[发明专利]高超声速飞行器前体、进气道和机翼乘波一体化设计方法

说明书

技术领域

本发明涉及吸气式高超声速飞行器气动外形设计的技术领域，具体涉及一种高超声速飞行器前体、进气道和机翼乘波一体化设计方法。

背景技术

吸气式高超声速飞行器是指飞行马赫数大于5、以吸气式发动机或其组合发动机为主要动力、能在大气层和跨大气层中远程飞行的飞行器，其应用形式包括高超声速巡航导弹、高超声速有人/无人飞机和空天飞机等多种飞行器。

自20世纪60年代以来的大量研究充分说明，推进系统与机体的一体化设计是实现高超声速飞行的关键，是高超声速飞行器技术亟待解决的关键技术之一，而机体/推进系统一体化的核心则是飞行器机体和进气道的一体化。从设计角度出发考虑，总体对二者的要求存在着差异：对机体的要求主要为高升阻比，高有效容积，以及良好的前缘气动热防护性能；而对进气道的要求则是用最小的气流能量损失为燃烧室提供尽可能多的有效气源。良好的机体-推进系统一体化构型能满足设计人员对高超声速飞行器气动-推进性能的综合需求。

乘波设计概念应用于高超声速飞行器机体-进气道一体化设计主要有两大优势：一是可以高效地捕获预压缩后的气流。这是因为通过乘波体的前缘激波压缩不仅可以实现预压缩气流的目的，而且由于乘波设计使得气动构型下表面高压区溢向上表面低压区的气流较少，因此可以尽可能多地捕获气流。二是通过优化设计(例如选取合适的激波角)，可以实现飞行器的高升阻比性能设计。

乘波设计概念应用于高超声速飞行器机体-进气道一体化设计的常规方法主要是飞行器前体-进气道乘波一体化设计，称之为乘波前体-进气道一体化设计。如图1和图2所示，将乘波体1用作高超声速飞行器前体，简称为乘波前体1，进气道采用下颌式进气道，乘波前体1作为进气道的预压缩面，为进气道提供预压缩后的气流，乘波前体1产生前缘激波5，前缘激波5入射在进气道唇口2，并产生反射激波6，气流经过前缘激波5、反射激波6以及进气道外罩3的压缩进入进气道隔离段4，为燃烧室提供气源。在这种常规乘波体-进气道一体化设计方法中，仅将乘波体用作飞行器前体，未考虑飞行器其他部位的乘波一体化设计(例如机翼)，因此不能充分发挥乘波体的高升阻比特性。

发明内容

针对现有技术存在的缺陷，本发明的目的在于提供一种高超声速飞行器前体、进气道和机翼乘波一体化设计方法，可以充分发挥乘波体高效捕获预压缩气流特性和高升阻比两大特性。

本发明的技术方案是：

一种高超声速飞行器前体、进气道和机翼乘波一体化设计方法，采用以下步骤：

S1.设计一种内外锥混合压缩超声速轴对称流场，作为生成高超声速飞行器前体-进气道一体化构型的基准流场，称该基准流场为高超声速飞行器前体-进气道一体化轴对称基准流场；

S1.1给定尖头回转体母线10-11，尖头回转体的转轴是X轴，尖头回转体母线的起点是点10，尖头回转体母线的末端点是点11，然后选取进气道唇口所在的横截面12，所述横截面是与X轴相垂直的平面；

将超声速来流条件7和尖头回转体母线10-11作为输入参数，利用有旋特征线方法求解前缘激波15和前缘激波依赖区16的特征线网格节点上的位置坐标和流动参数，其中连接点10与点13的曲线10-13即为前缘激波15，由前缘激波15、曲线10-14以及左行特征线14-13所围成的区域即前缘激波依赖区16；点13为前缘激波15与进气道唇口所在的横截面12的交点，点14为经过点13的左行特征线与尖头回转体母线10-11的交点；

S1.2连接点14和点13的曲线14-13为左行特征线，由左行特征线14-13和尖头回转体母线10-11上的曲线段14-11，利用有旋特征线方法求解经过点13的右行特征线与尖头回转体母线10-11的交点17，并求解由左行特征线14-13、右行特征线13-17以及曲线14-17所包围区域的流场；

点13作为高超声速飞行器前体-进气道一体化轴对称基准流场的反射激波的起始点，给定反射激波波后的流动方向角分布，利用预估-校正的迭代方法，求解反射激波的位置及反射激波与尖头回转体母线10-11的交点18，称该反射激波为反射激波13-18，然后利用斜激波关系式求解反射激波13-18波后的流动参数；由左行特征线14-13、反射激波13-18及曲线14-18所围成区域19作为高超声速飞行器前体-进气道一体化轴对称基准流场的激波间等熵压缩的主压缩区；其中，流动方向角是流动方向与圆柱坐标系的轴向坐标轴X的夹角；