高超聲速乘波機(jī)身與進(jìn)氣道一體化設(shè)計方法
【專利摘要】本發(fā)明公開一種高超聲速乘波機(jī)身與進(jìn)氣道一體化設(shè)計方法，采用將乘波體作為整個高超聲速飛行器機(jī)身，同時與流線追蹤外轉(zhuǎn)向進(jìn)氣道進(jìn)行一體化，包括以下步驟：設(shè)計尖頭回轉(zhuǎn)體，并求解繞零攻角尖頭回轉(zhuǎn)體的超聲速軸對稱流場；在所述繞零攻角尖頭回轉(zhuǎn)體的超聲速軸對稱流場中，設(shè)計內(nèi)外流一體化軸對稱基準(zhǔn)流場；從乘波機(jī)身前緣線和進(jìn)氣道入口型線出發(fā)，在所述內(nèi)外流一體化軸對稱基準(zhǔn)流場中進(jìn)行流線追蹤，生成一體化構(gòu)型。采用本發(fā)明的技術(shù)方案，可以充分發(fā)揮乘波體的高升阻比特性。
【專利說明】高超聲速乘波機(jī)身與進(jìn)氣道一體化設(shè)計方法

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及高超聲速飛行器氣動外形設(shè)計的【技術(shù)領(lǐng)域】，具體涉及一種高超聲速乘波機(jī)身與進(jìn)氣道一體化設(shè)計方法。

【背景技術(shù)】
[0002]吸氣式高超聲速飛行器是指飛行馬赫數(shù)大于5、以吸氣式發(fā)動機(jī)或其組合發(fā)動機(jī)為主要動力、能在大氣層和跨大氣層中遠(yuǎn)程飛行的飛行器，其應(yīng)用形式包括高超聲速巡航導(dǎo)彈、高超聲速有人/無人飛機(jī)和空天飛機(jī)等多種飛行器。
[0003]自20世紀(jì)60年代以來的大量研究充分說明，推進(jìn)系統(tǒng)與機(jī)體的一體化設(shè)計是實現(xiàn)聞超聲速飛行的關(guān)鍵，是聞超聲速飛行器技術(shù)亟待解決的關(guān)鍵技術(shù)之一，而機(jī)體/推進(jìn)系統(tǒng)一體化的核心則是飛行器機(jī)身和進(jìn)氣道的一體化。從設(shè)計角度出發(fā)考慮，總體對二者的要求存在著差異:對機(jī)身的要求主要為高升阻比，高有效容積，以及良好的前緣氣動熱防護(hù)性能；而對進(jìn)氣道的要求則是用最小的氣流能量損失為燃燒室提供盡可能多的有效氣源。良好的機(jī)身/推進(jìn)系統(tǒng)一體化構(gòu)型能滿足設(shè)計人員對高超聲速飛行器氣動-推進(jìn)性能的綜合需求。
[0004]由于二者工作要求的不同，在很長一段時間里，人們一直認(rèn)為一體化就是分別設(shè)計兩個高性能部件，對它們進(jìn)行簡單的相互疊加和折衷。但一體化設(shè)計問題并非如此簡單，制約總體性能提高的關(guān)鍵在于缺乏一種合理高效的一體化設(shè)計方法。
[0005]高超聲速飛行器的氣動外形，主要有軸對稱構(gòu)型、升力體構(gòu)型和乘波體構(gòu)型三大類，其中乘波體構(gòu)型利用激波壓縮原理(乘波原理)實現(xiàn)了在高超聲速飛行條件下高升阻比的氣動要求，除了如何兼顧前緣氣動熱防護(hù)與氣動性能的問題以外，對該構(gòu)型的研究已趨于成熟。
[0006]如圖1和圖3所示，乘波體與進(jìn)氣道一體化設(shè)計的常規(guī)方法是將乘波體I用作高超聲速飛行器前體，簡稱為乘波前體1，進(jìn)氣道采用二元進(jìn)氣道，乘波體I作為進(jìn)氣道的預(yù)壓縮面，為進(jìn)氣道提供預(yù)壓縮后的氣流，乘波前體I產(chǎn)生前緣激波5，前緣激波5入射在進(jìn)氣道唇口 2，并產(chǎn)生反射激波6，氣流經(jīng)過前緣激波5、反射激波6以及進(jìn)氣道外罩3的壓縮進(jìn)入進(jìn)氣道隔離段4，為燃燒室提供氣源。在這種常規(guī)乘波體-進(jìn)氣道一體化設(shè)計方法中，僅將乘波體用作高超聲速飛行器前體，不能充分發(fā)揮乘波體的高升阻比特性。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0007]本發(fā)明要解決的技術(shù)問題是，提供一種高超聲速乘波機(jī)身與進(jìn)氣道一體化設(shè)計方法，可以充分發(fā)揮乘波體的高升阻比特性。
[0008]為解決上述問題，本發(fā)明采用如下的技術(shù)方案:
[0009]一種高超聲速乘波機(jī)身與進(jìn)氣道一體化設(shè)計方法，采用將乘波體作為整個高超聲速飛行器機(jī)身，同時與流線追蹤外轉(zhuǎn)向進(jìn)氣道進(jìn)行一體化，包括以下步驟:
[0010]步驟S1、設(shè)計尖頭回轉(zhuǎn)體，并求解繞零攻角尖頭回轉(zhuǎn)體的超聲速軸對稱流場；
[0011]步驟S2、在所述繞零攻角尖頭回轉(zhuǎn)體的超聲速軸對稱流場中，設(shè)計內(nèi)外流一體化軸對稱基準(zhǔn)流場；
[0012]步驟S3、從乘波機(jī)身前緣線和進(jìn)氣道入口型線出發(fā)，在所述內(nèi)外流一體化軸對稱基準(zhǔn)流場中進(jìn)行流線追蹤，生成一體化構(gòu)型。
[0013]本發(fā)明采用將乘波體作為整個高超聲速飛行器機(jī)身，簡稱為乘波機(jī)身，同時與流線追蹤外轉(zhuǎn)向進(jìn)氣道進(jìn)行一體化，使得飛行器在設(shè)計狀態(tài)下，充分發(fā)揮乘波體的高升阻比特性。本發(fā)明設(shè)計一種同時具有內(nèi)流動和外流動的軸對稱流場，可作為乘波機(jī)身與流線追蹤外轉(zhuǎn)向進(jìn)氣道一體化構(gòu)型的基準(zhǔn)流場。本發(fā)明命名該軸對稱流場為“內(nèi)外流一體化軸對稱基準(zhǔn)流場”，它包括內(nèi)外流一體化軸對稱基準(zhǔn)流場的進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場區(qū)和內(nèi)外流一體化軸對稱基準(zhǔn)流場的乘波機(jī)身基準(zhǔn)流場區(qū)。通過使乘波機(jī)身前緣線和進(jìn)氣道入口型線共用一段型線，實現(xiàn)將乘波機(jī)身和進(jìn)氣道融合成一體化構(gòu)型。從乘波機(jī)身前緣線出發(fā)，在內(nèi)外流一體化軸對稱基準(zhǔn)流場的乘波機(jī)身基準(zhǔn)流場區(qū)進(jìn)行流線追蹤，并從進(jìn)氣道入口型線出發(fā)，在內(nèi)外流一體化軸對稱基準(zhǔn)流場的進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場區(qū)進(jìn)行流線追蹤，生成乘波機(jī)身與流線追蹤外轉(zhuǎn)向進(jìn)氣道一體化構(gòu)型。在設(shè)計狀態(tài)下，整個高超聲速飛行器機(jī)身具有乘波特性，乘波前體作為進(jìn)氣道的預(yù)壓縮面，為進(jìn)氣道提供預(yù)壓縮后的氣流，乘波機(jī)身為飛行器提供高升阻比。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0014]圖1為常規(guī)乘波體-進(jìn)氣道一體化設(shè)計方案的三維示意圖；
[0015]圖2為常規(guī)乘波體-進(jìn)氣道一體化設(shè)計方案的縱向?qū)ΨQ面的示意圖；
[0016]圖3為繞零攻角尖頭回轉(zhuǎn)體的超聲速軸對稱流場示意圖；
[0017]圖4為乘波機(jī)身基準(zhǔn)流場區(qū)和進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場的前緣激波依賴區(qū)；
[0018]圖5為進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場激波間等熵壓縮的主壓縮區(qū)和反射激波；
[0019]圖6為求解反射激波位置的示意圖；
[0020]圖7為反射激波的當(dāng)?shù)丶げń铅拢瓷浼げúㄇ暗牧鲃臃较蚪铅?17反射激波波后的流動方向角Θ 2以及反射激波的當(dāng)?shù)貧饬髌D(zhuǎn)角Λ Θ的定義；
[0021]圖8為進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場的反射激波依賴區(qū)；
[0022]圖9為進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場的穩(wěn)定區(qū)和內(nèi)外流一體化軸對稱基準(zhǔn)流場；
[0023]圖10示出了乘波機(jī)身前緣線、進(jìn)氣道入口型線以及橫截面I和橫截面2位置的激波在回轉(zhuǎn)體底部橫截面的投影；
[0024]圖11為乘波機(jī)身與流線追蹤外轉(zhuǎn)向進(jìn)氣道一體化構(gòu)型的各型線示意圖。
[0025]圖12為構(gòu)造乘波機(jī)身的流面、上表面和底面；
[0026]圖13為構(gòu)造流線追蹤外轉(zhuǎn)向進(jìn)氣道的流面；
[0027]圖14為由乘波機(jī)身和流線追蹤外轉(zhuǎn)向進(jìn)氣道組成的乘波機(jī)身與流線追蹤外轉(zhuǎn)向進(jìn)氣道一體化構(gòu)型；
[0028]圖15為乘波機(jī)身前緣線、流線和后緣線的設(shè)計示意圖；
[0029]圖16為進(jìn)氣道入口型線、流線和進(jìn)氣道出口型線的設(shè)計示意圖。
[0030]圖中，I表示乘波前體；2表示常進(jìn)氣道唇口 ；3表示進(jìn)氣道外罩；4表示進(jìn)氣道隔離段；5表示由乘波前體產(chǎn)生的前緣激波；6表示前緣激波5入射在唇口 2的反射激波；7表示超聲速來流；8表示尖頭回轉(zhuǎn)體頂點；X表示圓柱坐標(biāo)系的軸向坐標(biāo)軸；Y表示圓柱坐標(biāo)系的徑向坐標(biāo)軸；11表示尖頭回轉(zhuǎn)體母線；12表示表示尖頭回轉(zhuǎn)體母線11的末端壁面點；13表示尖頭回轉(zhuǎn)體底部橫截面；14表示繞尖頭回轉(zhuǎn)體的前緣激波；15表示尖頭回轉(zhuǎn)體前緣激波14在橫截面13處的末端點；16表示在尖頭回轉(zhuǎn)體母線上選取的一個特征點；17表示經(jīng)過點16的左行特征線與前緣激波的交點；18表示經(jīng)過點17的流線；19表示流線18在橫截面13處的末端點；20表示由17-15-19所圍成的乘波機(jī)身基準(zhǔn)流場區(qū)；21表示由8-17-16所圍成的進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場的前緣激波依賴區(qū)；22表示由經(jīng)過點17的右行特征線與回轉(zhuǎn)體母線的壁面交點；23表示反射激波與回轉(zhuǎn)體母線的壁面交點；24表示由16-17-23所圍成的進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場激波間等熵壓縮的主壓縮區(qū)；27和28表示同一條左行特征線上的相鄰特征線網(wǎng)格節(jié)點；29和30表示反射激波17-23上的相鄰激波點；31表示點30處的反射激波；32表示點30處的反射激波波前速度方向；33表示點30處的反射激波波后速度方向；34表示點30處反射激波的當(dāng)?shù)丶げń铅?;35表示點30處反射激波波前氣流方向角Q1 ;36表示點30處反射激波波后氣流方向角Θ 2 ；37表示點30處反射激波當(dāng)?shù)貧饬髌D(zhuǎn)角Δ Θ ；38表示經(jīng)過點23的右行特征線與進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場外壁面的壁面交點；39表示由點17-38-23所圍成的進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場的反射激波依賴區(qū)；40表示點23右側(cè)的進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場內(nèi)壁面曲線；41表示點38右側(cè)的進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場外壁面曲線；42表示進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場外壁面的末端點；43表示經(jīng)過點42的右行特征線與進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場內(nèi)壁面的壁面交點；44表示由23-38-42-43所圍成的進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場的穩(wěn)定區(qū)；45表示經(jīng)過點17的橫截面位置；46表示進(jìn)氣道出口橫截面，即為經(jīng)過點42的橫截面；47表示前緣激波14在橫截面45位置的輪廓線；48表示前緣激波14在橫截面13位置的輪廓線；49表示乘波機(jī)身前緣線的左端點；20表示進(jìn)氣道入口型線的左端點；51表示乘波機(jī)身前緣線的中點和進(jìn)氣道入口型線的中點；52表示進(jìn)氣道入口型線的右端點；53表示乘波機(jī)身前緣線的右端點；54表示進(jìn)氣道入口型線的下端點；55表示乘波機(jī)身前緣線48-49-50-51-52在橫截面13的投影曲線；56表示進(jìn)氣道入口型線49-50-51-53，57表示尖頭回轉(zhuǎn)體在橫截面13的輪廓線；58表示乘波機(jī)身后緣線；59表示進(jìn)氣道出口型線；60表示乘波機(jī)身的流面，即為乘波機(jī)身的下表面；61表示由乘波機(jī)身前緣線的曲線段48-49、進(jìn)氣道入口型線的曲線段49-53-51和乘波機(jī)身前緣線的曲線段51-52三段組成的曲線48-49-53-51-52在橫截面13的投影曲線；62表示乘波機(jī)身的上表面；63表示乘波機(jī)身的底面；64表示乘波機(jī)身前緣線在橫截面13的投影曲線上的點；65表不經(jīng)過點64并與圓柱坐標(biāo)系的軸向坐標(biāo)軸平行的直線；66表不乘波機(jī)身前緣線上的點，即為直線65與前緣激波14的交點；67表示在內(nèi)外流一體化軸對稱基準(zhǔn)流場的乘波機(jī)身基準(zhǔn)流場區(qū)中經(jīng)過點66的流線；68表示流線67在橫截面13的末端點；69表示進(jìn)氣道入口型線在橫截面13的投影曲線上的點；70表示經(jīng)過點69并與圓柱坐標(biāo)系的軸向坐標(biāo)軸平行的直線；71表示進(jìn)氣道入口型線上的點，即為直線70與前緣激波14的交點；72表示在內(nèi)外流一體化軸對稱基準(zhǔn)流場的進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場區(qū)中經(jīng)過點71的流線；73表示流線72在進(jìn)氣道出口橫截面68上的末端點。

【具體實施方式】
[0031]本發(fā)明提供一種高超聲速乘波機(jī)身與進(jìn)氣道一體化設(shè)計方法，采用將乘波體作為整個高超聲速飛行器機(jī)身，簡稱為乘波機(jī)身，同時與流線追蹤外轉(zhuǎn)向進(jìn)氣道進(jìn)行一體化，包括以下步驟:
[0032]步驟S1、設(shè)計尖頭回轉(zhuǎn)體，并求解繞零攻角尖頭回轉(zhuǎn)體的超聲速軸對稱流場。
[0033]如圖3所示，設(shè)曲線11是尖頭回轉(zhuǎn)體的母線，母線的起點是點8，母線的末端點是點12，該尖頭回轉(zhuǎn)體在零攻角和超聲速來流7的作用下，能夠產(chǎn)生前緣激波14，前緣激波14在尖頭回轉(zhuǎn)體底部橫截面13上的末端點是點15。
[0034]將超聲速來流7的條件作為輸入?yún)?shù)，來流條件包括來流馬赫、來流靜壓、來流靜溫，利用有旋特征線方法，有旋特征線方法為本領(lǐng)域的公知技術(shù)，具體可參見“《氣體動力學(xué)》，M.J.左克羅，J.D.霍夫曼，國防工業(yè)出版社，1984年，P138-195”，求解繞零攻角尖頭回轉(zhuǎn)體的超聲速軸對稱流場，得到前緣激波和激波波后的特征線網(wǎng)格節(jié)點上的位置坐標(biāo)和流動參數(shù)，位置坐標(biāo)為特征線網(wǎng)格節(jié)點在圓柱坐標(biāo)系下軸向坐標(biāo)軸X上的坐標(biāo)值和徑向坐標(biāo)軸Y上的坐標(biāo)值，圓柱坐標(biāo)系下軸向坐標(biāo)軸X為尖頭回轉(zhuǎn)體的軸線，流動參數(shù)包括當(dāng)?shù)仂o壓、當(dāng)?shù)孛芏?、?dāng)?shù)厮俣?、?dāng)?shù)亓鲃臃较蚪?，前緣激?4上的特征線網(wǎng)格節(jié)點上的位置坐標(biāo)可以表示出前緣激波外形。
[0035]步驟S2、在所述繞零攻角尖頭回轉(zhuǎn)體的超聲速軸對稱流場中，設(shè)計內(nèi)外流一體化軸對稱基準(zhǔn)流場。
[0036]設(shè)計該基準(zhǔn)流場的具體步驟包括如下步驟:
[0037]S2.1、如圖4所示，在尖頭回轉(zhuǎn)體母線8-12上取點16，點16的選取原則是由點16發(fā)出的左行特征線與前緣激波14的交點必須位于前緣激波末端點15的左側(cè)，否則無法設(shè)計反射激波。
[0038]由超聲速來流條件和壁面8_16的位置坐標(biāo)，來流條件包括來流馬赫數(shù)、來流靜壓、來流靜溫，利用有旋特征線方法，有旋特征線方法為本領(lǐng)域的公知技術(shù)，具體可參見“《氣體動力學(xué)》，M.J.左克羅，J.D.霍夫曼，國防工業(yè)出版社，1984年，P138-195”，求解經(jīng)過點16的左行特征線與前緣激波的交點17，并求解由8-17-16所圍成的進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場的前緣激波依賴區(qū)21，經(jīng)過點17的流線18將繞零攻角尖頭回轉(zhuǎn)體的超聲速軸對稱流場劃分為兩個區(qū)域，即流線18外側(cè)的區(qū)域和流線18內(nèi)側(cè)的區(qū)域，在流線18夕卜側(cè)，由點17-15-19所圍成的區(qū)域20作為乘波機(jī)身基準(zhǔn)流場區(qū)，在流線18內(nèi)側(cè)的區(qū)域用于進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場的設(shè)計，點19是流線18的末端點。
[0039]S2.2、如圖5所示，利用有旋特征線方法，有旋特征線方法為本領(lǐng)域的公知技術(shù)，具體可參見“《氣體動力學(xué)》，M.J.左克羅，J.D.霍夫曼，國防工業(yè)出版社，1984年，P138-195”，求解經(jīng)過點17的右行特征線與回轉(zhuǎn)體母線的壁面交點22，并求解由16-17-22所包圍區(qū)域的流場；點17作為進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場的反射激波的起始點，給定反射激波17-23波后的流動方向角分布，利用預(yù)估-校正的迭代方法，求解反射激波17-23的位置，然后利用斜激波關(guān)系式求解波后流動參數(shù)。由點16-17-23所圍成區(qū)域24作為進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場激波間等熵壓縮的主壓縮區(qū)。其中，流動方向角是流動方向與圓柱坐標(biāo)系的軸向坐標(biāo)軸的夾角。
[0040]所述利用預(yù)估-校正的迭代方法求解反射激波17-23的位置具體方法如下所示。
[0041]如圖6所示，圖6中的細(xì)實線代表左行特征線，虛線代表右行特征線，空心節(jié)點代表特征線網(wǎng)格節(jié)點，反射激波17-23的起始點是點17，反射激波17-23與左行特征線的交點簡稱為激波點，例如上游激波點29、下游激波點30，所述求解反射激波17-23的位置是求解所有激波點的坐標(biāo)值，直至反射激波與回轉(zhuǎn)體母線的壁面交點23。
[0042]由上游激波點29的坐標(biāo)值求解下游激波點30的坐標(biāo)值方法如下所述。
[0043]圖6中特征線網(wǎng)格節(jié)點的位置坐標(biāo)和流動參數(shù)均可以通過有旋特征線方法求解得到，有旋特征線方法為本領(lǐng)域的公知技術(shù)，具體可參見“《氣體動力學(xué)》，M.J.左克羅，J.D.霍夫曼，國防工業(yè)出版社，1984年，P138-195”，位置坐標(biāo)為特征線網(wǎng)格節(jié)點在圓柱坐標(biāo)系下軸向坐標(biāo)軸X上的坐標(biāo)值和徑向坐標(biāo)軸Y上的坐標(biāo)值，流動參數(shù)包括當(dāng)?shù)仂o壓、當(dāng)?shù)孛芏取?dāng)?shù)厮俣?、?dāng)?shù)亓鲃臃较蚪恰?br> [0044]所述預(yù)估方程如式(I)所示，校正的迭代方程如式(2)所示。
[0045]r^+[ = η+ tan(7r - β丨)Αχ(I)
[0046]η+ι = η+ tan -^-- Δχ(2)
[0047]其中，X為圓柱坐標(biāo)系的軸向坐標(biāo)軸的坐標(biāo)，r為圓柱坐標(biāo)系的徑向坐標(biāo)軸的坐B, Ti為上游激波點29的在圓柱坐標(biāo)系的徑向坐標(biāo)軸的值，i為激波點的位置編號，Λχ*下游和上游激波點在X方向的差值，β是反射激波的當(dāng)?shù)丶げń牵霎?dāng)?shù)丶げń鞘羌げㄅc波前速度方向的夾角，是下游激波點30預(yù)估后的r值，C是下游激波點30校正η次之后所得到的r值，β i是上游激波點29的β值，Α=是下游激波點30校正η-1次之后所得到的β值，β:+1由式(3)求解得到。
I\._ M2 sin2 -1.._] tan(^；1 _“) =M^/ + cos2A^2⑶
[0049]其中，M為反射激波在當(dāng)?shù)氐鸟R赫數(shù)，是下游激波點30校正η-1次之后所得到的波前的當(dāng)?shù)亓鲃臃较蚪铅ㄖ?，冗丨由左行特征線上的點27和點28的Θ值線性插值得至IJ Jm1是下游激波點30的波后的當(dāng)?shù)亓鲃臃较蚪铅ㄖ?，QiI1是已知條件，它可以根據(jù)反射激波17-23波后的流動方向角分布得到。
[0050]所述利用斜激波關(guān)系式求解反射激波波后流動參數(shù)的公式如(4)?(8)所示。
[0051]tan(A^) = 2cot/?~~-(4)
v 1M12 (7+ cos 2^)+ 2
[0052]Λ Θ = θ「Θ 2 (5)
[0053]= Mf sin2 β(6)
^ r+il2/ J
[0054]A =」--1 --- + ^-^(7)
P2 Y + lyM, sin β 2 J
_ _ V7 sinfi f2/ -0/0\
[0055]-^- = ~p~~T 7-r5——t— + Z~(8)
Vj sin[/?-Δ^] +1)M sin β / + I J
[0056]其中，β是反射激波的當(dāng)?shù)丶げń?，所述?dāng)?shù)丶げń鞘羌げㄅc波前速度方向的夾角，△ Θ是反射激波的當(dāng)?shù)貧饬髌D(zhuǎn)角，Θ i是反射激波波前的當(dāng)?shù)亓鲃臃较蚪?，M1是反射激波波前的當(dāng)?shù)伛R赫數(shù)，P1是反射激波波前的當(dāng)?shù)仂o壓，P工是反射激波波前的當(dāng)?shù)孛芏?，V1是反射激波波前的當(dāng)?shù)厮俣龋?2是反射激波波后的當(dāng)?shù)亓鲃臃较蚪?，P2是反射激波波后的當(dāng)?shù)仂o壓，P 2是反射激波波后的當(dāng)?shù)孛芏龋琕2是反射激波波后的當(dāng)?shù)厮俣取?br> [0057]所述反射激波的當(dāng)?shù)丶げń铅?，反射激波波前的流動方向角Q1，反射激波波后的流動方向角Θ 2以及反射激波的當(dāng)?shù)貧饬髌D(zhuǎn)角△ Θ的定義如圖7所示，在激波點30位置的反射激波31與反射激波波前速度方向32的夾角34是反射激波在激波點30位置的當(dāng)?shù)丶げń铅?，反射激波波前的速度方?2與圓柱坐標(biāo)系的軸向坐標(biāo)軸的夾角35是反射激波在激波點30位置的波前流動方向角Θ i，反射激波波后的速度方向33與圓柱坐標(biāo)系的軸向坐標(biāo)軸的夾角36是反射激波在激波點30位置的波后流動方向角Θ 2，反射激波波前的速度方向32與反射激波波后的速度方向33的夾角37是反射激波在激波點30位置的當(dāng)?shù)貧饬髌D(zhuǎn)角Λ Θ。
[0058]S2.3、如圖8所示，利用有旋特征線方法，有旋特征線方法為本領(lǐng)域的公知技術(shù)，具體可參見“《氣體動力學(xué)》，M.J.左克羅，J.D.霍夫曼，國防工業(yè)出版社，1984年，Ρ138-195”，由反射激波17-23波后的流動參數(shù)，求解經(jīng)過點23的右行特征線與進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場外壁面的壁面交點38，從而得到進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場外壁面17-38段，并求解由點17-38-23所包圍的進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場的反射激波依賴區(qū)39。
[0059]S2.4、如圖9所示，首先給定點23右側(cè)的進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場內(nèi)壁面曲線40以及該曲線上的馬赫數(shù)分布，同時使曲線40在點23位置的切線角與當(dāng)?shù)亓鲃臃较蚪侵睾?，以保證激波17-23在點23位置無反射；利用有旋特征線方法，有旋特征線方法為本領(lǐng)域的公知技術(shù)，具體可參見“《氣體動力學(xué)》，M.J.左克羅，J.D.霍夫曼，國防工業(yè)出版社，1984年，Ρ138-195”，由壁面曲線40以及該曲線上的馬赫數(shù)分布，求解點38右側(cè)的進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場外壁面曲線41，求解由點23-38-42-43所圍成的進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場的穩(wěn)定區(qū)44，點42是外壁面曲線41的末端點，并求解經(jīng)過點42的右行特征線與進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場內(nèi)壁面的壁面交點43。其中，切向角是曲線的切線與圓柱坐標(biāo)系的軸向坐標(biāo)軸的夾角。
[0060]如圖9所示的軸對稱基準(zhǔn)流場，是一種同時具有內(nèi)流動和外流動的軸對稱流場，本發(fā)明命名該軸對稱流場為“內(nèi)外流一體化軸對稱基準(zhǔn)流場”。內(nèi)外流一體化軸對稱基準(zhǔn)流場由五個流場區(qū)域構(gòu)成，即乘波機(jī)身基準(zhǔn)流場區(qū)20、進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場的前緣激波依賴區(qū)21、進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場激波間等熵壓縮的主壓縮區(qū)24、進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場的反射激波依賴區(qū)39以及進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場的穩(wěn)定區(qū)44。乘波機(jī)身基準(zhǔn)流場區(qū)20構(gòu)成了內(nèi)外流一體化軸對稱基準(zhǔn)流場的乘波機(jī)身基準(zhǔn)流場區(qū)，進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場的前緣激波依賴區(qū)21、進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場激波間等熵壓縮的主壓縮區(qū)24、進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場的反射激波依賴區(qū)39以及進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場的穩(wěn)定區(qū)44四個區(qū)域構(gòu)成了內(nèi)外流一體化軸對稱基準(zhǔn)流場的進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場區(qū)。
[0061]步驟S3、從乘波機(jī)身前緣線和進(jìn)氣道入口型線出發(fā)，在所述內(nèi)外流一體化軸對稱基準(zhǔn)流場中進(jìn)行流線追蹤，生成一體化構(gòu)型。
[0062]如圖10、11所示，給定開環(huán)曲線55，曲線55作為乘波機(jī)身前緣線49-50-51-52-53在橫截面13的投影曲線，簡稱為乘波機(jī)身前緣線投影曲線55，乘波機(jī)身前緣線的左右兩個端點分別是它與橫截面13位置的激波48的交點49和53 ;給定閉環(huán)曲線56，曲線56作為進(jìn)氣道入口型線50-51-52-54在橫截面13的投影曲線，簡稱為進(jìn)氣道入口型線投影曲線56，進(jìn)氣道入口型線的左右兩個端點分別是它與橫截面45位置的激波47的交點50和52，進(jìn)氣道入口型線的上下兩個端點分別是點51和54。
[0063]乘波機(jī)身前緣線和進(jìn)氣道入口型線是通過共用一段曲線50-51-52連接在一起的。
[0064]由乘波機(jī)身前緣線投影曲線55，計算乘波機(jī)身前緣線49-50-51-52-53，由進(jìn)氣道入口型線投影曲線56，計算進(jìn)氣道入口型線50-51-52-54。
[0065]從乘波機(jī)身前緣線出發(fā)，在內(nèi)外流一體化軸對稱基準(zhǔn)流場的乘波機(jī)身基準(zhǔn)流場區(qū)進(jìn)行流線追蹤，求解經(jīng)過乘波機(jī)身前緣線的所有流線，直至橫截面13位置，進(jìn)而得到乘波機(jī)身后緣線58。從進(jìn)氣道入口型線出發(fā)，在內(nèi)外流一體化軸對稱基準(zhǔn)流場的進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場區(qū)進(jìn)行流線追蹤，求解經(jīng)過進(jìn)氣道入口型線的所有流線，直至進(jìn)氣道出口橫截面46位置，進(jìn)而得到進(jìn)氣道出口型線59。
[0066]如圖11、12所示，將經(jīng)過乘波機(jī)身前緣線的所有流線放樣成流面，將流面作為乘波機(jī)身的下表面60，將由乘波機(jī)身前緣線的曲線段49-50、進(jìn)氣道入口型線的曲線段50-54-52、乘波機(jī)身前緣線的曲線段52-53三段組成的曲線49-50-54-52-53與其在橫截面13的投影曲線61組成的平面作為乘波機(jī)身的上表面62，將由投影曲線61和乘波機(jī)身后緣線58組成的平面作為乘波機(jī)身的底面63 ;上表面62、下表面60和底面63組成了乘波機(jī)身。
[0067]如圖11、13所示，將經(jīng)過進(jìn)氣道入口型線的所有流線放樣成流面，流面組成了流線追蹤外轉(zhuǎn)向進(jìn)氣道。
[0068]如圖14所示，所述乘波機(jī)身和所述流線追蹤外轉(zhuǎn)向進(jìn)氣道組成了乘波機(jī)身與流線追蹤外轉(zhuǎn)向進(jìn)氣道一體化構(gòu)型。
[0069]所述乘波機(jī)身前緣線和后緣線的實現(xiàn)方式如下所述。
[0070]如圖15所示，由乘波機(jī)身前緣線投影曲線上的點64的坐標(biāo)值，根據(jù)有旋特征線方法求解得到的繞零攻角尖頭回轉(zhuǎn)體的前緣激波形狀，用經(jīng)過點64并與圓柱坐標(biāo)系的軸向坐標(biāo)軸平行的直線65與前緣激波相交，交點66是乘波機(jī)身前緣線上的點，簡稱乘波機(jī)身前緣點66 ;從乘波機(jī)身前緣點66出發(fā)，將內(nèi)外流一體化軸對稱基準(zhǔn)流場的乘波機(jī)身基準(zhǔn)流場區(qū)中特征線網(wǎng)格節(jié)點上的位置坐標(biāo)和流動參數(shù)作為已知條件，位置坐標(biāo)為特征線網(wǎng)格節(jié)點在圓柱坐標(biāo)系下軸向坐標(biāo)軸X上的坐標(biāo)值和徑向坐標(biāo)軸Y上的坐標(biāo)值，流動參數(shù)包括當(dāng)?shù)仂o壓、當(dāng)?shù)孛芏?、?dāng)?shù)厮俣取?dāng)?shù)亓鲃臃较蚪?，利用流線追蹤方法，流線追蹤方法為本領(lǐng)域的公知技術(shù)，具體可參見“《基于特征線理論的流線追蹤內(nèi)轉(zhuǎn)向進(jìn)氣道設(shè)計方法研究》，衛(wèi)鋒，國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)學(xué)位論文，2012，p67-69”，求解流線67，直至橫截面13，流線67在底部橫截面13的末端點68是乘波機(jī)身后緣線上的點，簡稱乘波機(jī)身后緣點68 ;用相同方法，求解得到所有乘波機(jī)身前緣點，以及經(jīng)過乘波機(jī)身前緣點的所有流線，并得到所有乘波機(jī)身后緣點，所有乘波機(jī)身前緣點組成乘波機(jī)身前緣線，所有乘波機(jī)身后緣點組成乘波機(jī)身后緣線。
[0071]所述進(jìn)氣道入口型線和進(jìn)氣道出口型線的實現(xiàn)方式如下所述。
[0072]如圖16所示，由進(jìn)氣道入口型線投影曲線上的點69的坐標(biāo)值，根據(jù)有旋特征線方法求解得到的繞零攻角尖頭回轉(zhuǎn)體的前緣激波形狀，用經(jīng)過點69并與圓柱坐標(biāo)系的軸向坐標(biāo)軸平行的直線70與前緣激波相交，交點71是進(jìn)氣道入口型線上的點，簡稱進(jìn)氣道入口點71 ;從進(jìn)氣道入口點71出發(fā)，將內(nèi)外流一體化軸對稱基準(zhǔn)流場的進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場區(qū)中各特征線網(wǎng)格節(jié)點上的位置坐標(biāo)和流動參數(shù)作為已知條件，位置坐標(biāo)為特征線網(wǎng)格節(jié)點在圓柱坐標(biāo)系下軸向坐標(biāo)軸X上的坐標(biāo)值和徑向坐標(biāo)軸Y上的坐標(biāo)值，流動參數(shù)包括當(dāng)?shù)仂o壓、當(dāng)?shù)孛芏?、?dāng)?shù)厮俣取?dāng)?shù)亓鲃臃较蚪?，利用流線追蹤方法，利用流線追蹤方法，流線追蹤方法為本領(lǐng)域的公知技術(shù)，具體可參見“《基于特征線理論的流線追蹤內(nèi)轉(zhuǎn)向進(jìn)氣道設(shè)計方法研究》，衛(wèi)鋒，國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)學(xué)位論文，2012，P67-69”，求解流線72，直至進(jìn)氣道出口橫截面46，流線72在進(jìn)氣道出口橫截面46的末端點73是進(jìn)氣道出口型線上的點，簡稱進(jìn)氣道出口點73 ;用相同方法，求解得到所有進(jìn)氣道入口點，以及經(jīng)過進(jìn)氣道入口點的所有流線，并得到所有進(jìn)氣道出口點，所有進(jìn)氣道入口點組成進(jìn)氣道入口型線，所有進(jìn)氣道出口點組成進(jìn)氣道出口型線。
[0073]說明書中描述的只是該發(fā)明的【具體實施方式】。雖然結(jié)合附圖描述了本發(fā)明的實施方式，但是本領(lǐng)域內(nèi)熟練的技術(shù)人員可以在所附權(quán)利要求的范圍內(nèi)做出各種變形或修改。
【權(quán)利要求】
1.一種高超聲速乘波機(jī)身與進(jìn)氣道一體化設(shè)計方法，其特征在于，采用將乘波體作為整個高超聲速飛行器機(jī)身，同時與流線追蹤外轉(zhuǎn)向進(jìn)氣道進(jìn)行一體化，包括以下步驟: 步驟S1、設(shè)計尖頭回轉(zhuǎn)體，并求解繞零攻角尖頭回轉(zhuǎn)體的超聲速軸對稱流場； 步驟S2、在所述繞零攻角尖頭回轉(zhuǎn)體的超聲速軸對稱流場中，設(shè)計內(nèi)外流一體化軸對稱基準(zhǔn)流場； 步驟S3、從乘波機(jī)身前緣線和進(jìn)氣道入口型線出發(fā)，在所述內(nèi)外流一體化軸對稱基準(zhǔn)流場中進(jìn)行流線追蹤，生成一體化構(gòu)型。
2.如權(quán)利要求1所述的一種高超聲速乘波機(jī)身與進(jìn)氣道一體化設(shè)計方法，其特征在于，內(nèi)外流一體化軸對稱基準(zhǔn)流場包括:乘波機(jī)身基準(zhǔn)流場區(qū)(20)、進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場的前緣激波依賴區(qū)(21)、進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場激波間等熵壓縮的主壓縮區(qū)(24)、進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場的反射激波依賴區(qū)(39)以及進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場的穩(wěn)定區(qū)(44)，其中，乘波機(jī)身基準(zhǔn)流場區(qū)(20)構(gòu)成了內(nèi)外流一體化軸對稱基準(zhǔn)流場的乘波機(jī)身基準(zhǔn)流場區(qū)，進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場的前緣激波依賴區(qū)(21)、進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場激波間等熵壓縮的主壓縮區(qū)(24)、進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場的反射激波依賴區(qū)(39)以及進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場的穩(wěn)定區(qū)(44)四個區(qū)域構(gòu)成了內(nèi)外流一體化軸對稱基準(zhǔn)流場的進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場區(qū)。
3.如權(quán)利要求2所述的一種高超聲速乘波機(jī)身與進(jìn)氣道一體化設(shè)計方法，其特征在于，步驟S3具體為: 從乘波機(jī)身前緣線出發(fā)，在內(nèi)外流一體化軸對稱基準(zhǔn)流場的乘波機(jī)身基準(zhǔn)流場區(qū)進(jìn)行流線追蹤，求解經(jīng)過乘波機(jī)身前緣線的所有流線，直至尖頭回轉(zhuǎn)體底部橫截面(13)位置，進(jìn)而得到乘波機(jī)身后緣線(58)； 從進(jìn)氣道入口型線出發(fā)，在內(nèi)外流一體化軸對稱基準(zhǔn)流場的進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場區(qū)進(jìn)行流線追蹤，求解經(jīng)過進(jìn)氣道入口型線的所有流線，直至進(jìn)氣道出口橫截面(46)位置，進(jìn)而得到進(jìn)氣道出口型線(59)； 乘波機(jī)身前緣線和進(jìn)氣道入口型線是通過共用一段曲線(50-51-52)連接在一起的。
【文檔編號】B64F5/00GK104210672SQ201410344926
【公開日】2014年12月17日 申請日期:2014年7月18日 優(yōu)先權(quán)日:2014年7月18日
【發(fā)明者】丁峰, 柳軍, 沈赤兵, 黃偉, 李開, 劉珍 申請人:中國人民解放軍國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)