CN117688697B - 旋转爆震发动机进气道设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种旋转爆震发动机进气道设计方法，涉及喷气推进装置的空气进气道技术领域，旋转爆震发动机进气道设计方法包括以下步骤：建立进气道前体激波ac曲线方程，并根据给定坐标点求解进气道前体激波ac曲线方程中的常数值，根据斜激波关系式计算激波后的气流参数，由特征线法求解前体压缩壁面曲线，求解唇口激波cb`，并调整c点位置，直至b`点与b点重合，根据爆震理论模型计算爆震波传播参数和燃烧室参数，计算扩张段长度，并设定型线he段的参数，确定进气道内压缩无粘内壁面型线bf，并进行粘性修正。可以确保进气道各段合理化设计，提高了进气道的工作性能和稳定性，降低了总压损失，有利于提高旋转爆震发动机的推力性能。

Description

旋转爆震发动机进气道设计方法

技术领域

本发明涉及喷气推进装置的空气进气道技术领域，尤其是涉及一种旋转爆震发动机进气道设计方法。

背景技术

进气道是发动机的一个重要部件，其作用有两个：一是将高速自由来流进行减速增压，以满足爆震燃烧室对气流压力和速度的要求；二是通过进气道扩张段的流动组织，防止燃烧室产生的高压非稳定气体前传，影响发动机的正常工作。

现有的进气道设计方法中，存在进气道前体激波设计不合理和唇口激波难以消除的问题，易引起激波/激波边界层干扰，导致进气道总压损失增加。同时，现有进气道设计方法中，旋转爆震引起的反压难以确定，扩张段长度难以准确计算，扩张段流动组织不合理，冷流状态下易出现强压缩，导致进气道扩张段总压损失大，影响发动机推力性能。然而，现有技术中缺少对进气道设计的合理化指导，无法解决上述技术问题。

发明内容

本发明的目的在于提供一种旋转爆震发动机进气道设计方法，以实现对旋转爆震发动机进气道的合理化设计，提高进气道的工作性能。

第一方面，本发明提供的旋转爆震发动机进气道设计方法，所述旋转爆震发动机进气道位于内环壁面及套设于所述内环壁面外的外环壁面之间；

所述外环壁面沿进气方向具有依次分布的k点、c点、h点和e点，连接k点、c点和h点的线段平行于进气道轴线，连接h点和e点的线段平行于进气道轴线；

所述内环壁面沿进气方向具有依次分布的a点、g点、b点和f点；

其中，c点位于进气道外环前边缘，h点位于进气道喉道截面的外环，e点位于扩张段无粘外环壁面的出口端，a点位于进气道前体壁面的前边缘，k点为过a点、且垂直于进气方向的垂线与过c点、且平行于进气方向直线的交点，b点位于进气道喉道截面的内环壁，f点位于扩张段无粘内环壁面的出口端，g点位于进气道前体壁面上；

所述旋转爆震发动机进气道设计方法包括以下步骤：

建立进气道前体激波ac曲线方程，并根据给定坐标点求解所述进气道前体激波ac曲线方程中的常数值；

根据斜激波关系式计算激波后的气流参数；

由特征线法求解前体压缩壁面曲线ab；

求解唇口激波cb`，并调整c点位置，直至b`点与b点重合；

根据爆震理论模型，计算爆震波传播参数和燃烧室参数；

根据公式，计算扩张段长度/>，其中，，/>，/>为喉道处的平均静压，/>为边界层动量损失厚度，/>为基于动量损失厚度的雷诺数，D为扩张段均水力直径，/>为进气道喉道平均马赫数，/>为燃烧室平均压力；

设定型线he段的参数；

确定进气道内压缩无粘内壁面型线bf，并对型线bf和型线he进行粘性修正。

结合第一方面，本发明提供了第一方面的第一种可能的实施方式，其中，所述建立进气道前体激波ac曲线方程，并根据给定坐标点求解所述进气道前体激波ac曲线方程中的常数值的步骤包括：

根据进气道捕获面积和收缩比计算喉道径向尺寸；

建立进气道前体激波ac曲线方程，并根据进气道前体起始点坐标以及给定的进气道前体激波曲线终点坐标确定常数/>和/>的取值，其中，x为横向坐标，y为纵向坐标，横向坐标轴平行于进气道轴线，并以a点作为坐标原点、以来流方向作为横向坐标的正方向，自a点指向k点的方向作为纵向坐标的正方向。

结合第一方面的第一种可能的实施方式，本发明提供了第一方面的第二种可能的实施方式，其中，所述根据斜激波关系式计算激波后的气流参数的步骤包括：

根据斜激波关系式，，计算得到激波后的马赫数M和激波后温度T，其中，/>为自由来流静温，/>为来流马赫数，/>为激波角，/>为气流的比热比；

求解激波后的声速V_a，进而得到进气道轴向速度u和进气道径向速度v，其中，，/>，/>，R为空气的气体常数，；

根据公式，计算总温/>。

结合第一方面的第二种可能的实施方式，本发明提供了第一方面的第三种可能的实施方式，其中，所述由特征线法求解前体压缩壁面曲线ab的步骤包括：

求解特征线方程和相容性方程，以得到激波的影响域acg，进而获得壁面曲线ag以及gc线上的参数分布，其中，影响域acg为曲线ac、曲线ag以及gc线共同围设的区域，/>为流动方向角，/>为马赫角，符号±在取+时则方程中符号±皆为+，符号±在取-时则方程中符号±皆为-；

采用直线连接g点和b点，以得到壁面型线gb。

结合第一方面，本发明提供了第一方面的第四种可能的实施方式，其中，所述根据爆震理论模型，计算爆震波传播参数和燃烧室参数的步骤包括：

根据公式，计算爆震波的传播马赫数/>，其中，/>，/>，/>为燃烧室新鲜混合气的比热比，Q燃烧室化学反应放热量，/>为燃烧室燃料的燃烧效率，/>为燃料热值，/>为燃烧室新鲜混合气的静温，/>为燃气定压比热。

结合第一方面的第四种可能的实施方式，本发明提供了第一方面的第五种可能的实施方式，其中，所述根据爆震理论模型，计算爆震波传播参数和燃烧室参数的步骤还包括：

根据公式，计算旋转爆震波的传播速度/>，其中，为燃烧室新鲜混合气的气体常数。

结合第一方面的第五种可能的实施方式，本发明提供了第一方面的第六种可能的实施方式，其中，所述根据爆震理论模型，计算爆震波传播参数和燃烧室参数的步骤还包括：

根据公式和公式/>，以给定燃气比热比初值的方式迭代计算燃气温度/>和燃气比热比/>，其中，/>为燃气质量平均的定压比热，/>为燃气质量平均的定容比热，/>，为组分i的定压比热，/>，/>为燃气中组分i的气体常数，/>为燃气中i组分的占比，/>、/>、/>、/>、/>为系数，，/>为燃气质量平均的气体常数；

根据公式计算燃烧室平均压力/>，其中，/>为进入燃烧室新鲜混合气的流量，/>为燃烧室的面积。

结合第一方面的第三种可能的实施方式，本发明提供了第一方面的第七种可能的实施方式，其中，所述设定型线he段的参数的步骤包括：

根据公式设定型线he段各处的马赫数/>，其中，为扩张段段出口平均马赫数，/>为进气道喉道平均马赫数；

根据公式，计算型线he段各处的温度/>。

结合第一方面的第七种可能的实施方式，本发明提供了第一方面的第八种可能的实施方式，其中，所述确定进气道内压缩无粘内壁面型线bf，并对型线bf和型线he进行粘性修正的步骤包括：

将斜激波cb和可控型线ce作为边界条件，采用欧拉预估、校正方法求解特征线方程和相容性方程，以得到无粘壁面型线bf坐标、进气道轴向速度u、进气道径向速度v及声速/>的分布情况，符号±在取+时则方程中符号±皆为+，符号±在取-时则方程中符号±皆为-，x为横向坐标，y为纵向坐标，/>为流动方向角，/>为马赫角；

根据公式，计算型线bf上的马赫数/>；

根据公式，计算型线bf上的各处温度/>。

结合第一方面的第八种可能的实施方式，本发明提供了第一方面的第九种可能的实施方式，其中，所述确定进气道内压缩无粘内壁面型线bf，并对型线bf和型线he进行粘性修正的步骤还包括：

根据公式计算粘性系数/>，并根据公式计算参考温度/>，其中，/>，/>为一个大气压下/>时气体的动力学粘性系数，T_s为常数，/>，/>为普朗特数，/>为当地温度，/>为绝热壁温；

根据公式计算不可压缩流的摩擦系数/>，其中，/>，/>，/>为进气道内气流速度，/>为进气道内气流密度，/>为雷诺数，/>为参考长度，以bf曲线上所求解点位至b点的长度作为参考长度；

根据公式计算可压缩流的摩擦系数/>，其中，/>为参考温度/>下的动力粘性系数；

根据公式计算形状因子/>；

求解动量积分方程，得到边界层动量损失厚度/>，其中，/>为流动方向角，计算型线he时/>、/>，计算型线bf时、/>；；

根据公式计算边界层位移厚度/>；

将边界层位移厚度分别加到进气道内环壁面型线和外环壁面型线上，以得到进气道实际的中心锥壁面型线bf'和外环壁面型线he'；

其中，f'点为扩张段内环壁面出口端的最终确定点，e'点为扩张段外环壁面出口端的最终确定点。

本发明实施例带来了以下有益效果：建立进气道前体激波ac曲线方程，并根据给定坐标点求解所述进气道前体激波ac曲线方程中的常数值，根据斜激波关系式计算激波后的气流参数，由特征线法求解前体压缩壁面曲线，求解唇口激波cb`，并调整c点位置，直至b`点与b点重合，根据爆震理论模型计算爆震波传播参数和燃烧室参数，计算扩张段长度，并设定型线he段的参数，确定进气道内压缩无粘内壁面型线bf，并对型线bf和型线he进行粘性修正，可以确保进气道各段合理化设计，提高了进气道的工作性能和稳定性，降低了总压损失，有利于提高旋转爆震发动机的推力性能。

为使本发明的上述目的、特征和优点能更明显易懂，下文特举较佳实施例，并配合所附附图，作详细说明如下。

附图说明

为了更清楚地说明本发明具体实施方式或相关技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或相关技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例提供的旋转爆震发动机进气道设计方法的示意图；

图2为本发明实施例提供的旋转爆震发动机进气道的壁面曲线的示意图。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。公式中的物理量，如无单独标注，应理解为国际单位制基本单位的基本量，或者，由基本量通过乘、除、微分或积分等数学运算导出的导出量。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

如图1和图2所示，旋转爆震发动机进气道位于内环壁面及套设于内环壁面外的外环壁面之间；外环壁面沿进气方向具有依次分布的k点、c点、h点和e点，连接k点、c点和h点的线段平行于进气道轴线，连接h点和e点的线段平行于进气道轴线；内环壁面沿进气方向具有依次分布的a点、g点、b点和f点。其中，c点位于进气道外环前边缘，h点位于进气道喉道截面的外环，e点位于扩张段无粘外环壁面的出口端，a点位于进气道前体壁面的前边缘，k点为过a点、且垂直于进气方向的垂线与过c点、且平行于进气方向直线的交点，b点位于进气道喉道截面的内环壁，f点位于扩张段无粘内环壁面的出口端，g点位于进气道前体壁面上。

旋转爆震发动机进气道设计方法包括以下步骤：建立进气道前体激波ac曲线方程，并根据给定坐标点求解进气道前体激波ac曲线方程中的常数值；根据斜激波关系式计算激波后的气流参数；由特征线法求解前体压缩壁面曲线ab；求解唇口激波cb`，并调整c点位置，直至b`点与b点重合；根据爆震理论模型，计算爆震波传播参数和燃烧室参数；根据公式，计算扩张段长度/>，其中，，/>，/>为喉道处的平均静压，/>为边界层动量损失厚度，/>为基于动量损失厚度的雷诺数，D为扩张段均水力直径，/>为进气道喉道平均马赫数，/>为燃烧室平均压力；设定型线he段的参数；确定进气道内压缩无粘内壁面型线bf，并对型线bf和型线he进行粘性修正。

采用本实施方式记载的旋转爆震发动机进气道设计方法，通过建立进气道前体激波ac曲线方程，逆向求解前体壁面，避免了激波达到内流道上，降低了进气道的总压损失，提高了进气道工作稳定性。通过迭代求解唇口激波cb`，将唇罩激波打到进气道内环肩部，通过肩部下游的扩张，消弱了唇罩激波的反射，提高了进气道的性能。通过求解爆震理论模型，进而求解扩张段流动结构的长度模型，设计了合理长度的扩张段，降低扩张段的总压损失，提高了进气道的稳定裕度。通过设置扩张外环壁面型线及其参数分布，通过特征线法求解内环无粘壁面型线，通过求解动量积分方程对无粘壁面型线进行修正，确保了扩张段流动不出现强压缩，降低了进气道扩张段总压损失，提高了发动机推力性能。

在本发明实施例中，建立进气道前体激波ac曲线方程，并根据给定坐标点求解进气道前体激波ac曲线方程中的常数值的步骤包括：根据进气道捕获面积和收缩比计算喉道径向尺寸；其中，喉道捕获面积，其中，/>为进气道捕获面积，/>为压缩比，/>为喉道径向尺寸，/>为进气道捕获半径，/>为圆周率。建立进气道前体激波ac曲线方程/>，并根据进气道前体起始点坐标以及给定的进气道前体激波曲线终点坐标确定常数/>和/>的取值，其中，x为横向坐标，y为纵向坐标，横向坐标轴平行于进气道轴线，并以a点作为坐标原点、以来流方向作为横向坐标的正方向，自a点指向k点的方向作为纵向坐标的正方向。

根据斜激波关系式计算激波后的气流参数的步骤包括：根据斜激波关系式，，计算得到激波后的马赫数M和激波后温度T，其中，/>为自由来流静温，/>为来流马赫数，/>为激波角，/>为气流的比热比；求解激波后的声速V_a，进而得到进气道轴向速度u和进气道径向速度v，其中，/>，，/>，R为空气的气体常数，；根据公式，计算总温/>。在设计飞行高度和设计飞行马赫数确定的条件下，自由来流静温、来流马赫数和气流的比热比皆属于已知定值，激波角为ac曲线上任一点切线与横向坐标轴的夹角。

由特征线法求解前体压缩壁面曲线ab的步骤包括：求解特征线方程和相容性方程，以得到激波的影响域acg，进而获得壁面曲线ag以及gc线上的参数分布，其中，影响域acg为曲线ac、曲线ag以及gc线共同围设的区域，/>为流动方向角，/>为马赫角，/>为进气道轴向速度，/>为进气道径向速度，为声速，x为横向坐标，y为纵向坐标，符号±在取+时则方程中符号±皆为+，符号±在取-时则方程中符号±皆为-；采用直线连接g点和b点，以得到壁面型线gb。

根据爆震理论模型，计算爆震波传播参数和燃烧室参数的步骤包括：根据公式，计算爆震波的传播马赫数/>，其中，/>，/>，/>为燃烧室新鲜混合气的比热比，Q燃烧室化学反应放热量，为燃烧室燃料的燃烧效率，/>为燃料热值，/>为燃烧室新鲜混合气的静温，/>为燃气定压比热。

根据爆震理论模型，计算爆震波传播参数和燃烧室参数的步骤还包括：根据公式，计算旋转爆震波的传播速度/>，其中，/>为燃烧室新鲜混合气的气体常数。

根据爆震理论模型，计算爆震波传播参数和燃烧室参数的步骤还包括：根据公式和公式/>，以给定燃气比热比初值的方式迭代计算燃气温度/>和燃气比热比/>，其中，/>为燃气质量平均的定压比热，/>为燃气质量平均的定容比热，/>，/>为组分i的定压比热，/>，/>为燃气中组分i的气体常数，/>、/>、/>、/>、/>为系数，/>，/>为燃气质量平均的气体常数；根据公式/>计算燃烧室平均压力/>，其中，/>为进入燃烧室新鲜混合气的流量，/>为燃烧室的面积。

设定型线he段的参数的步骤包括：根据公式设定型线he段各处的马赫数/>，其中，x为横向坐标，/>为扩张段段出口平均马赫数，/>为进气道喉道平均马赫数；

根据公式，计算型线he段各处的温度/>。

确定进气道内压缩无粘内壁面型线bf，并对型线bf和型线he进行粘性修正的步骤包括：将斜激波cb和可控型线ce作为边界条件，采用欧拉预估、校正方法求解特征线方程和相容性方程，求解过程可参考由Maurice J. Zucrow 主编的 《Gas Dynamics》书籍的第十二章，从而可以得到无粘壁面型线bf坐标、进气道轴向速度u、进气道径向速度v及声速/>的分布情况，符号±在取+时则方程中符号±皆为+，符号±在取-时则方程中符号±皆为-，x为横向坐标，y为纵向坐标，/>为进气道轴向速度，/>为进气道径向速度，/>为流动方向角，/>为马赫角，/>为声速。

根据公式，计算型线bf上的马赫数/>；根据公式，计算型线bf上的各处温度/>。

确定进气道内压缩无粘内壁面型线bf，并对型线bf和型线he进行粘性修正的步骤还包括：根据公式计算粘性系数/>，并根据公式计算参考温度/>，其中，/>，/>为一个大气压下/>时气体的动力学粘性系数，T_s为常数，/>，/>为普朗特数，/>为当地温度，/>为激波后温度，/>为绝热壁温；根据公式计算不可压缩流的摩擦系数/>，其中，/>，/>，为进气道内气流速度，/>为进气道内气流密度，/>为雷诺数，/>为参考长度，以bf曲线上所求解点位至b点的长度作为参考长度；根据公式/>计算可压缩流的摩擦系数/>。其中，/>为参考温度/>下的动力粘性系数；根据公式计算形状因子/>；求解动量积分方程，得到边界层动量损失厚度/>，其中，/>为流动方向角，x为横向坐标，y为纵向坐标，计算型线he时/>、/>，计算型线bf时、/>；根据公式/>计算边界层位移厚度/>；将边界层位移厚度/>分别加到进气道内环壁面型线和外环壁面型线上，以得到进气道实际的中心锥壁面型线bf'和外环壁面型线he'；其中，f'点为扩张段内环壁面出口端的最终确定点，e'点为扩张段外环壁面出口端的最终确定点，b'点为根据激波关系求解得出的进气道内环壁面上的一点。

采用上述旋转爆震发动机进气道设计方法的优点在于：

1、若进气道前体激波设计不合理，前体激波打到内流道外环壁面上，引起激波/边界层干扰，气流经干扰区后，总压损失大，且影响进气道稳定工作。本发明实施方式通过给定激波曲线，逆向求解前体壁面，避免了激波达到内流道上，降低了进气道的总压损失，提高了进气道工作稳定性。

2、若唇口激波打到内流内环壁面上，易引激波多次反射，导致进气道性能降低。本发明实施方式通过迭代求解的方法，将唇罩激波打到进气道内环肩部，通过肩部下游的扩张，消弱了唇罩激波的反射，提高了进气道的性能。

3、进气道扩张段长度不合适，易导致扩张段总压损失增加或进气道稳定裕度不足。本发明实施方式通过求解爆震理论模型，进而求解扩张段流动结构的长度模型，设计了合理长度的扩张段，降低扩张段的总压损失，提高了进气道的稳定裕度。

4、进气道扩张段流动若组织不合理，冷流状态下易出现强压缩，导致进气道扩张段总压损失大，影响发动机推力性能。本发明实施方式通过设置扩张外环壁面型线及其参数分布，通过特征线法求解内环无粘壁面型线，通过求解动量积分方程对无粘壁面型线进行修正，确保了扩张段流动不出现强压缩，降低了进气道扩张段总压损失，提高了发动机推力性能。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。

Claims (8)

1.一种旋转爆震发动机进气道设计方法，所述旋转爆震发动机进气道位于内环壁面及套设于所述内环壁面外的外环壁面之间；

所述外环壁面沿进气方向具有依次分布的k点、c点、h点和e点，连接k点、c点和h点的线段平行于进气道轴线，连接h点和e点的线段平行于进气道轴线；

所述内环壁面沿进气方向具有依次分布的a点、g点、b点和f点；

其中，c点位于进气道外环前边缘，h点位于进气道喉道截面的外环，e点位于扩张段无粘外环壁面的出口端，a点位于进气道前体壁面的前边缘，k点为过a点、且垂直于进气方向的垂线与过c点、且平行于进气方向直线的交点，b点位于进气道喉道截面的内环壁，f点位于扩张段无粘内环壁面的出口端，g点位于进气道前体壁面上；

其特征在于，所述旋转爆震发动机进气道设计方法包括以下步骤：

建立进气道前体激波ac曲线方程，并根据给定坐标点求解所述进气道前体激波ac曲线方程中的常数值；

根据斜激波关系式计算激波后的气流参数；

由特征线法求解前体压缩壁面曲线ab；

求解唇口激波cb`，并调整c点位置，直至b`点与b点重合，其中，b`点位于进气道喉道截面的内环壁上；

根据爆震理论模型，计算爆震波传播参数和燃烧室参数；

根据公式，计算扩张段长度/>，其中，，/>，/>为喉道处的平均静压，/>为边界层动量损失厚度，/>为基于动量损失厚度的雷诺数，D为扩张段均水力直径，/>为进气道喉道平均马赫数，/>为燃烧室平均压力；

设定型线he段的参数；

确定进气道内压缩无粘内壁面型线bf，并对型线bf和型线he进行粘性修正；

所述设定型线he段的参数的步骤包括：

根据公式设定型线he段各处的马赫数/>，其中，为扩张段段出口平均马赫数，/>为进气道喉道平均马赫数，x为横向坐标；

根据公式，计算型线he段各处的温度/>，其中，/>为气流的比热比，/>为总温；

所述确定进气道内压缩无粘内壁面型线bf，并对型线bf和型线he进行粘性修正的步骤包括：

将斜激波cb和可控型线ce作为边界条件，采用欧拉预估、校正方法求解特征线方程和相容性方程，以得到无粘壁面型线bf坐标、进气道轴向速度u、进气道径向速度v及声速/>的分布情况，符号±在取+时则方程中符号±皆为+，符号±在取-时则方程中符号±皆为-，x为横向坐标，y为纵向坐标，/>为流动方向角，/>为马赫角；

根据公式，计算型线bf上的马赫数/>；

根据公式，计算型线bf上的各处温度/>。

2.根据权利要求1所述的旋转爆震发动机进气道设计方法，其特征在于，所述建立进气道前体激波ac曲线方程，并根据给定坐标点求解所述进气道前体激波ac曲线方程中的常数值的步骤包括：

根据进气道捕获面积和收缩比计算喉道径向尺寸；

建立进气道前体激波ac曲线方程，并根据进气道前体起始点坐标以及给定的进气道前体激波曲线终点坐标确定常数/>和/>的取值，其中，x为横向坐标，y为纵向坐标，横向坐标轴平行于进气道轴线，并以a点作为坐标原点、以来流方向作为横向坐标的正方向，自a点指向k点的方向作为纵向坐标的正方向。

3.根据权利要求2所述的旋转爆震发动机进气道设计方法，其特征在于，所述根据斜激波关系式计算激波后的气流参数的步骤包括：

根据斜激波关系式，，计算得到激波后的马赫数M和激波后温度T，其中，/>为自由来流静温，/>为来流马赫数，/>为激波角，/>为气流的比热比；

求解激波后的声速Va，进而得到进气道轴向速度u和进气道径向速度v，其中，，/>，/>，R为空气的气体常数，/>为流动方向角，/>；

根据公式，计算总温/>。

4.根据权利要求3所述的旋转爆震发动机进气道设计方法，其特征在于，所述由特征线法求解前体压缩壁面曲线ab的步骤包括：

求解特征线方程和相容性方程，以得到激波的影响域acg，进而获得壁面曲线ag以及gc线上的参数分布，其中，影响域acg为曲线ac、曲线ag以及gc线共同围设的区域，/>为流动方向角，/>为马赫角，符号±在取+时则方程中符号±皆为+，符号±在取-时则方程中符号±皆为-；

采用直线连接g点和b点，以得到壁面型线gb。

5.根据权利要求1所述的旋转爆震发动机进气道设计方法，其特征在于，所述根据爆震理论模型，计算爆震波传播参数和燃烧室参数的步骤包括：

根据公式，计算爆震波的传播马赫数/>，其中，/>，/>，/>为燃烧室新鲜混合气的比热比，Q燃烧室化学反应放热量，/>为燃烧室燃料的燃烧效率，/>为燃料热值，/>为燃烧室新鲜混合气的静温，/>为燃气定压比热。

6.根据权利要求5所述的旋转爆震发动机进气道设计方法，其特征在于，所述根据爆震理论模型，计算爆震波传播参数和燃烧室参数的步骤还包括：

根据公式，计算旋转爆震波的传播速度/>，其中，/>为燃烧室新鲜混合气的气体常数。

7.根据权利要求6所述的旋转爆震发动机进气道设计方法，其特征在于，所述根据爆震理论模型，计算爆震波传播参数和燃烧室参数的步骤还包括：

根据公式和公式/>，以给定燃气比热比初值的方式迭代计算燃气温度/>和燃气比热比/>，其中，/>为燃气质量平均的定压比热，/>为燃气质量平均的定容比热，/>，/>为组分i的定压比热，/>，/>为燃气中组分i的气体常数，/>为燃气中i组分的占比，/>、/>、/>、/>、/>为系数，/>，/>为燃气质量平均的气体常数；

根据公式计算燃烧室平均压力/>，其中，/>为进入燃烧室新鲜混合气的流量，/>为燃烧室的面积。

8.根据权利要求1所述的旋转爆震发动机进气道设计方法，其特征在于，所述确定进气道内压缩无粘内壁面型线bf，并对型线bf和型线he进行粘性修正的步骤还包括：

根据公式计算粘性系数/>，并根据公式计算参考温度/>，其中，/>，为一个大气压下/>时气体的动力学粘性系数，T_s为常数，，/>为普朗特数，/>为当地温度，/>为激波后温度，/>为绝热壁温；

根据公式计算不可压缩流的摩擦系数/>，其中，/>，，/>为进气道内气流速度，/>为进气道内气流密度，/>为雷诺数，/>为参考长度，以bf曲线上所求解点位至b点的长度作为参考长度；

根据公式计算可压缩流的摩擦系数/>，其中，/>为参考温度/>下的动力粘性系数；

根据公式计算形状因子/>；

求解动量积分方程，得到边界层动量损失厚度/>，其中，/>为流动方向角，计算型线he时/>、/>，计算型线bf时/>、/>；

根据公式计算边界层位移厚度/>；

将边界层位移厚度分别加到进气道内环壁面型线和外环壁面型线上，以得到进气道实际的中心锥壁面型线bf'和外环壁面型线he'；

其中，f'点为扩张段内环壁面出口端的最终确定点，e'点为扩张段外环壁面出口端的最终确定点。