[发明专利]一种高升阻比吸气式飞行器一体化气动布局的构建方法

说明书

本发明涉及飞行器气动布局设计技术领域，公开了一种高升阻比吸气式飞行器一体化气动布局的构建方法，该气动布局，包括由前体侧缘轮廓曲线、纵向对称面轮廓曲线和前体末端横截面轮廓曲线组成的乘波前体；其中，纵向对称面轮廓曲线是在外压缩流场中前体侧缘轮廓曲线对称面处离散点获取的追踪流线，前体末端横截面轮廓曲线是在外压缩流场中由前体侧缘轮廓曲线各离散点追踪流线在末端截止后形成的拟合曲线。本发明解决了现有技术存在的内转进气道与弹身之间的匹配设计困难，难以满足高超声速、高升阻比和超远航程的需求等问题。

技术领域

本发明涉及飞行器气动布局设计技术领域，具体是一种高升阻比吸气式飞行器一体化气动布局的构建方法。

背景技术

高超声速状态下，超燃冲压发动机净推力小，为维持吸气式高超声速飞行器的远航程飞行，气动布局设计在增大升阻比的同时，必须减小飞行阻力以维持推阻平衡，而机体/推进一体化布局是该类飞行器的必然选择，其核心在于气动外形及其与流道的匹配设计。

当前一体化设计关注的重点是飞行器前体与进气道的匹配问题。中科院的崔凯等采用双乘波前体设计思想，将前体前端设计为乘波体压缩面，对来流气体做预压缩，后端接三维内收缩进气道，将形成的流道置于机身两侧，结合抛物型曲线形成的曲面光滑过渡成双流道前体/进气道一体化布局。中国空气动力研究与发展中心的贺旭照等采用特征线理论设计基准的内锥流场，结合密切锥乘波体设计思想，实现密切内锥乘波前体与进气道的一体化设计，分析结果显示在自由来流马赫数为5和6状态下，进气道总压恢复在0.4以上，流量系数在0.86以上，其性能维持在较高的水平，且出口气流参数比较均匀。南航的Xu-dong Wang等建立了一套基于多级吻切锥乘波体和Busemann进气道的一体化设计方法，Busemann进气道作为第三级等熵压缩段，将产生更高的总压恢复和流量系数，相对于多级乘波体，在设计点和非设计点，该类布局具有更小的阻力系数和更高的升阻比。

因此，内转进气道可有效提升内流性能，是未来的主流进气形式之一。但内转进气道与弹身之间的匹配设计困难，考虑国家未来发展对高超声速飞行器具备高超声速、高升阻比和超远航程的需求，因此，亟待发展一种内转进气道和高升阻比弹身之间的一体化布局高效设计方法。

发明内容

为克服现有技术的不足，本发明提供了一种高升阻比吸气式飞行器一体化气动布局的构建方法，解决现有技术存在的内转进气道与弹身之间的匹配设计困难，难以满足高超声速、高升阻比和超远航程的需求等问题。

本发明解决上述问题所采用的技术方案是：

一种高升阻比吸气式飞行器一体化气动布局，包括由前体侧缘轮廓曲线、纵向对称面轮廓曲线和前体末端横截面轮廓曲线组成的乘波前体；其中，纵向对称面轮廓曲线是在外压缩流场中前体侧缘轮廓曲线对称面处离散点获取的追踪流线，前体末端横截面轮廓曲线是在外压缩流场中由前体侧缘轮廓曲线各离散点追踪流线在末端截止后形成的拟合曲线。

作为一种优选的技术方案，包括设于前体侧缘轮廓曲线末端的进气道与前体交点、与进气道与前体交点连接的进气道入口型面、与进气道入口型面连接的进气道入口型面虚拟流管，进气道与前体交点连接有前体/进气道交点追踪流线，前体/进气道交点追踪流线连接有进气道压缩面；其中，进气道压缩面由在Buseman流场中获取各离散点的追踪流线建立。

作为一种优选的技术方案，通过前体/进气道交点追踪流线的角度和/或位置，能实现进气道压缩面与前体侧缘轮廓曲线的光滑过渡。

一种高升阻比吸气式飞行器一体化气动布局的构建方法，构建所述的一种高升阻比吸气式飞行器一体化气动布局，包括以下步骤：

S1，根据容积约束，初步确定飞行器的头部和机身的外形特征和尺寸；再根据飞行航程需求，确定升阻比、发动机推力和燃料质量；