[发明专利]一种高超声速飞行器前体设计方法及系统

说明书

本发明公开一种高超声速飞行器前体设计方法及系统，该方法包括以下步骤：根据给定的前体末端参数，通过二维拟合函数对前体末端型面造型；根据所述前体末端型面所在平面坐标系中的横向缩放因子随流向的变化率及纵向缩放因子随流向的变化率，所述流向为所述的前体长度方向，对上述前体末端型面进行三维变换，生成所需求的前体。与目前的高超声速飞行器前体设计方法相比，本发明的一种高超声速飞行器前体设计方法能实现前体任意形状需求要求，实现丰富的变形能力。

技术领域

本发明涉及飞行器前体设计技术领域，尤其是一种高超声速飞行器前体设计方法及系统。

背景技术

高超声速飞行器是以超燃冲压发动机以及组合发动机为动力，能在大气层和跨大气层中实现高超声速飞行的飞行器。高超声速飞行器涵盖高超声速巡航导弹、高超声速飞机、空天飞机等多个层面，是遂行“时敏目标快速打击”、“全球快速到达”、“快速进入空间”等任务目标的理想飞行器。发展高超声速飞行器，对国民经济、国防建设和国家科学技术发展具有十分重大和深远意义。

对于高超声速飞行器，其前体主要有三个作用。首先，前体可提供载荷空间，例如目前的高超声速巡航导弹，为了导引装置通常放置于弹头前侧，也就是前体内，更好的发挥其导引作用；其次，前体的另一重要功能是可以提供升力，其升阻比越高，则气动性能越好；此外，对于吸气式高超声速飞行器而言，还可以利用前体前侧机身对气流进行预压缩，而后气流进入进气道进行进一步压缩，最终在燃烧室组织燃烧。前体的预压缩功能进一步提高了进气道的压缩性能。

综上，前体的性能严重影响整个高超声速飞行器的工作状态。当前，前体的设计方法并没有公开的文献介绍直接应用于高超声速飞行器前体的设计方法，相关文献(J.N.Nielsen.Missile Aerodynamics[M].New York,Toronto,London:McGraw-Hill BookCompany,Inc.,1960:280-293.)给出了旋成体导弹弹头的设计方法，即冯卡门曲线，可以实现在给定的长度和截面半径下，生成阻力最小的旋成体外形。另一篇文献(Kulfan BM.AUniversal Parametric Geometry Representation Method-CST[C].In:45th AIAAAerospace Sciences Meeting and Exhibit.Reno,Nevada:American Institute ofAeronautics and Astronautics；2007.)首次提出的应用于一种双层翼型拟合方法，该参数化设计方法简称为CST方法，该文献主要介绍了形函数和类函数，两者组合可以生成二维翼型外形和三维类椭球外形，该方法原函数只能为三维外形参数化提供基础描述，对于特定的需求，需要对其函数进行改进。

目前，对于前体设计并没有特定的设计方法，对于旋成体而言，其型线为二维形状，设计方法较为简单，例如冯卡门曲线就可以满足设计需求；对于非旋成体，当前方法多是在数模软件(如SolidWorks)里依托经验进行设计，其设计结果严重依赖设计者的经验。随着设计的需要，如三维前体外形需要多次迭代优化时，当前方法效率低，甚至不能实现。

发明内容

本发明提供一种高超声速飞行器前体设计方法及系统，用于克服现有技术中往往不能对前体外形进行直接控制，并且生成的外形较为单一等缺陷，实现任意横截面的前体设计需求，同时能够在给定空间约束下，可通过缩放因子很直观的对前体造型进行控制。

为实现上述目的，本发明提出一种高超声速飞行器前体设计方法，所述前体设计方法包括以下步骤：

步骤S1：根据给定的前体末端参数或者几何形状，通过二维拟合函数对前体末端型面造型；

步骤S2：根据所述前体末端型面所在平面坐标系中的横向缩放因子随流向的变化率及纵向缩放因子随流向的变化率，所述流向为所述的前体长度方向，对上述前体末端型面进行三维变换，生成所需求的前体。