高超聲速飛行器與進氣道內(nèi)外乘波一體化設計方法
【專利摘要】高超聲速飛行器與進氣道內(nèi)外乘波一體化設計方法，涉及臨近空間飛行器。先指定空氣動力學特征再反推出滿足該特征的設計方案。指定某復雜形狀的三維激波曲面，獲取其橫向曲率中心變化規(guī)律；由此反推出滿足乘波設計所需的一系列基本流場；在每一周向位置的基本流場中進行不同曲率中心，不同徑向位置的流線追蹤；最終獲得能夠產(chǎn)生該指定復雜三維激波曲面的乘波裝置，即一體化設計方案。在保持乘波體與內(nèi)乘波進氣道優(yōu)點的同時，實現(xiàn)了兩種高性能裝置的一體化設計，能夠同時獲得高升阻比的乘波體構型及全流量捕獲的進氣道方案，從而提高飛行器的總體性能。
【專利說明】高超聲速飛行器與進氣道內(nèi)外乘波一體化設計方法
【技術領域】
[0001]本發(fā)明涉及臨近空間飛行器，尤其是涉及一種高超聲速飛行器與進氣道內(nèi)外乘波一體化設計方法。
【背景技術】
[0002]臨近空間飛行器的發(fā)展涉及國家安全與和平利用空間，是目前國際競相爭奪空間技術的焦點之一，而臨近空間高超聲速遠程機動飛行器的研究又因其重要的戰(zhàn)略意義成為臨近空間飛行器發(fā)展的重中之重。以美國、俄羅斯為代表的世界強國都在大力推進各自的高超聲速飛行研制計劃。自上世紀60年代以來的大量研究充分說明，飛機器與推進系統(tǒng)的一體化設計是實現(xiàn)高超聲速飛行的關鍵，而機體與推進系統(tǒng)一體化的核心則是飛行器和進氣道的一體化。近半個世紀來，許多學者在飛行器外形設計和高超聲速進氣道研究方面開展了細致的研究工作，從目前的研究熱點和趨勢看，外乘波體飛行器設計和三維內(nèi)收縮進氣道研究已經(jīng)成為兩個領域內(nèi)公認的先進設計方法和領先技術。
[0003]從目前各國公布的航天計劃來看，乘波前體外形已經(jīng)成為多數(shù)國家選用的單級入軌飛行器或雙級入軌第一級飛行器的基本構型。外乘波體外形特點是可以保證所有前緣都具有附體的激波，從而阻隔了飛行器上下表面的流動，因此在獲得相同升力的情況下，夕卜乘波體可以獲得比常規(guī)飛行器構型高得多的升阻比。關于飛行器乘波構型的研究已經(jīng)十分深入，國外學者對它的研究文獻不下百篇，其中Jones和Lewis (M.Lewis, A HypersonicPropulsion Airframe Integration Overview, 39th AIAA 與 ASME 與 SAE 與 ASEE JointPropulsion Conference and Exhibit, 2003)的綜述很詳細的歸納總結了外乘波體設計方法的技術特點和發(fā)展歷程。按照外乘波體設計理論與方法分，外乘波體設計主要包括兩類，即指定激波生成體方法和不需要生成體而直接指定期望的激波形狀的密切錐方法。其中，由于可以指定激波在展向的形狀，密切錐方法較指定激波生成體方法更具有一般性，且它更適合于高超聲速飛行器前體與進氣道一體化設計研究。此外，國內(nèi)外很多學者還就外乘波體外形優(yōu)化與工程設計方面開展了深入而細致的研究。從效果上說，目前的外乘波體設計已經(jīng)可以實現(xiàn):對于任意給定的等波強三維激波形狀，反設計出與之匹配的外乘波體構型，即實現(xiàn)給定激波形狀條件下的三維外乘波體設計。
[0004]進氣道是高超聲速飛行器推進系統(tǒng)中的主要部件。它位于飛行器的前部，直接與高超聲速飛行器前體相連接，起著壓縮來流，為下游提供盡可能多高能氣流的作用。從技術角度分析，高超聲速進氣道的設計要求主要有以下幾點:①設計狀態(tài)流量捕獲能力強，為推進系統(tǒng)提供盡可能多的流量；②在壓縮氣流至所需壓比的同時，應做到效率(出口總壓)高和出口氣流畸變??；③設計方案應在結構上對飛行器總體性能有利:長度盡量短、幾何形狀固定都有利于減輕重量、提高性能；④外流阻力小，這就要求進氣道溢流小，且進氣道迎風面積與捕獲面積之比盡量?。虎輵斜M量寬的工作馬赫數(shù)范圍，因而進氣道要能在低M數(shù)時自動溢流。為了實現(xiàn)以上目標，人們提出了一系列高超聲速進氣道形式，主要包括:二元式進氣道、軸對稱式進氣道、側壓式進氣道，并就它們的設計方法、流動特征、工作特性、工程設計研究等問題開展了研究。此外，近兩年來，國外研究人員還提出了一系列三維內(nèi)收縮高超聲速進氣道設計思路和方案。如:美國約翰霍普金斯大學F.S.Billig等提出的流線追蹤 Busemann 進氣道(O’Brien, T.F.and Colville, J.R., Analytical Computation ofLeading Edge Truncation Effects on InviscidBusemann Inlet Performance, 45th AIMAerospace Sciences Meeting and Exhibit, 2007);美國 Astrox公司的P.K.Ajay 等提出的“Funnel，，型進氣道概念(Billig, F.S.and Kothari, A.P., Streamline Tracing:Techniquefor Designing Hypersonic Vehicles, Journal of Propulsion and Power, Vol.16, N0.3，2000, pp.465-471);美國航天宇航研究中心的Μ.K.Smart等提出的將矩形進口光滑轉為捕圓形出口(Smart, M.K.and Trexler, C.A., Mach4Performance of a Fixed-GeometryHypersonic Inlet with Rectangular-to-Elliptical Shape Transition,41st AIAAAerospace Sciences Meeting&Exhibit, 2002)的思路；英國牛津大學提出的模塊化乘波式進氣道等。在國內(nèi)，尤延鋮等學者率先將外流乘波理論運用在進氣道內(nèi)流研究中，提出了一種被稱為內(nèi)乘波式的三維內(nèi)收縮高超聲速進氣道。數(shù)值模擬和高焓風洞試驗證實:設計狀態(tài)下，該進氣道在可以全流量捕獲來流；在非設計狀態(tài)，該類進氣道可以通過進口的自動溢流，明顯改善低馬赫數(shù)工作能力，因而具有較好的總體特性。
[0005]雖然在高超聲速飛行器和高超聲速進氣道研究領域，各項研究已經(jīng)取得了顯著的進展，部件性能也在不斷提升。然而，迄今為止，科研人員尚未找到有效的方法，將飛行器與進氣道部件一體化，使二者的結合實現(xiàn)飛行器總體升與推與阻性能的最大化。由于二者工作要求不同，很長一段時間里，人們一直認為一體化就是分別設計兩個高性能部件，對它們進行相干疊加和相互折衷。但一體化設計問題絕非如此簡單。美國空軍高超聲速計劃首席科學家 Mark Lewis 在文獻(Μ.Lewis, A Hypersonic Propulsion AirframeIntegration Overview, 39th AIAA 與ASME 與 SAE 與ASEE Joint Propulsion Conferenceand Exhibit，2003)中指出，雖然完善的乘波理論可以幫助我們很容易地設計出升阻比7?8的飛行器，但現(xiàn)有的匹配上發(fā)動機的高超聲速飛行器升阻比最大也只有3.8。由此可見，目前制約高超聲速系統(tǒng)總體性能的關鍵問題是缺乏高效的飛行器與進氣道一體化設計方法。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0006]本發(fā)明的目的旨在針對現(xiàn)有的飛行器與進氣道一體化設計方法存在的上述不足，提供一種以乘波理論為基礎，同時適用于內(nèi)、外流的廣義乘波理論，并將它運用于高超聲速系統(tǒng)總體設計的高超聲速飛行器與進氣道內(nèi)外乘波一體化設計方法。
[0007]本發(fā)明包括以下步驟:
[0008]I)根據(jù)設計要求指定三維激波曲面，得到連續(xù)的高超聲速外乘波體飛行器與內(nèi)乘波進氣道所乘激波曲線外乘波段、高超聲速外乘波體飛行器與內(nèi)乘波進氣道所乘激波曲線內(nèi)乘波段，所述高超聲速外乘波體飛行器與內(nèi)乘波進氣道所乘激波曲線外乘波段、所述高超聲速外乘波體飛行器與內(nèi)乘波進氣道所乘激波曲線內(nèi)乘波段依靠高超聲速外乘波飛行器前體與內(nèi)乘波進氣道所乘激波曲線二元平面乘波段過度，高超聲速外乘波飛行器前體與內(nèi)乘波進氣道所乘激波曲線二元平面乘波段所具有的性質(zhì)是曲率半徑無窮大，并獲取三維波系內(nèi)乘波段激波曲線當?shù)厍手行呐c三維波系外乘波段激波曲線當?shù)厍手行?；三維波系內(nèi)乘波段激波曲線當?shù)厍手行呐c三維波系外乘波段激波曲線當?shù)厍手行牡姆较蛳喾矗揽咳S波系二元平面乘波段密切軸銜接，從而實現(xiàn)激波面曲率中心由外流向內(nèi)流的連續(xù)過度；
[0009]2)以離散激波曲線與曲率中心的關系反推出一系列基本流場，所述基本流場包括外乘波部分與內(nèi)乘波部分，其中外乘波部分的基本流場是一系列變曲率半徑的圓錐流場；內(nèi)乘波部分的基本流場是一系列變曲率半徑的含有中心體的軸對稱內(nèi)收縮流場；
[0010]在步驟2 )中，所述以離散激波曲線與曲率中心的關系反推出一系列基本流場的具體步驟可為:
[0011](1)確定高超聲速飛行器設計條件，所述高超聲速飛行器設計條件包括來流馬赫數(shù)Ma、入射激波角β等；
[0012](2)指定三維波系二元平面乘波段密切軸、三維波系內(nèi)乘波段密切軸和三維波系外乘波段密切軸所在垂直于紙面方向的平面為其密切面；
[0013](3)外乘波部分的基本流場是一系列變曲率半徑的圓錐流場，根據(jù)來流條件可計算出圓錐半頂角α，根據(jù)將激波曲線離散為激波曲線段的離散點的曲率半徑^確定當?shù)孛芮休S所對應密切錐激波在設計截面內(nèi)的形狀，進而可根據(jù)密切錐半頂角α確定當?shù)孛芮休S所對應密切錐的底面形狀，三維波系外乘波段激波曲線當?shù)厍手行募串數(shù)孛芮休S所對應密切錐的底面中心(即外乘波段激波曲線的當?shù)厍手行?；
[0014](4)內(nèi)乘波部分的基本流場是一系列變曲率半徑的含有中心體的軸對稱內(nèi)收縮流場，內(nèi)收縮基本流場由入口、出口、中心體與壁面型線構成，其中當?shù)孛芮休S所對應內(nèi)收縮基本流場入口由三維波系內(nèi)乘波段激波曲線當?shù)厍手行闹廉數(shù)孛芮休S與前緣捕獲型線在設計平面內(nèi)的交點的距離d確定，當?shù)孛芮休S所對應內(nèi)收縮基本流場中心體截面形狀由將激波曲線離散為激波曲線段的離散點處的曲率半徑^確定，求出當?shù)孛芮休S所對應內(nèi)收縮基本流場入口與當?shù)孛芮休S所對應內(nèi)收縮基本流場中心體截面形狀后需設計出能夠滿足步驟(1)中所述設計條件的壁面型線，從而確定當?shù)孛芮休S所對應內(nèi)收縮基本流場出口形狀，三維波系內(nèi)乘波段激波曲線當?shù)厍手行募礊楫數(shù)孛芮休S對應內(nèi)收縮基本流場回轉中心在設計截面內(nèi)投影位置(即內(nèi)乘波段激波曲線的當?shù)厍手行?。
[0015]3)給定外乘波飛行器前體前緣捕獲型線在設計截面上的投影和內(nèi)乘波進氣道前緣捕獲型線在設計截面上的投影，在三維波系二元平面乘波段密切軸、三維波系內(nèi)乘波段密切軸與三維波系外乘波段密切軸所在垂直于紙面方向的平面內(nèi)進行流線追蹤，將所得流線在橫向位置上構成流面得到外乘波體飛行器前體壓縮段與內(nèi)乘波進氣道壓縮型面，外乘波體飛行器前體壓縮段與內(nèi)乘波進氣道壓縮型面相連接即構成一體化裝置壓縮型面；
[0016]在步驟3)中，所述在三維波系二元平面乘波段密切軸、三維波系內(nèi)乘波段密切軸與三維波系外乘波段密切軸所在垂直于紙面方向的平面內(nèi)進行流線追蹤，將所得流線在橫向位置上構成流面得到外乘波體飛行器前體壓縮段與內(nèi)乘波進氣道壓縮型面，外乘波體飛行器前體壓縮段與內(nèi)乘波進氣道壓縮型面相連接即構成一體化裝置壓縮型面的具體方法可為:
[0017](I)給定外乘波飛行器前體前緣捕獲型線在設計截面上的投影、內(nèi)乘波進氣道前緣捕獲型線在設計截面上的投影；
[0018](2)分別根據(jù)三維波系內(nèi)乘波段激波曲線當?shù)厍手行?、三維波系外乘波段激波曲線當?shù)厍手行闹廉數(shù)孛芮休S與前緣捕獲型線在設計平面內(nèi)的交點的距離d與入射激波角β使用計算公式xf=dXtan(i3)確定外乘波段當?shù)厍熬夵c位置與內(nèi)乘波段當?shù)厍熬夵c位置；
[0019](3) 一體化裝置壓縮型面由外乘波體飛行器前體壓縮段與內(nèi)乘波進氣道壓縮型面構成，對于外乘波體飛行器前體壓縮段，根據(jù)將激波曲線離散為激波曲線段的離散點處的曲率半徑rw與入射激波角β使用計算公式Xt^rwX tan ( β )確定外乘波段當?shù)孛芮休S所對應密切錐頂點，利用已求出的外乘波段當?shù)厍熬夵c位置在對應三維波系外乘波段密切軸所在的密切面內(nèi)進行流線追蹤，得到外乘波段當?shù)叵卤砻嫘途€，各密切面內(nèi)均能用相同的方法生成一條流線，將離散的流線在橫向位置組合成流面，按外乘波飛行器前體設計長度要求將流面截斷轉平并沿X方向有序排列，即構成外乘波體飛行器前體壓縮段；對于內(nèi)乘波進氣道壓縮型面，已求出內(nèi)乘波段當?shù)厍熬夵c位置即為當?shù)孛芮休S所對應內(nèi)收縮基本流場入口的X位置，其中心體半徑已在步驟2)中求出，求出滿足設計入射激波角β的內(nèi)乘波進氣道壓縮面型線；各密切面內(nèi)均能用相同的方法得到一條型線，將離散的型線在橫向位置組合即構成內(nèi)乘波進氣道壓縮型面，型線的末端對應內(nèi)乘波進氣道肩部型線；內(nèi)乘波進氣道壓縮型面包括內(nèi)乘波進氣道外壓縮段與內(nèi)乘波進氣道內(nèi)壓縮段，其中位于內(nèi)乘波進氣道唇口之前的內(nèi)乘波進氣道壓縮型面為內(nèi)乘波進氣道外壓縮段，位于內(nèi)乘波進氣道唇口之后的內(nèi)乘波進氣道壓縮型面為內(nèi)乘波進氣道內(nèi)壓縮段；內(nèi)乘波進氣道由內(nèi)乘波進氣道肩部型線處轉平進入內(nèi)乘波進氣道隔離段，飛行器上表面由高超聲速外乘波飛行器前體與內(nèi)乘波進氣道前緣捕獲型線沿X方向拉伸生成；
[0020](4)外乘波體飛行器前體壓縮段與內(nèi)乘波進氣道壓縮型面的連接主要體現(xiàn)在外乘波體飛行器前體壓縮段與內(nèi)乘波進氣道外壓縮段的連接上；外乘波體飛行器前體壓縮段與內(nèi)乘波進氣道外壓縮段依靠二元平面壓縮段連接過渡，當離散激波點的曲率半徑分別由三維波系外乘波段激波曲線當?shù)厍手行呐c三維波系內(nèi)乘波段激波曲線當?shù)厍手行牡挠邢拗第呌谌S波系二元平面乘波段密切軸時，兩部分同時趨近于相同的二元平面流動，實現(xiàn)了外乘波體飛行器前體壓縮段與`內(nèi)乘波進氣道外壓縮段的無縫對接和一體化設計。
[0021]4)以步驟3)中所述流面為基礎對高超聲速飛行器進行幾何構造，獲得在設計飛行狀態(tài)下能夠產(chǎn)生高超聲速外乘波飛行器前體與內(nèi)乘波進氣道所乘激波曲線外乘波段、高超聲速外乘波飛行器前體與內(nèi)乘波進氣道所乘激波曲線內(nèi)乘波段、高超聲速外乘波飛行器前體與內(nèi)乘波進氣道所乘激波曲線二元平面乘波段的一體化裝置。
[0022]在步驟4)中，所述幾何構造包括飛行器上表面、飛行器下表面、隔離段向后等直拉伸。
[0023]本發(fā)明的結構包括外乘波飛行器前體和內(nèi)乘波進氣道。由于采用了一體化設計，內(nèi)乘波進氣道與外乘波飛行器前體不再通過分開設計、相互疊加的方法，從而克服飛行器設計時內(nèi)、外流部件相結合所產(chǎn)生的干擾及難兼容問題。
[0024]本發(fā)明以密切錐導乘波理論及其在內(nèi)部管道流動上的應用為基礎。設計過程中預先設計所需要內(nèi)外一體激波曲面，然后將該一體激波曲面橫截面形狀離散為一系列微元段，并根據(jù)它們的當?shù)厍手行脑O計內(nèi)外乘波一體化方案。其中，外乘波部分嚴格遵守密切錐導外乘波體理論。外流越靠近內(nèi)乘波進氣道部分曲率半徑越大，直至曲率半徑趨于無窮。內(nèi)乘波進氣道部分采用含有中心體的軸對稱基本流場，回轉母線形狀保持不變，回轉半徑(即曲率半徑)可以調(diào)節(jié)。當外乘波飛行器前體和內(nèi)乘波進氣道基本流場的曲率半徑都趨于無窮時，基本流場轉化為二元楔導平面流場來實現(xiàn)內(nèi)外乘波的銜接，最終實現(xiàn)內(nèi)外同時乘波且波后參數(shù)完全相同的高超聲速飛行器與進氣道內(nèi)外乘波一體化裝置。
[0025]本發(fā)明的優(yōu)點:高超聲速飛行器與進氣道內(nèi)外乘波一體化同時兼顧了外乘波飛行器前體與內(nèi)乘波進氣道的性能。外乘波飛行器前體采用密切錐導乘波理論可以保證設計裝置具有較高的升阻力特性。進氣道部分為內(nèi)乘波進氣道可保證全流量捕獲來流，增大發(fā)動機推力的同時減小外流阻力；在低馬赫數(shù)情況下又能自動調(diào)整溢流，拓寬進氣道的工作馬赫數(shù)范圍。依靠曲率半徑無窮遠的平面楔導乘波體過渡段，實現(xiàn)內(nèi)外乘波部分的自然過渡，保證了實現(xiàn)高升阻比的乘波裝置不會因為與進氣道裝置的耦合而犧牲總體性能，從而在不降低升阻比的情況下出色地完成進氣道的工作。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0026]圖1是高超聲速飛行器與進氣道內(nèi)外乘波一體化方案設計截面二維波系圖。
[0027]圖2是高超聲速飛行器與進氣道內(nèi)外乘波一體化方案設計截面密切設計二維示意圖。
[0028]圖3是高超聲速飛行器與進氣道內(nèi)外乘波一體化方案密切錐設計三維示意圖。
[0029]圖4是高超聲速飛行器與進氣道內(nèi)外乘波一體化方案三維輪廓軸測圖。
[0030]圖5是高超聲速飛行器與進氣道內(nèi)外乘波一體化方案乘波前體所乘三維波系示意圖。
[0031]圖6是高超聲速飛行器與進氣道內(nèi)外乘波一體化方案半剖軸測圖。
[0032]圖7是高超聲速飛行器與進氣道內(nèi)外乘波一體化方案左視圖。
[0033]圖8是高超聲速飛行器與進氣道內(nèi)外乘波一體化方案仰視圖。
[0034]圖中標記為:1表示高超聲速外乘波飛行器前體與內(nèi)乘波進氣道所乘激波曲線外乘波段、2表示高超聲速外乘波飛行器前體與內(nèi)乘波進氣道所乘激波曲線內(nèi)乘波段、3表示高超聲速外乘波飛行器前體與內(nèi)乘波進氣道所乘激波曲線二元平面乘波段、4表示三維波系內(nèi)乘波段激波曲線當?shù)厍手行摹?表示三維波系外乘波段激波曲線當?shù)厍手行摹?表示三維波系二元平面乘波段密切軸、7表示外乘波飛行器前體前緣捕獲型線在設計截面上的投影、8表示內(nèi)乘波進氣道前緣捕獲型線在設計截面上的投影、9表示外乘波體飛行器前體壓縮段、10表示內(nèi)乘波進氣道外壓縮段、11表示二元平面壓縮段、12表示三維波系內(nèi)乘波段密切軸、13表示三維波系外乘波段密切軸、14表示將激波曲線離散為激波曲線段的離散點、15表示當?shù)孛芮休S與前緣捕獲型線在設計平面內(nèi)的交點、16表示外乘波飛行器前體下表面型線、17表示當?shù)孛芮休S所對應圓錐激波在設計截面內(nèi)的形狀、18表示當?shù)孛芮休S所對應圓錐的底面形狀、19表示當?shù)孛芮休S所對應圓錐的底面中心(S卩外乘波段激波曲線的當?shù)厍手行?、20表示當?shù)孛芮休S所對應內(nèi)收縮基本流場入口、21表示當?shù)孛芮休S所對應內(nèi)收縮基本流場中心體截面形狀、22表示當?shù)孛芮休S所對應內(nèi)收縮基本流場出口形狀、23表示當?shù)孛芮休S對應內(nèi)收縮基本流場回轉中心在設計截面內(nèi)投影位置(即內(nèi)乘波段激波曲線的當?shù)厍手行?、24表示高超聲速來流方向、25表示外乘波段當?shù)孛芮休S所對應密切錐頂點、26表示外乘波段當?shù)孛芮休S所對應密切錐中心線、27表示外乘波段當?shù)孛芮休S所對應的密切錐、28表示外乘波段當?shù)孛芮休S所對應的圓錐激波面、29表示外乘波段當?shù)厍熬夵c位置、30表示內(nèi)收縮基本流場回轉中心線、31表示內(nèi)收縮基本流場中心體直線段、32表示外乘波段當?shù)叵卤砻嫘途€、33、表示外乘波段當?shù)厣媳砻嫘途€、34表示內(nèi)收縮基本流場入射激波、35表示內(nèi)乘波段當?shù)厍熬夵c位置、36表示內(nèi)乘波進氣道壓縮面型線、37表示構成內(nèi)乘波進氣道上表面的型線、38表示高超聲速飛行器進氣道前緣捕獲型線、39表示內(nèi)乘波進氣道肩部型線、40表示內(nèi)乘波進氣道隔離段、41表示內(nèi)乘波進氣道隔離段出口、42表示外乘波飛行器前體、43表示內(nèi)乘波進氣道壓縮型面、44表示內(nèi)乘波進氣道唇口、45表示高超聲速飛行器外乘波前體截面形狀、46表示高超聲速飛行器乘波前體所乘三維壓縮波系、47表示內(nèi)乘波進氣道橫向溢流口。
【具體實施方式】
[0035]高超聲速飛行器與進氣道內(nèi)外乘波一體化設計方法，是一種空氣動力學的反設計方法，即先指定其空氣動力學特征再反推出滿足該特征的設計方案。
[0036]高超聲速飛行器與進氣道內(nèi)外乘波一體化設計方法的主要實施步驟包括:
[0037]I)、根據(jù)設計要求指定三維激波曲面，得到連續(xù)的高超聲速外乘波體飛行器與內(nèi)乘波進氣道所乘激波曲線外乘波段1、高超聲速外乘波體飛行器與內(nèi)乘波進氣道所乘激波曲線內(nèi)乘波段2，高超聲速外乘波體飛行器與內(nèi)乘波進氣道所乘激波曲線外乘波段1、高超聲速外乘波體飛行器與內(nèi)乘波進氣道所乘激波曲線內(nèi)乘波段2依靠高超聲速外乘波飛行器前體與內(nèi)乘波進氣道所乘激波曲線二元平面乘波段3過度，高超聲速外乘波飛行器前體與內(nèi)乘波進氣道所乘激波曲線二元平面乘波段3所具有的性質(zhì)是曲率半徑無窮大，并獲取三維波系內(nèi)乘波段激波曲線當?shù)厍手行?與三維波系外乘波段激波曲線當?shù)厍手行?br> 5。三維波系內(nèi)乘波段激波曲線當?shù)厍手行?與三維波系外乘波段激波曲線當?shù)厍手行?的方向相反，依靠三維波系二元平面乘波段密切軸6銜接，從而實現(xiàn)激波面曲率中心由外流向內(nèi)流的連續(xù)過度。
[0038]2)、以離散激波曲線與曲率中心的關系反推出一系列基本流場?；玖鲌霭ㄍ獬瞬ú糠峙c內(nèi)乘波部分，其中外乘波部分的基本流場是一系列變曲率半徑的圓錐流場；內(nèi)乘波部分的基本流場是一系列變曲率半徑的含有中心體的軸對稱內(nèi)收縮流場?；玖鲌龇赐瞥龅木唧w方法見下文。
[0039]3)、給定外乘波飛行器前體前緣捕獲型線在設計截面上的投影7和內(nèi)乘波進氣道前緣捕獲型線在設計截面上的投影8，在三維波系二元平面乘波段密切軸6、三維波系內(nèi)乘波段密切軸12與三維波系外乘波段密切軸13所在垂直于紙面方向的平面內(nèi)進行流線追蹤，將所得流線在橫向位置上構成流面得到外乘波體飛行器前體壓縮段9與內(nèi)乘波進氣道壓縮型面43，外乘波體飛行器前體壓縮段9與內(nèi)乘波進氣道壓縮型面43相連接即構成一體化裝置壓縮型面。所述流線追蹤的具體實施步驟和外乘波體飛行器前體壓縮段9與內(nèi)乘波進氣道壓縮型面43的具體連接方法見下文。
[0040]4)、以步驟3)中所述流面為基礎對高超聲速飛行器進行幾何構造(如飛行器上、下表面，隔離段向后等直拉伸等)，獲得在設計飛行狀態(tài)下能夠產(chǎn)生高超聲速外乘波飛行器前體與內(nèi)乘波進氣道所乘激波曲線外乘波段1、高超聲速外乘波飛行器前體與內(nèi)乘波進氣道所乘激波曲線內(nèi)乘波段2、高超聲速外乘波飛行器前體與內(nèi)乘波進氣道所乘激波曲線二元平面乘波段3的一體化裝置。[0041]上述主要實施步驟2)所述以離散激波曲線與曲率中心的關系反推出一系列基本流場的實施步驟包括。
[0042](I)、確定高超聲速飛行器設計條件(來流馬赫數(shù)Ma，入射激波角β )。
[0043](2)、根據(jù)圖1，指定三維波系二元平面乘波段密切軸6、三維波系內(nèi)乘波段密切軸12與三維波系外乘波段密切軸13所在垂直于紙面方向的平面為其密切面。
[0044](3)、外乘波部分的基本流場是一系列變曲率半徑的圓錐流場，根據(jù)來流條件可計算出圓錐半頂角α。根據(jù)將激波曲線離散為激波曲線段的離散點14的曲率半徑rw確定圖2中當?shù)孛芮休S所對應密切錐激波在設計截面內(nèi)的形狀17，進而可根據(jù)密切錐半頂角α確定當?shù)孛芮休S所對應密切錐的底面形狀18。三維波系外乘波段激波曲線當?shù)厍手行?即當?shù)孛芮休S所對應密切錐的底面中心(即外乘波段激波曲線的當?shù)厍手行?19。
[0045](4)、內(nèi)乘波部分的基本流場是一系列變曲率半徑的含有中心體的軸對稱內(nèi)收縮流場，內(nèi)收縮基本流場由入口、出口、中心體與壁面型線構成，其中當?shù)孛芮休S所對應內(nèi)收縮基本流場入口 20由三維波系內(nèi)乘波段激波曲線當?shù)厍手行?至當?shù)孛芮休S與前緣捕獲型線在設計平面內(nèi)的交點15的距離d確定，當?shù)孛芮休S所對應內(nèi)收縮基本流場中心體截面形狀21由將激波曲線離散為激波曲線段的離散點14處的曲率半徑&確定。求出當?shù)孛芮休S所對應內(nèi)收縮基本流場入口 20與當?shù)孛芮休S所對應內(nèi)收縮基本流場中心體截面形狀21后需設計出能夠滿足(I)中所述設計條件的壁面型線，從而確定當?shù)孛芮休S所對應內(nèi)收縮基本流場出口形狀22。三維波系內(nèi)乘波段激波曲線當?shù)厍手行?即為當?shù)孛芮休S對應內(nèi)收縮基本流場回轉中心在設計截面內(nèi)投影位置(即內(nèi)乘波段激波曲線的當?shù)厍手行?23。
[0046]上述主要實施步驟3)所述在每一密切平面內(nèi)進行流線追蹤的具體實施步驟和外乘波體飛行器前體壓縮段9與內(nèi)乘波進氣道壓縮型面43的具體連接方法為:
[0047](I)、給定外乘波飛行器前體前緣捕獲型線在設計截面上的投影7、內(nèi)乘波進氣道前緣捕獲型線在設計截面上的投影8。
[0048](2)、分別根據(jù)三維波系內(nèi)乘波段激波曲線當?shù)厍手行?、三維波系外乘波段激波曲線當?shù)厍手行?至當?shù)孛芮休S與前緣捕獲型線在設計平面內(nèi)的交點15的距離d與入射激波角β使用計算公式xf=d*tan(i3)確定外乘波段當?shù)厍熬夵c位置29與內(nèi)乘波段當?shù)厍熬夵c位置35。
[0049](3)、一體化裝置壓縮型面由外乘波體飛行器前體壓縮段9與內(nèi)乘波進氣道壓縮型面43構成，對于外乘波體飛行器前體壓縮段9，根據(jù)將激波曲線離散為激波曲線段的離散點14處的曲率半徑rw與入射激波角β使用計算公式Xtj=IV^tan ( β )確定外乘波段當?shù)孛芮休S所對應密切錐頂點25。利用已求出的外乘波段當?shù)厍熬夵c位置29在對應三維波系外乘波段密切軸13所在的密切面內(nèi)進行流線追蹤，得到外乘波段當?shù)叵卤砻嫘途€32。各密切面內(nèi)均能用相同的方法生成一條流線，將離散的流線在橫向位置組合成流面，按外乘波飛行器前體設計長度要求將流面截斷轉平并沿X方向有序排列，即構成外乘波體飛行器前體壓縮段9。對于內(nèi)乘波進氣道壓縮型面43，已求出內(nèi)乘波段當?shù)厍熬夵c位置35即為當?shù)孛芮休S所對應內(nèi)收縮基本流場入口 20的X位置，其中心體半徑已在實施步驟2中求出，求出滿足設計入射激波角β的內(nèi)乘波進氣道壓縮面型線36。各密切面內(nèi)均能用相同的方法得到一條型線，將離散的型線在橫向位置組合即構成內(nèi)乘波進氣道壓縮型面43，型線的末端對應內(nèi)乘波進氣道肩部型線39。內(nèi)乘波進氣道壓縮型面43包括內(nèi)乘波進氣道外壓縮段與內(nèi)乘波進氣道內(nèi)壓縮段，其中位于內(nèi)乘波進氣道唇口 44之前的內(nèi)乘波進氣道壓縮型面43為內(nèi)乘波進氣道外壓縮段10，位于內(nèi)乘波進氣道唇口 44之后的內(nèi)乘波進氣道壓縮型面43為內(nèi)乘波進氣道內(nèi)壓縮段。內(nèi)乘波進氣道由內(nèi)乘波進氣道肩部型線39處轉平進入內(nèi)乘波進氣道隔離段40。飛行器上表面由高超聲速外乘波飛行器前體與內(nèi)乘波進氣道前緣捕獲型線38沿X方向拉伸生成。
[0050](4)、外乘波體飛行器前體壓縮段9與內(nèi)乘波進氣道壓縮型面43的連接主要體現(xiàn)在外乘波體飛行器前體壓縮段9與內(nèi)乘波進氣道外壓縮段10的連接上。外乘波體飛行器前體壓縮段9與內(nèi)乘波進氣道外壓縮段10依靠二元平面壓縮段11連接過渡。當離散激波點的曲率半徑分別由三維波系外乘波段激波曲線當?shù)厍手行?與三維波系內(nèi)乘波段激波曲線當?shù)厍手行?的有限值趨于三維波系二元平面乘波段密切軸6時，兩部分同時趨近于相同的二元平面流動。實現(xiàn)了外乘波體飛行器前體壓縮段9與內(nèi)乘波進氣道外壓縮段10的無縫對接和一體化設計。
[0051]實施例:高超聲速飛行器與進氣道內(nèi)外乘波一體化設計方法，本例給定來流馬赫數(shù)Ma=6.5，入射激波角β=12°，可設計圖4所示一體化裝置。所述裝置由外乘波飛行器前體42與內(nèi)乘波進氣道組成，內(nèi)乘波進氣道包括內(nèi)乘波進氣道型面43、內(nèi)乘波進氣道唇口 44與內(nèi)乘波進氣道隔離段40。該裝置在設計條件產(chǎn)生入射激波系如圖5中46所示。在設計截面之前未區(qū)分高超聲速外乘波飛行器前體與內(nèi)乘波進氣道所乘激波曲線外乘波段1、高超聲速外乘波飛行器前體與內(nèi)乘波進氣道所乘激波曲線內(nèi)乘波段2，而是連續(xù)的高超聲速飛行器乘波前體所乘三維壓縮波系46。該三維壓縮波系在設計狀態(tài)波后參數(shù)一致，因此氣流不發(fā)生橫向流動，有助于提高外乘波飛行器的升阻比性能和內(nèi)乘波進氣道流量系數(shù)。同時，按設計狀態(tài)獲取一體化方案幾何型面可以有效地減少進氣道的浸濕面積，提高內(nèi)乘波進氣道的總壓恢復系數(shù)。在低馬赫數(shù)非設計狀態(tài)下，三維壓縮波系不再完全貼合內(nèi)乘波進氣道唇口 40。外乘波飛行器前體42和內(nèi)乘波進氣道型面43內(nèi)外產(chǎn)生壓差，內(nèi)乘波進氣道依靠內(nèi)乘波進氣道橫向溢流口 47產(chǎn)生溢流，從而增大一體化裝置的工作馬赫數(shù)范圍。
[0052]本發(fā)明包括外乘波飛行器前體和內(nèi)乘波進氣道，內(nèi)乘波進氣道收縮特征為三維向內(nèi)收縮。
[0053]所述一體化裝置由內(nèi)乘波進氣道至外乘波飛行器前體實現(xiàn)內(nèi)、外流同時乘波。外乘波飛行器前體與內(nèi)乘波進氣道依靠平面二元楔導乘波段實現(xiàn)過渡。高超聲速來流在裝置前緣處形成橫向曲率中心連續(xù)過渡的內(nèi)外一體激波曲面，一體激波曲面在各橫向位置具有相同的激波強度和波后參數(shù)，能夠滿足設計狀態(tài)無橫向流動的設計條件，內(nèi)外一體激波曲面由內(nèi)、外乘波兩部分組成，內(nèi)、外乘波部分的激波各微元段曲率中心分別位于一體激波曲面的兩側，即靠近機體側和偏離機體側。其中，內(nèi)乘波部分曲率中心位于激波的偏離機體一偵牝而外乘波部分曲率中心位于激波的靠近機體一側。
[0054]運用本發(fā)明在保持外乘波飛行器前體與內(nèi)乘波進氣道優(yōu)點的同時，實現(xiàn)了兩種高性能裝置的一體化設計，能夠同時獲得高升阻比的飛行器方案及全流量捕獲的進氣道方案，從而提高飛行器與推進系統(tǒng)的總體性能。
【權利要求】
1.高超聲速飛行器與進氣道內(nèi)外乘波一體化設計方法，其特征在于包括以下步驟: 1)根據(jù)設計要求指定三維激波曲面，得到連續(xù)的高超聲速外乘波體飛行器與內(nèi)乘波進氣道所乘激波曲線外乘波段、高超聲速外乘波體飛行器與內(nèi)乘波進氣道所乘激波曲線內(nèi)乘波段，所述高超聲速外乘波體飛行器與內(nèi)乘波進氣道所乘激波曲線外乘波段、所述高超聲速外乘波體飛行器與內(nèi)乘波進氣道所乘激波曲線內(nèi)乘波段依靠高超聲速外乘波飛行器前體與內(nèi)乘波進氣道所乘激波曲線二元平面乘波段過度，高超聲速外乘波飛行器前體與內(nèi)乘波進氣道所乘激波曲線二元平面乘波段所具有的性質(zhì)是曲率半徑無窮大，并獲取三維波系內(nèi)乘波段激波曲線當?shù)厍手行呐c三維波系外乘波段激波曲線當?shù)厍手行?；三維波系內(nèi)乘波段激波曲線當?shù)厍手行呐c三維波系外乘波段激波曲線當?shù)厍手行牡姆较蛳喾?，依靠三維波系二元平面乘波段密切軸銜接，從而實現(xiàn)激波面曲率中心由外流向內(nèi)流的連續(xù)過度； 2)以離散激波曲線與曲率中心的關系反推出一系列基本流場，所述基本流場包括外乘波部分與內(nèi)乘波部分，其中外乘波部分的基本流場是一系列變曲率半徑的圓錐流場；內(nèi)乘波部分的基本流場是一系列變曲率半徑的含有中心體的軸對稱內(nèi)收縮流場； 3)給定外乘波飛行器前體前緣捕獲型線在設計截面上的投影和內(nèi)乘波進氣道前緣捕獲型線在設計截面上的投影，在三維波系二元平面乘波段密切軸、三維波系內(nèi)乘波段密切軸與三維波系外乘波段密切軸所在垂直于紙面方向的平面內(nèi)進行流線追蹤，將所得流線在橫向位置上構成流面得到外乘波體飛行器前體壓縮段與內(nèi)乘波進氣道壓縮型面，外乘波體飛行器前體壓縮段與內(nèi)乘波進氣道壓縮型面相連接即構成一體化裝置壓縮型面； 4)以步驟3)中所述流面為基礎對高超聲速飛行器進行幾何構造，獲得在設計飛行狀態(tài)下能夠產(chǎn)生高超聲速外乘波飛行器前體與內(nèi)乘波進氣道所乘激波曲線外乘波段、高超聲速外乘波飛行器前體與內(nèi)乘波進氣道所乘激波曲線內(nèi)乘波段、高超聲速外乘波飛行器前體與內(nèi)乘波進氣道所乘激波曲線二元平面乘波段的一體化裝置。
2.如權利要求1所述高超聲速飛行器與進氣道內(nèi)外乘波一體化設計方法，其特征在于在步驟2)中，所述以離散激波曲線與曲率中心的關系反推出一系列基本流場的具體步驟為: (1)確定高超聲速飛行器設計條件，所述高超聲速飛行器設計條件包括來流馬赫數(shù)Ma、入射激波角β ; (2)指定三維波系二元平面乘波段密切軸、三維波系內(nèi)乘波段密切軸和三維波系外乘波段密切軸所在垂直于紙面方向的平面為其密切面； (3)外乘波部分的基本流場是一系列變曲率半徑的圓錐流場，根據(jù)來流條件可計算出圓錐半頂角α，根據(jù)將激波曲線離散為激波曲線段的離散點的曲率半徑^確定當?shù)孛芮休S所對應密切錐激波在設計截面內(nèi)的形狀，進而可根據(jù)密切錐半頂角α確定當?shù)孛芮休S所對應密切錐的底面形狀，三維波系外乘波段激波曲線當?shù)厍手行募串數(shù)孛芮休S所對應密切錐的底面中心，即外乘波段激波曲線的當?shù)厍手行模? (4 )內(nèi)乘波部分的基本流場是一系列變曲率半徑的含有中心體的軸對稱內(nèi)收縮流場，內(nèi)收縮基本流場由入口、出口、中心體與壁面型線構成，其中當?shù)孛芮休S所對應內(nèi)收縮基本流場入口由三維波系內(nèi)乘波段激波曲線當?shù)厍手行闹廉數(shù)孛芮休S與前緣捕獲型線在設計平面內(nèi)的交點的距離d確定，當?shù)孛芮休S所對應內(nèi)收縮基本流場中心體截面形狀由將激波曲線離散為激波曲線段的離散點處的曲率半徑A確定，求出當?shù)孛芮休S所對應內(nèi)收縮基本流場入口與當?shù)孛芮休S所對應內(nèi)收縮基本流場中心體截面形狀后需設計出能夠滿足步驟(I)中所述設計條件的壁面型線，從而確定當?shù)孛芮休S所對應內(nèi)收縮基本流場出口形狀，三維波系內(nèi)乘波段激波曲線當?shù)厍手行募礊楫數(shù)孛芮休S對應內(nèi)收縮基本流場回轉中心在設計截面內(nèi)投影位置，即內(nèi)乘波段激波曲線的當?shù)厍手行摹?br> 3.如權利要求1所述高超聲速飛行器與進氣道內(nèi)外乘波一體化設計方法，其特征在于在步驟3)中，所述在三維波系二元平面乘波段密切軸、三維波系內(nèi)乘波段密切軸與三維波系外乘波段密切軸所在垂直于紙面方向的平面內(nèi)進行流線追蹤，將所得流線在橫向位置上構成流面得到外乘波體飛行器前體壓縮段與內(nèi)乘波進氣道壓縮型面，外乘波體飛行器前體壓縮段與內(nèi)乘波進氣道壓縮型面相連接即構成一體化裝置壓縮型面的具體方法為: (1)給定外乘波飛行器前體前緣捕獲型線在設計截面上的投影、內(nèi)乘波進氣道前緣捕獲型線在設計截面上的投影； (2)分別根據(jù)三維波系內(nèi)乘波段激波曲線當?shù)厍手行?、三維波系外乘波段激波曲線當?shù)厍手行闹廉數(shù)孛芮休S與前緣捕獲型線在設計平面內(nèi)的交點的距離d與入射激波角β使用計算公式Xf=dXtan(i3 )確定外乘波段當?shù)厍熬夵c位置與內(nèi)乘波段當?shù)厍熬夵c位置； (3)—體化裝置壓縮型面由外乘波體飛行器前體壓縮段與內(nèi)乘波進氣道壓縮型面構成，對于外乘波體飛行器前體壓縮段，根據(jù)將激波曲線離散為激波曲線段的離散點處的曲率半徑1*￥與入射激波角β使用計算公式x^i^Xtani^ )確定外乘波段當?shù)孛芮休S所對應密切錐頂點，利用已求出的外乘波段當?shù)厍熬夵c位置在對應三維波系外乘波段密切軸所在的密切面內(nèi)進行流線追蹤，得到外乘波段當?shù)叵卤砻嫘途€，各密切面內(nèi)均能用相同的方法生成一條流線，將離散的流線在橫向位置組合成流面，按外乘波飛行器前體設計長度要求將流面截斷轉平并沿X方向有序排列，即構成外乘波體飛行器前體壓縮段；對于內(nèi)乘波進氣道壓縮型面，已求出內(nèi)乘波段當?shù)厍熬夵c位置即為當?shù)孛芮休S所對應內(nèi)收縮基本流場入口的X位置，其中心體半徑已在步驟2)中求出，求出滿足設計入射激波角β的內(nèi)乘波進氣道壓縮面型線；各密切面內(nèi)均能用相同的方法得到一條型線，將離散的型線在橫向位置組合即構成內(nèi)乘波進氣道壓縮型面，型線的末端對應內(nèi)乘波進氣道肩部型線；內(nèi)乘波進氣道壓縮型面包括內(nèi)乘波進氣道外壓縮段與內(nèi)乘波進氣道內(nèi)壓縮段，其中位于內(nèi)乘波進氣道唇口之前的內(nèi)乘波進氣道壓縮型面為內(nèi)乘波進氣道外壓縮段，位于內(nèi)乘波進氣道唇口之后的內(nèi)乘波進氣道壓縮型面為內(nèi)乘波進氣道內(nèi)壓縮段；內(nèi)乘波進氣道由內(nèi)乘波進氣道肩部型線處轉平進入內(nèi)乘波進氣道隔離段，飛行器上表面由高超聲速外乘波飛行器前體與內(nèi)乘波進氣道前緣捕獲型線沿X方向拉伸生成； (4)外乘波體飛行器前體壓縮段與內(nèi)乘波進氣道壓縮型面的連接主要體現(xiàn)在外乘波體飛行器前體壓縮段與內(nèi)乘波進氣道外壓縮段的連接上；外乘波體飛行器前體壓縮段與內(nèi)乘波進氣道外壓縮段依靠二元平面壓縮段連接過渡，當離散激波點的曲率半徑分別由三維波系外乘波段激波曲線當?shù)厍手行呐c三維波系內(nèi)乘波段激波曲線當?shù)厍手行牡挠邢拗第呌谌S波系二元平面乘波段密切軸時，兩部分同時趨近于相同的二元平面流動，實現(xiàn)了外乘波體飛行器前體壓縮段與內(nèi)乘波進氣道外壓縮段的無縫對接和一體化設計。
4.如權利要求1所述高超聲速飛行器與進氣道內(nèi)外乘波一體化設計方法，其特征在于在步驟4)中，所述幾何構造`包括飛行器上表面、飛行器下表面、隔離段向后等直拉伸。
【文檔編號】B64D33/02GK103662087SQ201310673528
【公開日】2014年3月26日 申請日期:2013年12月11日 優(yōu)先權日:2013年12月11日
【發(fā)明者】尤延鋮, 李怡慶, 安平, 潘成劍, 陳榮錢 申請人:廈門大學