[发明专利]飞行器前体与内乘波式高超声速进气道一体化设计方法

说明书

技术领域

本发明涉及飞行器，尤其是涉及一种飞行器前体与内乘波式高超声速进气道一体化设计方法。

背景技术

近空间飞行器研究是目前国际竞相争夺空间技术的焦点之一，而超燃冲压发动机研究又因其重要的战略意义成为近空间飞行器发展的重中之重。以美、俄、德、法、澳为代表的世界强国都在大力推进各自的超燃冲压发动机研制计划([1]Joseph,M.H,James S.M.Richard C.M.,The X-51A Scramjet Engine Flight Demonstration Program[R],15th AIAA International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference,2008；[2]Steven,H.W.,Col,J.S.,Dale S.R.et.al The DARPA/AF Falcon Program:The Hypersonic Technology Vehicle#2(HCV-2)Flight Demonstration Phase[R],15th AIAA International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference,2008)。

高超声速进气道通常布置于飞行器前部，与飞行器前体造型完全融合、一体设计，如美国近期研制的X43和X51飞行器。可以肯定地说，高超声速进气道已经成为联系飞行器前体和推进系统的重要纽带，因此，实现高超声速飞行的关键在于推进系统与机体的一体化设计，而机体/推进系统一体化的核心则是飞行器前体和进气道的一体化。前体对于飞行器的作用主要为提供高升阻比以及良好的前缘气动热防护性能；而进气道的主要功能为压缩高超声速来流，为燃烧室提供促进燃烧的有效气源同时将气流能量损失降至最低。传统的设计方法为先设计飞行器前体，根据已设计完成的飞行器前体形状设计相应的进气道与之相匹配，该设计方法的缺点为，飞行器前体与进气道为离散设计，再相互耦合，导致设计完成的前体与进气道之间相互干扰，由飞行器前体产生的入射激波将对进气道的入射激波产生不良影响，导致进气道捕获能力降低，溢流阻力增大，进而降低推进系统的工作能力。一体化设计并非仅仅将两个部件分别设计再进行折衷叠加，设计过程中必须充分考虑其与飞行器前体气动特征、三维外形的匹配，因此，研究高效的进气道前体设计方法至关重要。

发明内容

本发明的目的在于针对现有的飞行器前体与进气道离散设计上存在的缺点，提供一种固定几何、设计状态来流激波贴口，低马赫数自动溢流，飞行器前体产生的入射激波对进气道性能不产生影响，改善推进系统总体性能的飞行器前体与内乘波式高超声速进气道一体化设计方法。

本发明包括以下步骤：

1)构造轴对称内收缩基本流场，轴对称内收缩基本流场为360°回转体回转中心为轴对称内收缩基本流场回转中心线，轴对称内收缩基本流场包括轴对称内收缩基本流场飞行器前体部分、轴对称内收缩基本流场内乘波式进气道部分，两部分由压缩角互不相同的两条压缩型线构成；

2)运用CFD技术求解轴对称内收缩基本流场，得到轴对称内收缩基本流场飞行器前体部分入射激波、轴对称内收缩基本流场内乘波式进气道部分入射激波、轴对称内收缩基本流场反射激波；

3)给定飞行器前体与内乘波式高超声速进气道一体化装置出口型线，将飞行器前体与内乘波式高超声速进气道一体化装置出口型线离散成点并在轴对称内收缩基本流场轴向切面内进行反向流线追踪；

4)提取流线与反射激波的交点与流线与入射激波的交点之间的流线，作为飞行器前体与内乘波式高超声速进气道一体化装置的压缩型线，将截断后的流线分别布置于轴对称内收缩基本流场轴向切面内得到内乘波式高超声速进气道进口型线、飞行器前体前缘捕获型线和进气道肩部型线；

5)几何造型完成飞行器前体与内乘波式高超声速进气道一体化装置设计，内乘波式高超声速进气道进口型线与飞行器前体前缘捕获型线之间的压缩型面即为飞行器前体，飞行器前体前缘捕获型线与进气道肩部型线之间的压缩型面即为内乘波式高超声速进气道，将进气道肩部型线向后等值拉伸获得进气道隔离段，即完成飞行器前体与内乘波式高超声速进气道一体化设计。

本发明的优点如下：