[發明專利]高超聲速飛行器前體、進氣道和機翼乘波一體化設計方法

有效

• 申請號: 201610064525.0
• 申請日: 2016-01-29
• 公開（公告）號: CN105667812B
• 公開（公告）日: 2016-11-02
• 發明（設計）人: 丁峰;柳軍;沈赤兵;劉珍;黃偉;王慶文;姚雷雷
• 申請（專利權）人: 中國人民解放軍國防科學技術大學
• 主分類號: B64D33/02
• 分類號: B64D33/02;B64F5/00
• 代理公司: 北京中濟緯天專利代理有限公司 11429
• 代理人: 陳立新

1.一種高超聲速飛行器前體、進氣道和機翼乘波一體化設計方法，其特征在于，包括以下步驟：

S1.設計一種內外錐混合壓縮超聲速軸對稱流場，作為生成高超聲速飛行器前體-進氣道一體化構型的基準流場，稱該基準流場為高超聲速飛行器前體-進氣道一體化軸對稱基準流場；

S1.1給定第一尖頭回轉體母線(10-11)，尖頭回轉體的轉軸是X軸，第一尖頭回轉體母線的起點是第一點(10)，第一尖頭回轉體母線的末端點是第二點(11)，然后選取進氣道唇口所在的橫截面(12)，所述橫截面是與X軸相垂直的平面；

將超聲速來流條件(7)和第一尖頭回轉體母線(10-11)作為輸入參數，利用有旋特征線方法求解第一前緣激波(15)和前緣激波依賴區(16)的特征線網格節點上的位置坐標和流動參數，其中連接第一點(10)與點第三點(13)的第一曲線(10-13)即為第一前緣激波(15)，由第一前緣激波(15)、第二曲線(10-14)以及過第三點(13)左行特征線(14-13)所圍成的區域即前緣激波依賴區(16)；第三點(13)為第一前緣激波(15)與進氣道唇口所在的橫截面(12)的交點，第四點(14)為經過第三點(13)的左行特征線(14-13)與第一尖頭回轉體母線(10-11)的交點，第二曲線(10-14)為連接第一點(10)與第四點(14)的曲線；

S1.2連接第四點(14)和第三點(13)的曲線為左行特征線(14-13)，由左行特征線(14-13)和第一尖頭回轉體母線(10-11)上的第一曲線段(14-11)，利用有旋特征線方法求解經過第三點(13)的右行特征線(13-17)與第一尖頭回轉體母線(10-11)的交點即第五點(17)，并求解由左行特征線(14-13)、過第三點(13)的右行特征線(13-17)以及第三曲線(14-17)所包圍區域的流場，其中第三曲線(14-17)為連接第四點(14)與第五點(17)的曲線；

第三點(13)作為高超聲速飛行器前體-進氣道一體化軸對稱基準流場的反射激波的起始點，給定反射激波波后的流動方向角分布，利用預估-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)與尖頭回轉體母線(10-11)的交點即第六點(18)，然后利用斜激波關系式求解反射激波(13-18)波后的流動參數；由過第三點(13)的左行特征線(14-13)、反射激波(13-18)及第四曲線(14-18)所圍成區域(19)作為高超聲速飛行器前體-進氣道一體化軸對稱基準流場的激波間等熵壓縮的主壓縮區；其中，流動方向角是流動方向與圓柱坐標系的軸向坐標軸X的夾角，第四曲線(14-18)為連接第四點(14)與第六點(18)的曲線；

S1.3利用有旋特征線方法，由反射激波(13-18)波后的流動參數，求解高超聲速飛行器前體-進氣道一體化軸對稱基準流場的外罩內壁面前段曲線(13-31)，直至與過第六點(18)的右行特征線(18-31)交于第七點(31)，并求解由外罩內壁面前段曲線(13-31)、反射激波(13-18)與過第六點(18)的右行特征線(18-31)所包圍的高超聲速飛行器前體-進氣道一體化軸對稱基準流場的反射激波依賴區(32)，其中外罩內壁面前段曲線(13-31)的起始點為第三點(13)，外罩內壁面前段曲線(13-31)的末端點為第七點(31)；

S1.4、給定第六點(18)右側的中心體壁面曲線(33)以及該中心體壁面曲線(33)上的馬赫數分布，同時使該中心體壁面曲線(33)在第六點(18)位置的切線角與當地流動方向角重合，然后給定進氣道出口橫截面(34)；利用有旋特征線方法，由第六點(18)右側的中心體壁面曲線(33)以及該中心體壁面曲線(33)上的馬赫數分布，求解第七點(31)右側的外罩內壁面后段曲線(35)，直至進氣道出口橫截面(34)，外罩內壁面后段曲線的末端點(36)位于進氣道出口橫截面(34)上；同時，求解由過第六點(18)的右行特征線(18-31)、外罩內壁面后段曲線(35)、經過外罩內壁面后段曲線的末端點(36)的右行特征線(36-37)及中心體壁面曲線(33)上的第二曲線段(18-37)所圍成的高超聲速飛行器前體-進氣道一體化軸對稱基準流場的穩定區(38)，其中：經過外罩內壁面后段曲線的末端點(36)的右行特征線(36-37)與中心體壁面曲線(33)的交點為第八點(37)，第二曲線段(18-37)為中心體壁面曲線(33)上第六點(18)與第八點(37)間的曲線段，切向角是曲線的切線與圓柱坐標系的軸向坐標軸的夾角；

得到一種內外錐混合壓縮超聲速軸對稱流場，將其作為生成高超聲速飛行器前體-進氣道一體化構型的基準流場，該基準流場包括第一前緣激波(15)、反射激波(13-18)，前緣激波依賴區(16)、激波間等熵壓縮的主壓縮區(19)、反射激波依賴區(32)和穩定區(38)；

S2.設計機翼軸對稱基準流場，該基準流場用于生成機翼構型，稱該基準流場為機翼軸對稱基準流場；

設計第二尖頭回轉體母線(43)，第二尖頭回轉體母線(43)上的前段曲線(10’-17’)與步驟S1.2中所設計第一尖頭回轉體母線(10-11)上的連接第一點(10)和第五點(17)的第五曲線(10-17)相同，第二尖頭回轉體母線(43)上的起始點也即前段曲線(10’-17’)的起始點為第九點(10’)，第十點(17’)為前段曲線(10’-17’)的末端點，在前段曲線(10’-17’)的基礎上繼續設計完整的第二尖頭回轉體母線(43)；

尖頭回轉體的轉軸是X軸，第二尖頭回轉體母線(43)的起點是第九點(10’)，第二尖頭回轉體母線(43)的末端點是第十一點(39)，第二尖頭回轉體母線(43)是由前段曲線(10’-17’)和后段曲線(17’-39)組成，其中前段曲線10’-17’與步驟S1中用于設計高超聲速飛行器前體-進氣道一體化軸對稱基準流場的第一尖頭回轉體母線(10-11)上的第五曲線(10-17)是相同的，由第二尖頭回轉體母線(43)旋轉得到的尖頭回轉體在零攻角和超聲速來流(7)的作用下，產生附體第二前緣激波(10’-13’-41)；其中，第一激波點(13’)是第二前緣激波(10’-13’-41)與步驟S1中所定義的進氣道唇口所在的橫截面(12)的交點，第二前緣激波(10’-13’-41)上連接第九點(10’)與第一激波點(13’)之間的前緣激波段(10’-13’)與步驟S1中的第一前緣激波(15)上連接第一點(10)和第三點(13)的第一曲線(10-13)是相同的，由前緣激波段(10’-13’)、第六曲線(13’-18’)及第七曲線(10’-18’)所圍成的流場與步驟S1中的由第一前緣激波(15)、反射激波(13-18)及第八曲線(10-18)所圍成的流場也是相同的，其中，第六曲線(13’-18’)的起始點是第一激波點(13’)，第六曲線(13’-18’)的末端點是第十二點(18’)，第十二點(18’)的位置與步驟S1中的第六點(18)的位置是相同的，第六曲線(13’-18’)的形狀和位置也與步驟S1中的反射激波(13-18)的形狀和位置是相同的，第七曲線(10’-18’)是連接在第九點(10’)和第十二點(18’)之間的曲線，第十三點(14’)與步驟S1中的第四點(14)的位置也是相同的；

將超聲速來流條件(7)和第二尖頭回轉體母線(43)作為輸入參數，利用有旋特征線方法，求解繞零攻角母線為第二尖頭回轉體母線(43)的尖頭回轉體的超聲速軸對稱流場，得到前緣激波和激波波后的特征線網格節點上的位置坐標和流動參數，其中，位置坐標為特征線網格節點在圓柱坐標系下軸向坐標軸X上的坐標值和徑向坐標軸Y上的坐標值，流動參數包括當地靜壓、當地密度、當地速度和當地流動方向角，第二前緣激波(10’-13’-41)上的特征線網格節點上的位置坐標可以表示出前緣激波外形；由第二前緣激波(10’-13’-41)、第二尖頭回轉體母線(43)及第一直線(41-39)所圍成的區域即為機翼軸對稱基準流場，其中第一直線為第二前緣激波(10’-13’-41)的末端點(41)與第十一點(39)之間的連線；

S3.給定飛行器前體前緣線、進氣道唇口型線、進氣道前掠側板前緣線和機翼前緣線在底部橫截面的投影曲線；從前體前緣線、進氣道唇口型線和進氣道前掠側板前緣線出發，在高超聲速飛行器前體-進氣道一體化軸對稱基準流場中進行流線追蹤，生成高超聲速飛行器前體-進氣道一體化構型；從機翼前緣線出發，在機翼軸對稱基準流場中進行流線追蹤，生成機翼構型；高超聲速飛行器前體-進氣道一體化構型和機翼構型共同組成高超聲速飛行器前體-進氣道-機翼乘波一體化構型。