[发明专利]一种锥形飞行器前体周向四进气道布局一体化设计方法

说明书

本发明涉及一种锥形飞行器前体周向四进气道布局一体化设计方法，包括以下步骤：(1)设计来流条件与锥形飞行器前体；(2)根据步骤(1)获得的锥形飞行器前体，在周向四个位置设计三维内收缩基本流场；(3)以锥形飞行器前体的母线为基准，设计三维内收缩进气道进口型线；(4)将三维内收缩进气道进口型线离散，并根据几何关系在内收缩基本流场中进行流线追踪获得进气道压缩型面；(5)通过几何修型完成锥形飞行器前体周向四进气道布局一体化设计。本发明在保持锥形飞行器前体优点的同时，在周向四个位置开展三维内收缩进气道的设计，从而为飞行器前体与三维内转进气道的设计引入新思路。

技术领域

本发明涉及前体与进气道一体化设计技术领域，具体涉及一种锥形飞行器前体周向四进气道布局一体化设计方法。

背景技术

吸气式推进因能够为高超声速飞行提供高的比冲，长期以来，被认为是在高超声速飞行器设计与研制的首选推进系统。大量研究证明实现近空间飞行的关键在于飞行器机体与推进系统的一体化设计，其中最为关键也是最困难的问题则是飞行器前体与进气道的一体化设计。国际上，Frederick Ferguson等基于楔导乘波理论完成了飞行器机体与二维进气道的一体化设计，该方法是通过分析平面流动条件下的楔导乘波体与进气道耦合问题而开展的。此外基于吻切锥导乘波理论，Naruhisa Takashima等提出了实现外流吻切乘波体与内流二维进气道良好耦合的一体化设计。在国内，尤延铖等深入研究了乘波理论并将其运用于内收缩流动，提出同时适用飞行器机体与三维内收缩进气道的双乘波理论方法，解决了高超声速外流与内流的一体化问题。可以看出，目前的高超声速飞行器一体化方案大多着眼于乘波前体与进气道的匹配问题。然而，乘波体飞行器虽然具有较好的设计点性能，但其缺点也很明显，主要表现在容积率、攻角特性以及非设计点工作性能等方面。

而锥形飞行器因其结构简单、容积率大且攻角特性好等优点在飞行器与导弹的气动设计中受到格外重视。许多学者对曲锥构型飞行器进行了研究。1979年Frank就提出了采了曲锥弹体头部下方进气的颌下进气道布局形式，并命名为ASLAM，该方案中的进气道本质上是轴对称进气道的一部分，故而存在压缩效率相比于三维内收缩进气道交差的现象。因为具有压缩效率高、流量捕获特性好等优点，近年来三维内收缩进气道在进气系统的设计中得到了广泛关注，洛克希德·马丁公司发布的美国“高超声速打击武器(HSSW)”考虑到锥形飞行器与三维内收缩进气道的优点，也将采用锥形外压缩前体加腹部三维内转进气的气动布局形式。因此，发展一种能够同时发挥锥形飞行器与三维内收缩进气道优良性能的前体/进气道一体化设计方法是亟需解决的关键问题。由于锥形飞行器为圆锥或曲锥构型，因此该飞行器必然具有轴对称性质，因此本专利提出采用周向四进气道的布局形式，实现锥形飞行器前体与三维内收缩进气道的一体化设计。

发明内容

本发明所要解决的问题是：提供一种锥形飞行器前体周向四进气道布局一体化设计方法，在保持锥形飞行器前体优点的同时，在周向四个位置开展三维内收缩进气道的设计，从而为飞行器前体与三维内转进气道的设计引入新思路。

本发明为解决上述问题所提供的技术方案为：一种锥形飞行器前体周向四进气道布局一体化设计方法，所述方法包括以下步骤，

(1)设计来流条件与锥形飞行器前体；

(2)根据步骤(1)获得的锥形飞行器前体，在周向四个位置设计三维内收缩基本流场；

(3)以锥形飞行器前体的母线为基准，设计三维内收缩进气道进口型线；

(4)将三维内收缩进气道进口型线离散，并根据几何关系在内收缩基本流场中进行流线追踪获得进气道压缩型面；

(5)通过几何修型完成锥形飞行器前体周向四进气道布局一体化设计。

优选的，所述步骤(1)中的来流条件为飞行器设计工况。锥形飞行器前体的母线采用三次曲线，三次曲线的系数根据4个参数确定分别是起点与终点的坐标和斜率。得到母线后将其绕轴线旋转360°获得锥形飞行器前体。