[发明专利]最小阻力锥导乘波体和三维内转式进气道一体化设计方法

说明书

本发明公开了最小阻力锥导乘波体和三维内转式进气道一体化设计方法，涉及吸气式高超声速飞行器空气动力学外形和超燃冲压发动机内流道一体化设计技术领域，其技术方案要点是：本发明采用高容积率、高压缩能力、低阻力的最小阻力锥导乘波构型获得高升阻比、高容积率、低阻力乘波机体的同时，通过开展三维内转式流道同乘波机体符合气动原理的一体化设计，在对飞行器增升减阻的同时，还提升了推进流道的进气特性，给出的一种低阻压缩性能好、容积率高、结构可实现性强的吸气式高超声速飞行器最小阻力锥导乘波体和三维内转式进气道一体化设计方案，为新型高性能高超声速飞行器一体化布局奠定技术基础。

技术领域

本发明涉及吸气式高超声速飞行器空气动力学外形和超燃冲压发动机内流道一体化设计技术领域，更具体地说，它涉及最小阻力锥导乘波体和三维内转式进气道一体化设计方法。

背景技术

吸气式高超声速飞行器一直是高超声速飞行领域的研究热点。但随着飞行马赫数的增加，吸气式高超声速飞行器的推阻匹配问题仍然是制约该技术发展的瓶颈之一。原因在于：吸气式高超声速飞行器的升阻比是随飞行马赫数的增加而降低的，对于一定重量的飞行器，其阻力随飞行速度的增加将持续增大。同时吸气式飞行器的发动机比冲随飞行马赫数增加而减少。一般情况下，随着飞行速度和高度增加，发动机捕获流量是减小的。这三方面的原因综合导致的结果就是飞行器外阻增大，而发动机的推力急剧减小。增加的阻力和减小的推力将导致吸气式高超声速飞行器推阻不匹配，使得以吸气式推进系统为动力的高超声速飞行器在高马赫数条件下的飞行尤为困难。

从空气动力学的角度看，解决推阻匹配问题，需要提高飞行器的升阻比和增加发动机的气流捕获量。乘波体是提高飞行器升阻比的最佳选择，但乘波体仍然存在现实的缺陷，比如较低的容积率、异型曲面造成的结构制造困难、较低及不易调节的气流压缩能力等。更重要的是，一般乘波体弯曲的下表面很难和各类性能优良的进气道进行有效的一体化集成。

另一方面，在高超声速条件下可以设计出具备优良性能的三维内转式流道，其具备高的总压恢复能力、较高的流量捕获能力、较好的流动均匀性等。但三维内转式流道本身的设计并未充分考虑与飞行器机体特别是乘波机体的匹配问题。现有的匹配方案往往是采用几何修型的办法与特定飞行器前体进行人工修型安装。人工修型在破坏乘波机体及进气道原始构型的同时，带来的三维内转式进气道入流非均匀等不利条件，将降低集成系统的整体性能，使之很难达到单独设计的指标。目前，针对乘波机体和进气流道，符合气动原理的一体化设计技术仍然是吸气式高超声速技术领域需要攻克的技术瓶颈。

高超声速机体和三维内转式流道集成引起的性能损失应得到充分重视，特别是在高超声速推阻余量甚微的条件下。基于提高飞行器升阻比和减小乘波机体-三维内转式流道集成而引起的性能损失的考虑，迫切需要构建一种符合空气动力学原理的，无需人工修型的一体化乘波机体-三维内转式流道的设计方法。

因此，本发明旨在设计提供最小阻力锥导乘波体和三维内转式进气道一体化设计方法，以解决上述问题。

发明内容

本发明的目的是基于解决上述问题，提供最小阻力锥导乘波体和三维内转式进气道一体化设计方法，该方法采用最小阻力锥导乘波体设计技术，在获得具有较高升阻比及容积率，且结构可实现性好的最小阻力锥导乘波体后，基于乘波机体流动参数及压缩面、激波形状与内转式流道的内锥基准流场的流动参数及几何形状的匹配关系，设计生成在流动结构和几何外形上与乘波机体相匹配的三维内转式流道。在一体化设计过程中避免了三维内转式流道和乘波机体之间因相互匹配而产生的人工修型，同时保证了三维内转流道和乘波机体间之间的流动参数匹配；获得的一体化最小阻力锥导乘波体-三维内转式流道，几何外形自动匹配，最小阻力锥导乘波体和三维内转式进气道各自的流动结构不会因乘波机体和进气道的匹配而产生任何损失，具备高升阻比、高流动捕获特性及容积大、结构可实现性好的优点。

本发明的上述技术目的是通过以下技术方案得以实现的：最小阻力锥导乘波体和三维内转式进气道一体化设计方法，具体包括以下步骤：