二维高超声速进气道压缩楔面优化设计

摘要

选择进气道入口与自由来流夹角为设计变量,以激波与附面层干涉分离的准则为约束条件,分别以进气道总压升、总压恢复系数和压缩终了静温为优化目标,基于一维气体动力学,在飞行马赫数6.8/飞行高度30Km时,取不同的预压缩角,对N-2道外压缩斜激波和2道内压缩斜激波的二维高超声速进气道进行了优化.结果表明:对于超燃冲压发动机燃烧室所需的压力和温度要求,采用4+2道斜激波系配置,并分别按等激波强度压缩,可使总压恢复系数和总压升最大,压缩终了静温最低.