通道，该隔离段的前端部的顶部与所述收缩段的出口的顶部相连； (3)所述收缩段的出口的两侧与所述隔离段的前端部的两侧形成旁侧溢流通道。7.根据权利要求6所述的设计方法，其特征在于:唇口的前缘线乘在初始激波上，唇口的侧缘线乘在反射激波上，反射激波沿旁侧溢流通道溢流，使隔离段封住高压气体。
【专利摘要】本发明公开了一种高超声速变截面进气道,其包括依次连接的收缩段和隔离段，该收缩段具有入口和出口，所述收缩段形成为由入口向出口逐渐收缩的形状，所述收缩段的三维流场在收缩段轴向方向形成多个子流管，每个子流管的入口和出口的子收缩比与收缩段的入口和出口的总收缩比大致相等，且每个子流管构成轴对称内收缩流场的一部分，所述隔离段包括一体成型的前端部和出口通道，该隔离段的前端部的顶部与所述收缩段的出口的顶部相连，所述收缩段的出口的两侧与所述隔离段的前端部的两侧形成旁侧溢流通道。还提供了这种进气道的构造方法。
【IPC分类】F02C7/042
【公开号】CN104895676
【申请号】CN201510173908
【发明人】肖雅彬, 岳连捷, 张新宇
【申请人】中国科学院力学研究所
【公开日】2015年9月9日
【申请日】2015年4月14日
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