[00657404]基于乘波原理的飞行器前体/进气道/发动机一体化设计方法及应用

1.项目基本情况：该项目属于航空科学与技术领域。项目以超声速乘波原理为理论基础，发展了一套飞行器前体/进气道/发动机一体化设计方法，送检样品性能优于国军标要求，部分性能指标参数较美国最新公开报道的发动机性能参数有所提升。 2.主要技术内容： (1)三维弯曲激波理论与宽马赫数进气道设计：发展了完整的三维弯曲激波理论，以此为基础在国内率先提出三维内乘波进气道的概念并完成典型方案的设计、仿真及试验，证明该类进气道能够在实现全流量捕获的同时提高性能。该研究成果在中国最先进的XX四代战斗机中得到了应用，消除了原进气道的雷达散射峰值，在确保进气道气动性能的情况下大幅提升飞机隐身性能。 (2)双乘波理论与前体/进气道一体化设计：开创了一类内外流“双乘波”飞行器前体/进气道一体化概念和气动设计方法，拓展了乘波原理的应用范畴，丰富了乘波原理的本质、内涵和应用领域。该研究成果已经被成功应用于国家XX重大科技工程，保障了工程研制进展，对临近空间高超声速飞行器/推进系统一体化气动设计技术进步，保障国家国防安全具有重要的军事价值和社会效益。 (3)高精度数值模拟与前体/进气道/发动机一体化设计：提高了前体/进气道/发动机一体化复杂流动中非定常流动细节的精细预测的能力，对临界流量情况下超声速进气道内气流振荡导致的锤激波现象进行了高精度模拟，利用进气格栅对发动机进气畸变进行扰动抑制，成功演示了前体/进气道/发动机一体化设计的必要性。在此基础上发展的飞行器前体/进气道/发动机匹配设计方法，有效抑制了XX型飞机发动机进气畸变扰动，降低了该型发动机部件因进气畸变引起的损伤概率。 3.技术经济指标：第三方权威机构为项目应用出具测试报告，获得主要结论为：“在各工况下该一体化模型均保持优秀的流量捕获与总压恢复性能，其中马赫2以下的进气道出口综合畸变仅在2%量级，低于国军标8%的指标要求；马赫4巡航状态下进气道出口的总压恢复大于0.6，高于国军标0.5的指标要求。综上，经测试，该基于乘波原理的前体/进气道一体化模型在宽马赫数范围内均具有优良性能，达到国内先进设计水平。” 4.应用推广及效益：该项目核心技术推广累计获批科研经费5676万元，授权发明专利23项，软件著作权7项，发表SCI和EI收录论文26篇。 经济效益： (1)彩虹无人机科技有限公司、航天神舟飞行器有限公司运用该技术，新增产值1.1亿元，利税725万元。 (2)中国人民解放军某飞机修理厂将该技术应用于XX发动机(2017年应用26台、2018年应用67台、2019年应用29台)，三年新增产值7.93亿元，利税4599.4万元。 社会效益：“已经被成功应用于国家XX重大科技工程”，“保障国家国防安全具有重要的军事价值和社会效益。”