[发明专利]基于整体可控山脊式压力分布的高速进气道进口前体

说明书

本发明公开一种基于整体可控山脊式压力分布的高速进气道进口前体，该前体为三维的山脊式压力分布的Bump型面，其生成步骤为：(1)由选定的基本流场和截取平面之间的相交线确定一呈抛物线状的前体轮廓线；(2)以前体轮廓线的开口位置的中点为中心，沿前体轮廓线周向扫掠，得到若干离散的二维型线；(3)在每条二维型线上布置山脊式压力分布曲线，若干山脊式压力分布曲线组成准周向压力分布簇；(4)最后基于压力分布反求型面得到前体三维的山脊式压力分布的Bump型面。本发明兼顾高效排移高超声速附面层、减小前体外部阻力，以及Bump中后部的流场均匀性，有利于布置高超声速进气道。

技术领域

本发明属于飞行器前体设计领域，涉及一种兼顾低能流排移、型面外阻的高超声速飞行器前体。

背景技术

高超声速前体是高速吸气式空天巡航器的机体与进气道之间的气动过渡段，其作用是对高速来流进行预压缩、排移高速下较厚的附面层、平整机体非均匀流以用于进气道气流捕获等。同时，前体基于各类复杂构型机体而设计，为进气道的布置提供可行性较高的几何型面。

目前国内外针对高超声速前体的研究以乘波体设计为主流，即在飞行器前体轮廓线安装激波，其前体激波一方面提升了波后流场的静压水平，另一方面组织波后气流翻卷并向外溢流，将被压缩的气流锁定在前体激波内部，最终达到显著提升飞机升力特性的目的。美国的X-51A高超声速飞行器、SR-72概念飞行器，以及俄罗斯的布拉莫斯-2高超声速导弹，均采用了此类乘波体设计思路。

经典的乘波体设计方法首先从正圆锥流场中截取前体轮廓，继而通过对前体轮廓的流线追踪得到整个三维乘波型面，其型面由来流条件、截取位置以及前体宽度唯一确定，由于型面外凸，且横向压力分布为中间高两边低的趋势，所以经典乘波体也称为蚌式型面(Bump)。然而，在高超声速条件下附面层往往较厚，为达到与低速时相同的附面层排移能力，其Bump面的外形过凸，影响了进气道的布置并带来较大的外阻。

发明内容

发明目的：本发明目的在于针对现有技术的不足，提供一种基于整体可控山脊式压力分布的高速进气道进口前体，解决提高附面层排移和型面外阻控制两方面的矛盾的问题。

技术方案：本发明所述基于整体可控山脊式压力分布的高速进气道进口前体为三维的山脊式压力分布的Bump型面，其生成步骤为：

(1)由选定的基本流场和截取平面之间的相交线确定一呈抛物线状的前体轮廓线；

(2)以前体轮廓线的开口位置的中点为中心，沿前体轮廓线周向扫掠，得到若干离散的二维型线；

(3)在每条二维型线上布置山脊式压力分布曲线，若干山脊式压力分布曲线组成准周向压力分布簇；

(4)最后基于压力分布反求型面得到前体三维的山脊式压力分布的Bump型面。

本发明进一步优选地技术方案为，步骤(1)中基本流场为正圆锥激波、椭圆锥激波或曲锥激波中一种。

作为优选地，步骤(1)中选定的截取平面根据前体与机体的匹配方式，选择平行于流场中心面或与流场中心面之间设定夹角。

优选地，步骤(1)中在得到基本流场和截取平面之间的相交线后，根据进气道宽度确定前体轮廓线，使前体轮廓线的宽度为4/3～3/2的进气道宽度。

优选地，步骤(3)中山脊式压力分布曲线呈低-高-低的形态。

优选地，步骤(3)中山脊式压力分布曲线自前体轮廓线到中心由三段分段函数组成，依次为：

其中，a_i控制压力梯度，b_i控制高压区宽度，k控制压力峰值，W为二维型线的宽度，i＝1指“山脊”迎风面压力分布，i＝2指“山脊”背风面压力分布。