[发明专利]一种全乘波飞行器及其设计方法和系统

说明书

本发明公开一种全乘波飞行器及其设计方法和系统，该方法包括根据给定机体基准流场设计参数求解获得机体基准流场；根据给定全乘波飞行器前缘线、进气道唇口以及机翼前缘线水平投影型线的方程，离散并求解上述三条曲线离散点；根据给定前体‑进气道基准流场参数，循环求解每个前体前缘线水平投影型线离散点对应的子午面内的前体‑进气道基准流场；在前体‑进气道基准流场和机体基准流场内进行流线追踪，生成并输出构成全乘波飞行器气动外形的流线；根据输出的流线几何放样生成不同水滴型进气道全乘波部件，并通过自由流面法生成上表面。解决现有技术中设计步骤复杂、计算量大等问题，实现简化计算步骤和计算量。

技术领域

本发明涉及高超声速飞行器气动外形设计技术领域，具体是一种基于水平投影型线的水滴形全乘波飞行器及其设计方法和系统。

背景技术

高超声速飞行器是一种速度超过马赫5的飞行器，包括吸气式高超声速飞行器、火箭动力高超声速飞行器以及无动力滑翔飞行器，具体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。

值得注意的是，吸气式高超声速飞行器是其中一个重要的发展方向。吸气式高超声速飞行器的推进系统单元与机身(机体)之间难以区分，需要开展机体/推进一体化设计。机体/推进一体化技术的发展依赖于先进的部件设计技术以及一体化概念来实现有效的集成。

作为一种有效气动外形设计方法，乘波体具有高升阻比以及高气流捕获和压缩能力。然而，对于吸气式高超声速飞行器来说，发动机与乘波体集成后可能会使得升阻比性能降低。

根据乘波体设计方法，乘波面是由一系列从前缘线出发的流线放样获得。两种常用的获得前缘线的方法：前缘底面投影方法以及前缘线水平投影型线方法。基准流场设计方法以及前缘线求解方法对一体化技术产生重要影响。

全乘波飞行器继承并发展了乘波的概念，其特点是：整个飞行器的压缩面包括前体，机翼以及唇罩均在设计工况骑乘在基准流场的弓形激波上。基于上述两种全乘波飞行器进气道设计方法获得的唇口型线是二维圆弧形，无法针对影响飞行器性能的水平投影外形直接进行设计，设计人员还需要通过其他步骤另行计算，不能直接根据设计需求来调整和优化飞行器外形。

发明内容

本发明提供一种全乘波飞行器及其设计方法和系统，用于克服现有技术中不能直接根据设计需求来调整和优化飞行器外形导致计算量大、调整复杂等缺陷，实现唇口型线设计域的三维化，通过前缘线水平投影外形获得飞行器升力分布，通过对水平投影外形的设计，气动设计人员可以更加直接的根据设计需求来调整和优化飞行器外形，简化了设计流程，降低了计算量，提高了设计效率。

为实现上述目的，本发明提供一种全乘波飞行器设计方法，包括：

步骤S1，根据给定机体基准流场设计参数求解获得机体基准流场；

步骤S2，根据给定全乘波飞行器前缘线、进气道唇口以及机翼前缘线水平投影型线的方程，离散并求解上述三条曲线离散点；

步骤S3，根据给定前体-进气道基准流场参数，循环求解每个前体前缘线水平投影型线离散点对应的子午面内的前体-进气道基准流场；

步骤S4，在前体-进气道基准流场和机体基准流场内进行流线追踪，生成并输出构成全乘波飞行器气动外形的流线；

步骤S5，根据输出的流线几何放样生成不同水滴型进气道全乘波部件，并通过自由流面法生成上表面。

为实现上述目的，本发明还提供一种全乘波飞行器设计系统，包括存储器和处理器，所述存储器存储有全乘波飞行器设计程序，所述处理器在运行所述全乘波飞行器设计程序时执行上述方法的步骤。