2018年第9期（总第249期）
doi:10.3969/j.issn.1009 3230.2018.09.003
应用能源技术
基于激波形状控制的高超声速轴对称进气道设计
程林
（中国民航飞行学院）
摘要：文中主要针对基于二次流控制的高超声速轴对称可调进气道，给出了其具体的流道实现方案，完成了进气道设计工作。而后通过全流道仿真分析，检验了该可调进气道在非设计点的工作情况，获得了其工作特性，仿真说明文中设计的进气道具有良好的工作性能。
关键词：高超声速；进气道；可调；二次流；激波控制
中图分类号：V211.3
文献标志码：A
文章编号：10093230(2018)090007-02
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Design ofHypersonic Axisymmetric Inlet Based on Shock Shape Control
CHENG Lin
(CAAC, Guanghan, Sichuan Province, China)
Abstract:This paper mainly aims at the hypersonic axisymmetricvariable inlet controlled by secondary flow, gives the concrete path of flow to completed the design of the inlet. Then through the simulation analysis, the working condition of the variable inlet in the off design point is tested and its working characteristics are obtained. The simulation shows that the inlet.have good working performance.
Key words: Hypersonic; Inlet; Variable; Secondary flow; Shock control
0引言
高超声速可调进气道的研究具有很高的学术研究价值，同时在军事、航天等领域有着广泛的应用，对高超声速飞行器的性能提升起到很大的推动作用，是国内外航空航天领域研究的一个热点
目前高超声速气动可调进气道设计基本可分为两类，一类是变几何高超声速进气道，另一类是定几何可调进气道。针对变几何进气道，国外已经开展了较多研究，如HYPR伞状进气道]、压缩面轴向可调进气道(2)、ATREX中心锥位置可调进气道[3]、GTK半圆形变几何进气道[4]和多级圆盘可调轴对称进气道[3)等。这类进气道主要通过机械传动装置实现对进气道关键型面（如压缩面)的控制，或者通过移动中心体等方式直接改变喉道面积。然而，变几何进气道因其固有的机构复杂、增加发动机重量、可靠性等问题，在近些
收稿日期：20180615
修订日期：2018~07-15
作者筒介：程林(1990－），男，硕士，助教，研究方向为飞
行器适航技术。
万方数据
年的研究中大部分项目都转向定几何气动可调进气道的研究。
为了克服变几何进气道的弱点，越来越多的专家学者和研究机构转向探索定几何气动可调进气道以寻求突破点。定几何气动可调进气道基本原理均是通过在不改变进气道几何结构的前提下实现对压缩波系的控制，以达到改善进气道气动性能的目的。
另外，美国学者Richard和Jeff等对高超声速进气道口部波系的射流控制概念进行了研究[6] 结果表明可以对进气道的口部波系进行有效调节。该方案通过在前体压缩面前设置射流喷口，在压缩面表面形成与自由来流的接触面，通过调节来流与射流的压比达到调节接触面角度的目的，从而改善进气道捕获气流的能力。因通过压比达到调节目的，该设计所需射流量巨大，其最大消耗的次流量达到捕获主流量30%左右。另一个缺陷是该设计仅适用于一级压缩面进气道，对于多级压缩没有过多解决办法。
文中在以上研究的基础上，设计了一种基于