高超声速飞行器前体、进气道和机翼乘波一体化设计方法

摘要

本发明提供一种高超声速飞行器前体、进气道和机翼乘波一体化设计方法，在乘波前体/进气道一体化设计基础上，应用特征线理论，构建高超声速飞行器前体‑进气道一体化轴对称基准流场和机翼轴对称基准流场两个流场，然后在两个基准流场中分别应用流线追踪技术生成高超声速飞行器前体‑进气道一体化构型和机翼构型，两个构型共同组成高超声速飞行器前体‑进气道‑机翼乘波一体化构型。在设计状态下，整个高超声速飞行器外流场具有类乘波特性，乘波前体作为进气道的预压缩面，高效捕获预压缩气流提供给进气道，乘波机翼为飞行器提供高升阻比。

主权项

一种高超声速飞行器前体、进气道和机翼乘波一体化设计方法，其特征在于，包括以下步骤：S1.设计一种内外锥混合压缩超声速轴对称流场，作为生成高超声速飞行器前体‑进气道一体化构型的基准流场，称该基准流场为高超声速飞行器前体‑进气道一体化轴对称基准流场；S1.1给定第一尖头回转体母线(10‑11)，尖头回转体的转轴是X轴，第一尖头回转体母线的起点是第一点(10)，第一尖头回转体母线的末端点是第二点(11)，然后选取进气道唇口所在的横截面(12)，所述横截面是与X轴相垂直的平面；将超声速来流条件(7)和第一尖头回转体母线(10‑11)作为输入参数，利用有旋特征线方法求解第一前缘激波(15)和前缘激波依赖区(16)的特征线网格节点上的位置坐标和流动参数，其中连接第一点(10)与点第三点(13)的第一曲线(10‑13)即为第一前缘激波(15)，由第一前缘激波(15)、第二曲线(10‑14)以及过第三点(13)左行特征线(14‑13)所围成的区域即前缘激波依赖区(16)；第三点(13)为第一前缘激波(15)与进气道唇口所在的横截面(12)的交点，第四点(14)为经过第三点(13)的左行特征线(14‑13)与第一尖头回转体母线(10‑11)的交点，第二曲线(10‑14)为连接第一点(10)与第四点(14)的曲线；S1.2连接第四点(14)和第三点(13)的曲线为左行特征线(14‑13)，由左行特征线(14‑13)和第一尖头回转体母线(10‑11)上的第一曲线段(14‑11)，利用有旋特征线方法求解经过第三点(13)的右行特征线(13‑17)与第一尖头回转体母线(10‑11)的交点即第五点(17)，并求解由左行特征线(14‑13)、过第三点(13)的右行特征线(13‑17)以及第三曲线(14‑17)所包围区域的流场，其中第三曲线(14‑17)为连接第四点(14)与第五点(17)的曲线；第三点(13)作为高超声速飞行器前体‑进气道一体化轴对称基准流场的反射激波的起始点，给定反射激波波后的流动方向角分布，利用预估‑校正的迭代方法，求解反射激波(13‑18)的位置及反射激波(13‑18)与尖头回转体母线(10‑11)的交点即第六点(18)，然后利用斜激波关系式求解反射激波(13‑18)波后的流动参数；由过第三点(13)的左行特征线(14‑13)、反射激波(13‑18)及第四曲线(14‑18)所围成区域(19)作为高超声速飞行器前体‑进气道一体化轴对称基准流场的激波间等熵压缩的主压缩区；其中，流动方向角是流动方向与圆柱坐标系的轴向坐标轴X的夹角，第四曲线(14‑18)为连接第四点(14)与第六点(18)的曲线；S1.3利用有旋特征线方法，由反射激波(13‑18)波后的流动参数，求解高超声速飞行器前体‑进气道一体化轴对称基准流场的外罩内壁面前段曲线(13‑31)，直至与过第六点(18)的右行特征线(18‑31)交于第七点(31)，并求解由外罩内壁面前段曲线(13‑31)、反射激波(13‑18)与过第六点(18)的右行特征线(18‑31)所包围的高超声速飞行器前体‑进气道一体化轴对称基准流场的反射激波依赖区(32)，其中外罩内壁面前段曲线(13‑31)的起始点为第三点(13)，外罩内壁面前段曲线(13‑31)的末端点为第七点(31)；S1.4、给定第六点(18)右侧的中心体壁面曲线(33)以及该中心体壁面曲线(33)上的马赫数分布，同时使该中心体壁面曲线(33)在第六点(18)位置的切线角与当地流动方向角重合，然后给定进气道出口横截面(34)；利用有旋特征线方法，由第六点(18)右侧的中心体壁面曲线(33)以及该中心体壁面曲线(33)上的马赫数分布，求解第七点(31)右侧的外罩内壁面后段曲线(35)，直至进气道出口横截面(34)，外罩内壁面后段曲线的末端点(36)位于进气道出口横截面(34)上；同时，求解由过第六点(18)的右行特征线(18‑31)、外罩内壁面后段曲线(35)、经过外罩内壁面后段曲线的末端点(36)的右行特征线(36‑37)及中心体壁面曲线(33)上的第二曲线段(18‑37)所围成的高超声速飞行器前体‑进气道一体化轴对称基准流场的稳定区(38)，其中：经过外罩内壁面后段曲线的末端点(36)的右行特征线(36‑37)与中心体壁面曲线(33)的交点为第八点(37)，第二曲线段(18‑37)为中心体壁面曲线(33)上第六点(18)与第八点(37)间的曲线段，切向角是曲线的切线与圆柱坐标系的轴向坐标轴的夹角；得到一种内外锥混合压缩超声速轴对称流场，将其作为生成高超声速飞行器前体‑进气道一体化构型的基准流场，该基准流场包括第一前缘激波(15)、反射激波(13‑18)，前缘激波依赖区(16)、激波间等熵压缩的主压缩区(19)、反射激波依赖区(32)和稳定区(38)；S2.设计机翼轴对称基准流场，该基准流场用于生成机翼构型，称该基准流场为机翼轴对称基准流场；设计第二尖头回转体母线(43)，第二尖头回转体母线(43)上的前段曲线(10’‑17’)与步骤S1.2中所设计第一尖头回转体母线(10‑11)上的连接第一点(10)和第五点(17)的第五曲线(10‑17)相同，第二尖头回转体母线(43)上的起始点也即前段曲线(10’‑17’)的起始点为第九点(10’)，第十点(17’)为前段曲线(10’‑17’)的末端点，在前段曲线(10’‑17’)的基础上继续设计完整的第二尖头回转体母线(43)；尖头回转体的转轴是X轴，第二尖头回转体母线(43)的起点是第九点(10’)，第二尖头回转体母线(43)的末端点是第十一点(39)，第二尖头回转体母线(43)是由前段曲线(10’‑17’)和后段曲线(17’‑39)组成，其中前段曲线10’‑17’与步骤S1中用于设计高超声速飞行器前体‑进气道一体化轴对称基准流场的第一尖头回转体母线(10‑11)上的第五曲线(10‑17)是相同的，由第二尖头回转体母线(43)旋转得到的尖头回转体在零攻角和超声速来流(7)的作用下，产生附体第二前缘激波(10’‑13’‑41)；其中，第一激波点(13’)是第二前缘激波(10’‑13’‑41)与步骤S1中所定义的进气道唇口所在的横截面(12)的交点，第二前缘激波(10’‑13’‑41)上连接第九点(10’)与第一激波点(13’)之间的前缘激波段(10’‑13’)与步骤S1中的第一前缘激波(15)上连接第一点(10)和第三点(13)的第一曲线(10‑13)是相同的，由前缘激波段(10’‑13’)、第六曲线(13’‑18’)及第七曲线(10’‑18’)所围成的流场与步骤S1中的由第一前缘激波(15)、反射激波(13‑18)及第八曲线(10‑18)所围成的流场也是相同的，其中，第六曲线(13’‑18’)的起始点是第一激波点(13’)，第六曲线(13’‑18’)的末端点是第十二点(18’)，第十二点(18’)的位置与步骤S1中的第六点(18)的位置是相同的，第六曲线(13’‑18’)的形状和位置也与步骤S1中的反射激波(13‑18)的形状和位置是相同的，第七曲线(10’‑18’)是连接在第九点(10’)和第十二点(18’)之间的曲线，第十三点(14’)与步骤S1中的第四点(14)的位置也是相同的；将超声速来流条件(7)和第二尖头回转体母线(43)作为输入参数，利用有旋特征线方法，求解绕零攻角母线为第二尖头回转体母线(43)的尖头回转体的超声速轴对称流场，得到前缘激波和激波波后的特征线网格节点上的位置坐标和流动参数，其中，位置坐标为特征线网格节点在圆柱坐标系下轴向坐标轴X上的坐标值和径向坐标轴Y上的坐标值，流动参数包括当地静压、当地密度、当地速度和当地流动方向角，第二前缘激波(10’‑13’‑41)上的特征线网格节点上的位置坐标可以表示出前缘激波外形；由第二前缘激波(10’‑13’‑41)、第二尖头回转体母线(43)及第一直线(41‑39)所围成的区域即为机翼轴对称基准流场，其中第一直线为第二前缘激波(10’‑13’‑41)的末端点(41)与第十一点(39)之间的连线；S3.给定飞行器前体前缘线、进气道唇口型线、进气道前掠侧板前缘线和机翼前缘线在底部横截面的投影曲线；从前体前缘线、进气道唇口型线和进气道前掠侧板前缘线出发，在高超声速飞行器前体‑进气道一体化轴对称基准流场中进行流线追踪，生成高超声速飞行器前体‑进气道一体化构型；从机翼前缘线出发，在机翼轴对称基准流场中进行流线追踪，生成机翼构型；高超声速飞行器前体‑进气道一体化构型和机翼构型共同组成高超声速飞行器前体‑进气道‑机翼乘波一体化构型。