CN103662087B - 高超声速飞行器与进气道内外乘波一体化设计方法 - Google Patents
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Abstract
高超声速飞行器与进气道内外乘波一体化设计方法，涉及临近空间飞行器。先指定空气动力学特征再反推出满足该特征的设计方案。指定某复杂形状的三维激波曲面，获取其横向曲率中心变化规律；由此反推出满足乘波设计所需的一系列基本流场；在每一周向位置的基本流场中进行不同曲率中心，不同径向位置的流线追踪；最终获得能够产生该指定复杂三维激波曲面的乘波装置，即一体化设计方案。在保持乘波体与内乘波进气道优点的同时，实现了两种高性能装置的一体化设计，能够同时获得高升阻比的乘波体构型及全流量捕获的进气道方案，从而提高飞行器的总体性能。
Description
技术领域
本发明涉及临近空间飞行器，尤其是涉及一种高超声速飞行器与进气道内外乘波一体化设计方法。
背景技术
临近空间飞行器的发展涉及国家安全与和平利用空间，是目前国际竞相争夺空间技术的焦点之一，而临近空间高超声速远程机动飞行器的研究又因其重要的战略意义成为临近空间飞行器发展的重中之重。以美国、俄罗斯为代表的世界强国都在大力推进各自的高超声速飞行研制计划。自上世纪60年代以来的大量研究充分说明，飞机器与推进系统的一体化设计是实现高超声速飞行的关键，而机体与推进系统一体化的核心则是飞行器和进气道的一体化。近半个世纪来，许多学者在飞行器外形设计和高超声速进气道研究方面开展了细致的研究工作，从目前的研究热点和趋势看，外乘波体飞行器设计和三维内收缩进气道研究已经成为两个领域内公认的先进设计方法和领先技术。
从目前各国公布的航天计划来看，乘波前体外形已经成为多数国家选用的单级入轨飞行器或双级入轨第一级飞行器的基本构型。外乘波体外形特点是可以保证所有前缘都具有附体的激波，从而阻隔了飞行器上下表面的流动，因此在获得相同升力的情况下，外乘波体可以获得比常规飞行器构型高得多的升阻比。关于飞行器乘波构型的研究已经十分深入，国外学者对它的研究文献不下百篇，其中Jones和Lewis（M.Lewis,A Hypersonic Propulsion AirframeIntegration Overview,39th AIAA与ASME与SAE与ASEE Joint Propulsion Conference andExhibit,2003）的综述很详细的归纳总结了外乘波体设计方法的技术特点和发展历程。按照外乘波体设计理论与方法分，外乘波体设计主要包括两类,即指定激波生成体方法和不需要生成体而直接指定期望的激波形状的密切锥方法。其中，由于可以指定激波在展向的形状，密切锥方法较指定激波生成体方法更具有一般性，且它更适合于高超声速飞行器前体与进气道一体化设计研究。此外，国内外很多学者还就外乘波体外形优化与工程设计方面开展了深入而细致的研究。从效果上说，目前的外乘波体设计已经可以实现：对于任意给定的等波强三维激波形状，反设计出与之匹配的外乘波体构型，即实现给定激波形状条件下的三维外乘波体设计。
进气道是高超声速飞行器推进系统中的主要部件。它位于飞行器的前部，直接与高超声速飞行器前体相连接，起着压缩来流，为下游提供尽可能多高能气流的作用。从技术角度分析，高超声速进气道的设计要求主要有以下几点：①设计状态流量捕获能力强，为推进系统提供尽可能多的流量；②在压缩气流至所需压比的同时，应做到效率（出口总压）高和出口气流畸变小；③设计方案应在结构上对飞行器总体性能有利：长度尽量短、几何形状固定都有利于减轻重量、提高性能；④外流阻力小，这就要求进气道溢流小，且进气道迎风面积与捕获面积之比尽量小；⑤应有尽量宽的工作马赫数范围，因而进气道要能在低M数时自动溢流。为了实现以上目标，人们提出了一系列高超声速进气道形式，主要包括：二元式进气道、轴对称式进气道、侧压式进气道，并就它们的设计方法、流动特征、工作特性、工程设计研究等问题开展了研究。此外，近两年来，国外研究人员还提出了一系列三维内收缩高超声速进气道设计思路和方案。如：美国约翰霍普金斯大学F.S.Billig等提出的流线追踪Busemann进气道（O’Brien,T.F.and Colville,J.R.,Analytical Computation of Leading Edge TruncationEffects on InviscidBusemann Inlet Performance,45th AIAA Aerospace Sciences Meeting andExhibit,2007）；美国Astrox公司的P.K.Ajay等提出的“Funnel”型进气道概念（Billig,F.S.andKothari,A.P.,Streamline Tracing:Technique for Designing Hypersonic Vehicles,Journal ofPropulsion and Power,Vol.16,No.3,2000,pp.465-471）；美国航天宇航研究中心的M.K.Smart等提出的将矩形进口光滑转为椭圆形出口（Smart,M.K.and Trexler,C.A.,Mach4Performanceof a Fixed-Geometry Hypersonic Inlet with Rectangular-to-Elliptical Shape Transition,41st AIAAAerospace Sciences Meeting&Exhibit,2002）的思路；英国牛津大学提出的模块化乘波式进气道等。在国内，尤延铖等学者率先将外流乘波理论运用在进气道内流研究中，提出了一种被称为内乘波式的三维内收缩高超声速进气道。数值模拟和高焓风洞试验证实：设计状态下，该进气道在可以全流量捕获来流；在非设计状态，该类进气道可以通过进口的自动溢流，明显改善低马赫数工作能力，因而具有较好的总体特性。
虽然在高超声速飞行器和高超声速进气道研究领域，各项研究已经取得了显著的进展，部件性能也在不断提升。然而，迄今为止，科研人员尚未找到有效的方法，将飞行器与进气道部件一体化，使二者的结合实现飞行器总体升与推与阻性能的最大化。由于二者工作要求不同，很长一段时间里，人们一直认为一体化就是分别设计两个高性能部件，对它们进行相干叠加和相互折衷。但一体化设计问题绝非如此简单。美国空军高超声速计划首席科学家Mark Lewis在文献（M.Lewis,A Hypersonic Propulsion Airframe Integration Overview,39thAIAA与ASME与SAE与ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit,2003）中指出，虽然完善的乘波理论可以帮助我们很容易地设计出升阻比7～8的飞行器，但现有的匹配上发动机的高超声速飞行器升阻比最大也只有3.8。由此可见，目前制约高超声速系统总体性能的关键问题是缺乏高效的飞行器与进气道一体化设计方法。
发明内容
本发明的目的旨在针对现有的飞行器与进气道一体化设计方法存在的上述不足，提供一种以乘波理论为基础，同时适用于内、外流的广义乘波理论，并将它运用于高超声速系统总体设计的高超声速飞行器与进气道内外乘波一体化设计方法。
本发明包括以下步骤：
1）根据设计要求指定三维激波曲面，得到连续的高超声速外乘波体飞行器与内乘波进气道所乘激波曲线外乘波段、高超声速外乘波体飞行器与内乘波进气道所乘激波曲线内乘波段，所述高超声速外乘波体飞行器与内乘波进气道所乘激波曲线外乘波段、所述高超声速外乘波体飞行器与内乘波进气道所乘激波曲线内乘波段依靠高超声速外乘波飞行器前体与内乘波进气道所乘激波曲线二元平面乘波段过度，高超声速外乘波飞行器前体与内乘波进气道所乘激波曲线二元平面乘波段所具有的性质是曲率半径无穷大，并获取三维波系内乘波段激波曲线当地曲率中心与三维波系外乘波段激波曲线当地曲率中心；三维波系内乘波段激波曲线当地曲率中心与三维波系外乘波段激波曲线当地曲率中心的方向相反，依靠三维波系二元平面乘波段密切轴衔接，从而实现激波面曲率中心由外流向内流的连续过度；
2）以离散激波曲线与曲率中心的关系反推出一系列基本流场，所述基本流场包括外乘波部分与内乘波部分，其中外乘波部分的基本流场是一系列变曲率半径的圆锥流场；内乘波部分的基本流场是一系列变曲率半径的含有中心体的轴对称内收缩流场；
在步骤2）中，所述以离散激波曲线与曲率中心的关系反推出一系列基本流场的具体步骤可为：
（1）确定高超声速飞行器设计条件，所述高超声速飞行器设计条件包括来流马赫数Ma、入射激波角β等；
（2）指定三维波系二元平面乘波段密切轴、三维波系内乘波段密切轴和三维波系外乘波段密切轴所在垂直于纸面方向的平面为其密切面；
（3）外乘波部分的基本流场是一系列变曲率半径的圆锥流场，根据来流条件可计算出圆锥半顶角α，根据将激波曲线离散为激波曲线段的离散点的曲率半径rw确定当地密切轴所对应密切锥激波在设计截面内的形状，进而可根据密切锥半顶角α确定当地密切轴所对应密切锥的底面形状，三维波系外乘波段激波曲线当地曲率中心即当地密切轴所对应密切锥的底面中心（即外乘波段激波曲线的当地曲率中心）；
（4）内乘波部分的基本流场是一系列变曲率半径的含有中心体的轴对称内收缩流场，内收缩基本流场由入口、出口、中心体与壁面型线构成，其中当地密切轴所对应内收缩基本流场入口由三维波系内乘波段激波曲线当地曲率中心至当地密切轴与前缘捕获型线在设计平面内的交点的距离d确定，当地密切轴所对应内收缩基本流场中心体截面形状由将激波曲线离散为激波曲线段的离散点处的曲率半径ri确定，求出当地密切轴所对应内收缩基本流场入口与当地密切轴所对应内收缩基本流场中心体截面形状后需设计出能够满足步骤（1）中所述设计条件的壁面型线，从而确定当地密切轴所对应内收缩基本流场出口形状，三维波系内乘波段激波曲线当地曲率中心即为当地密切轴对应内收缩基本流场回转中心在设计截面内投影位置（即内乘波段激波曲线的当地曲率中心）。
3）给定外乘波飞行器前体前缘捕获型线在设计截面上的投影和内乘波进气道前缘捕获型线在设计截面上的投影，在三维波系二元平面乘波段密切轴、三维波系内乘波段密切轴与三维波系外乘波段密切轴所在垂直于纸面方向的平面内进行流线追踪，将所得流线在横向位置上构成流面得到外乘波体飞行器前体压缩段与内乘波进气道压缩型面，外乘波体飞行器前体压缩段与内乘波进气道压缩型面相连接即构成一体化装置压缩型面；
在步骤3）中，所述在三维波系二元平面乘波段密切轴、三维波系内乘波段密切轴与三维波系外乘波段密切轴所在垂直于纸面方向的平面内进行流线追踪，将所得流线在横向位置上构成流面得到外乘波体飞行器前体压缩段与内乘波进气道压缩型面，外乘波体飞行器前体压缩段与内乘波进气道压缩型面相连接即构成一体化装置压缩型面的具体方法可为：
（1）给定外乘波飞行器前体前缘捕获型线在设计截面上的投影、内乘波进气道前缘捕获型线在设计截面上的投影；
（2）分别根据三维波系内乘波段激波曲线当地曲率中心、三维波系外乘波段激波曲线当地曲率中心至当地密切轴与前缘捕获型线在设计平面内的交点的距离d与入射激波角β使用计算公式xf=d×tan(β)确定外乘波段当地前缘点位置与内乘波段当地前缘点位置；
（3）一体化装置压缩型面由外乘波体飞行器前体压缩段与内乘波进气道压缩型面构成，对于外乘波体飞行器前体压缩段，根据将激波曲线离散为激波曲线段的离散点处的曲率半径rw与入射激波角β使用计算公式xo=rw×tan(β)确定外乘波段当地密切轴所对应密切锥顶点，利用已求出的外乘波段当地前缘点位置在对应三维波系外乘波段密切轴所在的密切面内进行流线追踪，得到外乘波段当地下表面型线，各密切面内均能用相同的方法生成一条流线，将离散的流线在横向位置组合成流面，按外乘波飞行器前体设计长度要求将流面截断转平并沿x方向有序排列，即构成外乘波体飞行器前体压缩段；对于内乘波进气道压缩型面，已求出内乘波段当地前缘点位置即为当地密切轴所对应内收缩基本流场入口的x位置，其中心体半径已在步骤2）中求出，求出满足设计入射激波角β的内乘波进气道压缩面型线；各密切面内均能用相同的方法得到一条型线，将离散的型线在横向位置组合即构成内乘波进气道压缩型面，型线的末端对应内乘波进气道肩部型线；内乘波进气道压缩型面包括内乘波进气道外压缩段与内乘波进气道内压缩段，其中位于内乘波进气道唇口之前的内乘波进气道压缩型面为内乘波进气道外压缩段，位于内乘波进气道唇口之后的内乘波进气道压缩型面为内乘波进气道内压缩段；内乘波进气道由内乘波进气道肩部型线处转平进入内乘波进气道隔离段，飞行器上表面由高超声速外乘波飞行器前体与内乘波进气道前缘捕获型线沿x方向拉伸生成；
（4）外乘波体飞行器前体压缩段与内乘波进气道压缩型面的连接主要体现在外乘波体飞行器前体压缩段与内乘波进气道外压缩段的连接上；外乘波体飞行器前体压缩段与内乘波进气道外压缩段依靠二元平面压缩段连接过渡，当离散激波点的曲率半径分别由三维波系外乘波段激波曲线当地曲率中心与三维波系内乘波段激波曲线当地曲率中心的有限值趋于三维波系二元平面乘波段密切轴时，两部分同时趋近于相同的二元平面流动，实现了外乘波体飞行器前体压缩段与内乘波进气道外压缩段的无缝对接和一体化设计。
4）以步骤3）中所述流面为基础对高超声速飞行器进行几何构造，获得在设计飞行状态下能够产生高超声速外乘波飞行器前体与内乘波进气道所乘激波曲线外乘波段、高超声速外乘波飞行器前体与内乘波进气道所乘激波曲线内乘波段、高超声速外乘波飞行器前体与内乘波进气道所乘激波曲线二元平面乘波段的一体化装置。
在步骤4）中，所述几何构造包括飞行器上表面、飞行器下表面、隔离段向后等直拉伸。
本发明的结构包括外乘波飞行器前体和内乘波进气道。由于采用了一体化设计，内乘波进气道与外乘波飞行器前体不再通过分开设计、相互叠加的方法，从而克服飞行器设计时内、外流部件相结合所产生的干扰及难兼容问题。
本发明以密切锥导乘波理论及其在内部管道流动上的应用为基础。设计过程中预先设计所需要内外一体激波曲面，然后将该一体激波曲面横截面形状离散为一系列微元段，并根据它们的当地曲率中心设计内外乘波一体化方案。其中，外乘波部分严格遵守密切锥导外乘波体理论。外流越靠近内乘波进气道部分曲率半径越大，直至曲率半径趋于无穷。内乘波进气道部分采用含有中心体的轴对称基本流场，回转母线形状保持不变，回转半径（即曲率半径）可以调节。当外乘波飞行器前体和内乘波进气道基本流场的曲率半径都趋于无穷时，基本流场转化为二元楔导平面流场来实现内外乘波的衔接，最终实现内外同时乘波且波后参数完全相同的高超声速飞行器与进气道内外乘波一体化装置。
本发明的优点：高超声速飞行器与进气道内外乘波一体化同时兼顾了外乘波飞行器前体与内乘波进气道的性能。外乘波飞行器前体采用密切锥导乘波理论可以保证设计装置具有较高的升阻力特性。进气道部分为内乘波进气道可保证全流量捕获来流，增大发动机推力的同时减小外流阻力；在低马赫数情况下又能自动调整溢流，拓宽进气道的工作马赫数范围。依靠曲率半径无穷远的平面楔导乘波体过渡段，实现内外乘波部分的自然过渡，保证了实现高升阻比的乘波装置不会因为与进气道装置的耦合而牺牲总体性能，从而在不降低升阻比的情况下出色地完成进气道的工作。
附图说明
图1是高超声速飞行器与进气道内外乘波一体化方案设计截面二维波系图。
图2是高超声速飞行器与进气道内外乘波一体化方案设计截面密切设计二维示意图。
图3是高超声速飞行器与进气道内外乘波一体化方案密切锥设计三维示意图。
图4是高超声速飞行器与进气道内外乘波一体化方案三维轮廓轴测图。
图5是高超声速飞行器与进气道内外乘波一体化方案乘波前体所乘三维波系示意图。
图6是高超声速飞行器与进气道内外乘波一体化方案半剖轴测图。
图7是高超声速飞行器与进气道内外乘波一体化方案左视图。
图8是高超声速飞行器与进气道内外乘波一体化方案仰视图。
图中标记为：1表示高超声速外乘波飞行器前体与内乘波进气道所乘激波曲线外乘波段、2表示高超声速外乘波飞行器前体与内乘波进气道所乘激波曲线内乘波段、3表示高超声速外乘波飞行器前体与内乘波进气道所乘激波曲线二元平面乘波段、4表示三维波系内乘波段激波曲线当地曲率中心、5表示三维波系外乘波段激波曲线当地曲率中心、6表示三维波系二元平面乘波段密切轴、7表示外乘波飞行器前体前缘捕获型线在设计截面上的投影、8表示内乘波进气道前缘捕获型线在设计截面上的投影、9表示外乘波体飞行器前体压缩段、10表示内乘波进气道外压缩段、11表示二元平面压缩段、12表示三维波系内乘波段密切轴、13表示三维波系外乘波段密切轴、14表示将激波曲线离散为激波曲线段的离散点、15表示当地密切轴与前缘捕获型线在设计平面内的交点、16表示外乘波飞行器前体下表面型线、17表示当地密切轴所对应圆锥激波在设计截面内的形状、18表示当地密切轴所对应圆锥的底面形状、19表示当地密切轴所对应圆锥的底面中心（即外乘波段激波曲线的当地曲率中心）、20表示当地密切轴所对应内收缩基本流场入口、21表示当地密切轴所对应内收缩基本流场中心体截面形状、22表示当地密切轴所对应内收缩基本流场出口形状、23表示当地密切轴对应内收缩基本流场回转中心在设计截面内投影位置（即内乘波段激波曲线的当地曲率中心）、24表示高超声速来流方向、25表示外乘波段当地密切轴所对应密切锥顶点、26表示外乘波段当地密切轴所对应密切锥中心线、27表示外乘波段当地密切轴所对应的密切锥、28表示外乘波段当地密切轴所对应的圆锥激波面、29表示外乘波段当地前缘点位置、30表示内收缩基本流场回转中心线、31表示内收缩基本流场中心体直线段、32表示外乘波段当地下表面型线、33、表示外乘波段当地上表面型线、34表示内收缩基本流场入射激波、35表示内乘波段当地前缘点位置、36表示内乘波进气道压缩面型线、37表示构成内乘波进气道上表面的型线、38表示高超声速飞行器进气道前缘捕获型线、39表示内乘波进气道肩部型线、40表示内乘波进气道隔离段、41表示内乘波进气道隔离段出口、42表示外乘波飞行器前体、43表示内乘波进气道压缩型面、44表示内乘波进气道唇口、45表示高超声速飞行器外乘波前体截面形状、46表示高超声速飞行器乘波前体所乘三维压缩波系、47表示内乘波进气道横向溢流口。
具体实施方式
高超声速飞行器与进气道内外乘波一体化设计方法，是一种空气动力学的反设计方法，即先指定其空气动力学特征再反推出满足该特征的设计方案。
高超声速飞行器与进气道内外乘波一体化设计方法的主要实施步骤包括：
1）、根据设计要求指定三维激波曲面，得到连续的高超声速外乘波体飞行器与内乘波进气道所乘激波曲线外乘波段1、高超声速外乘波体飞行器与内乘波进气道所乘激波曲线内乘波段2，高超声速外乘波体飞行器与内乘波进气道所乘激波曲线外乘波段1、高超声速外乘波体飞行器与内乘波进气道所乘激波曲线内乘波段2依靠高超声速外乘波飞行器前体与内乘波进气道所乘激波曲线二元平面乘波段3过度，高超声速外乘波飞行器前体与内乘波进气道所乘激波曲线二元平面乘波段3所具有的性质是曲率半径无穷大，并获取三维波系内乘波段激波曲线当地曲率中心4与三维波系外乘波段激波曲线当地曲率中心5。三维波系内乘波段激波曲线当地曲率中心4与三维波系外乘波段激波曲线当地曲率中心5的方向相反，依靠三维波系二元平面乘波段密切轴6衔接，从而实现激波面曲率中心由外流向内流的连续过度。
2）、以离散激波曲线与曲率中心的关系反推出一系列基本流场。基本流场包括外乘波部分与内乘波部分，其中外乘波部分的基本流场是一系列变曲率半径的圆锥流场；内乘波部分的基本流场是一系列变曲率半径的含有中心体的轴对称内收缩流场。基本流场反推出的具体方法见下文。
3）、给定外乘波飞行器前体前缘捕获型线在设计截面上的投影7和内乘波进气道前缘捕获型线在设计截面上的投影8，在三维波系二元平面乘波段密切轴6、三维波系内乘波段密切轴12与三维波系外乘波段密切轴13所在垂直于纸面方向的平面内进行流线追踪，将所得流线在横向位置上构成流面得到外乘波体飞行器前体压缩段9与内乘波进气道压缩型面43，外乘波体飞行器前体压缩段9与内乘波进气道压缩型面43相连接即构成一体化装置压缩型面。所述流线追踪的具体实施步骤和外乘波体飞行器前体压缩段9与内乘波进气道压缩型面43的具体连接方法见下文。
4）、以步骤3）中所述流面为基础对高超声速飞行器进行几何构造（如飞行器上、下表面，隔离段向后等直拉伸等），获得在设计飞行状态下能够产生高超声速外乘波飞行器前体与内乘波进气道所乘激波曲线外乘波段1、高超声速外乘波飞行器前体与内乘波进气道所乘激波曲线内乘波段2、高超声速外乘波飞行器前体与内乘波进气道所乘激波曲线二元平面乘波段3的一体化装置。
上述主要实施步骤2）所述以离散激波曲线与曲率中心的关系反推出一系列基本流场的实施步骤包括。
（1）、确定高超声速飞行器设计条件（来流马赫数Ma，入射激波角β）。
（2）、根据图1，指定三维波系二元平面乘波段密切轴6、三维波系内乘波段密切轴12与三维波系外乘波段密切轴13所在垂直于纸面方向的平面为其密切面。
（3）、外乘波部分的基本流场是一系列变曲率半径的圆锥流场，根据来流条件可计算出圆锥半顶角α。根据将激波曲线离散为激波曲线段的离散点14的曲率半径rw确定图2中当地密切轴所对应密切锥激波在设计截面内的形状17，进而可根据密切锥半顶角α确定当地密切轴所对应密切锥的底面形状18。三维波系外乘波段激波曲线当地曲率中心5即当地密切轴所对应密切锥的底面中心（即外乘波段激波曲线的当地曲率中心）19。
（4）、内乘波部分的基本流场是一系列变曲率半径的含有中心体的轴对称内收缩流场，内收缩基本流场由入口、出口、中心体与壁面型线构成，其中当地密切轴所对应内收缩基本流场入口20由三维波系内乘波段激波曲线当地曲率中心4至当地密切轴与前缘捕获型线在设计平面内的交点15的距离d确定，当地密切轴所对应内收缩基本流场中心体截面形状21由将激波曲线离散为激波曲线段的离散点14处的曲率半径ri确定。求出当地密切轴所对应内收缩基本流场入口20与当地密切轴所对应内收缩基本流场中心体截面形状21后需设计出能够满足（1）中所述设计条件的壁面型线，从而确定当地密切轴所对应内收缩基本流场出口形状22。三维波系内乘波段激波曲线当地曲率中心4即为当地密切轴对应内收缩基本流场回转中心在设计截面内投影位置（即内乘波段激波曲线的当地曲率中心）23。
上述主要实施步骤3）所述在每一密切平面内进行流线追踪的具体实施步骤和外乘波体飞行器前体压缩段9与内乘波进气道压缩型面43的具体连接方法为：
（1）、给定外乘波飞行器前体前缘捕获型线在设计截面上的投影7、内乘波进气道前缘捕获型线在设计截面上的投影8。
（2）、分别根据三维波系内乘波段激波曲线当地曲率中心4、三维波系外乘波段激波曲线当地曲率中心5至当地密切轴与前缘捕获型线在设计平面内的交点15的距离d与入射激波角β使用计算公式xf=d*tan(β)确定外乘波段当地前缘点位置29与内乘波段当地前缘点位置35。
（3）、一体化装置压缩型面由外乘波体飞行器前体压缩段9与内乘波进气道压缩型面43构成，对于外乘波体飞行器前体压缩段9，根据将激波曲线离散为激波曲线段的离散点14处的曲率半径rw与入射激波角β使用计算公式xo=rw*tan(β)确定外乘波段当地密切轴所对应密切锥顶点25。利用已求出的外乘波段当地前缘点位置29在对应三维波系外乘波段密切轴13所在的密切面内进行流线追踪，得到外乘波段当地下表面型线32。各密切面内均能用相同的方法生成一条流线，将离散的流线在横向位置组合成流面，按外乘波飞行器前体设计长度要求将流面截断转平并沿x方向有序排列，即构成外乘波体飞行器前体压缩段9。对于内乘波进气道压缩型面43，已求出内乘波段当地前缘点位置35即为当地密切轴所对应内收缩基本流场入口20的x位置，其中心体半径已在实施步骤2中求出，求出满足设计入射激波角β的内乘波进气道压缩面型线36。各密切面内均能用相同的方法得到一条型线，将离散的型线在横向位置组合即构成内乘波进气道压缩型面43，型线的末端对应内乘波进气道肩部型线39。内乘波进气道压缩型面43包括内乘波进气道外压缩段与内乘波进气道内压缩段，其中位于内乘波进气道唇口44之前的内乘波进气道压缩型面43为内乘波进气道外压缩段10，位于内乘波进气道唇口44之后的内乘波进气道压缩型面43为内乘波进气道内压缩段。内乘波进气道由内乘波进气道肩部型线39处转平进入内乘波进气道隔离段40。飞行器上表面由高超声速外乘波飞行器前体与内乘波进气道前缘捕获型线38沿x方向拉伸生成。
（4）、外乘波体飞行器前体压缩段9与内乘波进气道压缩型面43的连接主要体现在外乘波体飞行器前体压缩段9与内乘波进气道外压缩段10的连接上。外乘波体飞行器前体压缩段9与内乘波进气道外压缩段10依靠二元平面压缩段11连接过渡。当离散激波点的曲率半径分别由三维波系外乘波段激波曲线当地曲率中心5与三维波系内乘波段激波曲线当地曲率中心4的有限值趋于三维波系二元平面乘波段密切轴6时，两部分同时趋近于相同的二元平面流动。实现了外乘波体飞行器前体压缩段9与内乘波进气道外压缩段10的无缝对接和一体化设计。
实施例：高超声速飞行器与进气道内外乘波一体化设计方法，本例给定来流马赫数Ma=6.5,入射激波角β=12°，可设计图4所示一体化装置。所述装置由外乘波飞行器前体42与内乘波进气道组成，内乘波进气道包括内乘波进气道型面43、内乘波进气道唇口44与内乘波进气道隔离段40。该装置在设计条件产生入射激波系如图5中46所示。在设计截面之前未区分高超声速外乘波飞行器前体与内乘波进气道所乘激波曲线外乘波段1、高超声速外乘波飞行器前体与内乘波进气道所乘激波曲线内乘波段2，而是连续的高超声速飞行器乘波前体所乘三维压缩波系46。该三维压缩波系在设计状态波后参数一致，因此气流不发生横向流动，有助于提高外乘波飞行器的升阻比性能和内乘波进气道流量系数。同时，按设计状态获取一体化方案几何型面可以有效地减少进气道的浸湿面积，提高内乘波进气道的总压恢复系数。在低马赫数非设计状态下，三维压缩波系不再完全贴合内乘波进气道唇口40。外乘波飞行器前体42和内乘波进气道型面43内外产生压差，内乘波进气道依靠内乘波进气道横向溢流口47产生溢流，从而增大一体化装置的工作马赫数范围。
本发明包括外乘波飞行器前体和内乘波进气道，内乘波进气道收缩特征为三维向内收缩。
所述一体化装置由内乘波进气道至外乘波飞行器前体实现内、外流同时乘波。外乘波飞行器前体与内乘波进气道依靠平面二元楔导乘波段实现过渡。高超声速来流在装置前缘处形成横向曲率中心连续过渡的内外一体激波曲面，一体激波曲面在各横向位置具有相同的激波强度和波后参数，能够满足设计状态无横向流动的设计条件，内外一体激波曲面由内、外乘波两部分组成，内、外乘波部分的激波各微元段曲率中心分别位于一体激波曲面的两侧，即靠近机体侧和偏离机体侧。其中，内乘波部分曲率中心位于激波的偏离机体一侧，而外乘波部分曲率中心位于激波的靠近机体一侧。
运用本发明在保持外乘波飞行器前体与内乘波进气道优点的同时，实现了两种高性能装置的一体化设计，能够同时获得高升阻比的飞行器方案及全流量捕获的进气道方案，从而提高飞行器与推进系统的总体性能。
Claims (4)
1.高超声速飞行器与进气道内外乘波一体化设计方法，其特征在于包括以下步骤：
1)根据设计要求指定三维激波曲面，得到连续的高超声速外乘波体飞行器与内乘波进气道所乘激波曲线外乘波段、高超声速外乘波体飞行器与内乘波进气道所乘激波曲线内乘波段，所述高超声速外乘波体飞行器与内乘波进气道所乘激波曲线外乘波段、所述高超声速外乘波体飞行器与内乘波进气道所乘激波曲线内乘波段依靠高超声速外乘波飞行器前体与内乘波进气道所乘激波曲线二元平面乘波段过渡，高超声速外乘波飞行器前体与内乘波进气道所乘激波曲线二元平面乘波段所具有的性质是曲率半径无穷大，并获取三维波系内乘波段激波曲线当地曲率中心与三维波系外乘波段激波曲线当地曲率中心；三维波系内乘波段激波曲线当地曲率中心与三维波系外乘波段激波曲线当地曲率中心的方向相反，依靠三维波系二元平面乘波段密切轴衔接，从而实现激波面曲率中心由外流向内流的连续过渡；
2)以离散激波曲线与曲率中心的关系反推出一系列基本流场，所述基本流场包括外乘波部分与内乘波部分，其中外乘波部分的基本流场是一系列变曲率半径的圆锥流场；内乘波部分的基本流场是一系列变曲率半径的含有中心体的轴对称内收缩流场；
3)给定外乘波飞行器前体前缘捕获型线在设计截面上的投影和内乘波进气道前缘捕获型线在设计截面上的投影，在三维波系二元平面乘波段密切轴、三维波系内乘波段密切轴与三维波系外乘波段密切轴所在垂直于纸面方向的平面内进行流线追踪，将所得流线在横向位置上构成流面得到外乘波体飞行器前体压缩段与内乘波进气道压缩型面，外乘波体飞行器前体压缩段与内乘波进气道压缩型面相连接即构成一体化装置压缩型面；
4)以步骤3)中所述流面为基础对高超声速飞行器进行几何构造，获得在设计飞行状态下能够产生高超声速外乘波飞行器前体与内乘波进气道所乘激波曲线外乘波段、高超声速外乘波飞行器前体与内乘波进气道所乘激波曲线内乘波段、高超声速外乘波飞行器前体与内乘波进气道所乘激波曲线二元平面乘波段的一体化装置。
2.如权利要求1所述高超声速飞行器与进气道内外乘波一体化设计方法，其特征在于在步骤2)中，所述以离散激波曲线与曲率中心的关系反推出一系列基本流场的具体步骤为：
(1)确定高超声速飞行器设计条件，所述高超声速飞行器设计条件包括来流马赫数Ma、入射激波角β；
(2)指定三维波系二元平面乘波段密切轴、三维波系内乘波段密切轴和三维波系外乘波段密切轴所在垂直于纸面方向的平面为其密切面；
(3)外乘波部分的基本流场是一系列变曲率半径的圆锥流场，根据来流条件可计算出圆锥半顶角α，根据将激波曲线离散为激波曲线段的离散点的曲率半径rw确定当地密切轴所对应密切锥激波在设计截面内的形状，进而可根据圆锥半顶角α确定当地密切轴所对应密切锥的底面形状，三维波系外乘波段激波曲线当地曲率中心即当地密切轴所对应密切锥的底面中心；
(4)内乘波部分的基本流场是一系列变曲率半径的含有中心体的轴对称内收缩流场，内收缩基本流场由入口、出口、中心体与壁面型线构成，其中当地密切轴所对应内收缩基本流场入口由三维波系内乘波段激波曲线当地曲率中心至当地密切轴与前缘捕获型线在设计平面内的交点的距离d确定，当地密切轴所对应内收缩基本流场中心体截面形状由将激波曲线离散为激波曲线段的离散点处的曲率半径ri确定，求出当地密切轴所对应内收缩基本流场入口与当地密切轴所对应内收缩基本流场中心体截面形状后需设计出能够满足步骤(1)中所述设计条件的壁面型线，从而确定当地密切轴所对应内收缩基本流场出口形状，三维波系内乘波段激波曲线当地曲率中心即为当地密切轴对应内收缩基本流场回转中心在设计截面内投影位置。
3.如权利要求1所述高超声速飞行器与进气道内外乘波一体化设计方法，其特征在于在步骤3)中，所述在三维波系二元平面乘波段密切轴、三维波系内乘波段密切轴与三维波系外乘波段密切轴所在垂直于纸面方向的平面内进行流线追踪，将所得流线在横向位置上构成流面得到外乘波体飞行器前体压缩段与内乘波进气道压缩型面，外乘波体飞行器前体压缩段与内乘波进气道压缩型面相连接即构成一体化装置压缩型面的具体方法为：
(1)给定外乘波飞行器前体前缘捕获型线在设计截面上的投影、内乘波进气道前缘捕获型线在设计截面上的投影；
(2)分别根据三维波系内乘波段激波曲线当地曲率中心、三维波系外乘波段激波曲线当地曲率中心至当地密切轴与前缘捕获型线在设计平面内的交点的距离d与入射激波角β使用计算公式xf＝d×tan(β)确定外乘波段当地前缘点位置与内乘波段当地前缘点位置；
(3)一体化装置压缩型面由外乘波体飞行器前体压缩段与内乘波进气道压缩型面构成，对于外乘波体飞行器前体压缩段，根据将激波曲线离散为激波曲线段的离散点处的曲率半径rw与入射激波角β使用计算公式xo＝rw×tan(β)确定外乘波段当地密切轴所对应密切锥顶点，利用已求出的外乘波段当地前缘点位置在对应三维波系外乘波段密切轴所在的密切面内进行流线追踪，得到外乘波段当地下表面型线，各密切面内均能用相同的方法生成一条流线，将离散的流线在横向位置组合成流面，按外乘波飞行器前体设计长度要求将流面截断转平并沿x方向有序排列，即构成外乘波体飞行器前体压缩段；对于内乘波进气道压缩型面，已求出内乘波段当地前缘点位置即为当地密切轴所对应内收缩基本流场入口的x位置，其中心体半径已在步骤2)中求出，求出满足设计入射激波角β的内乘波进气道压缩面型线；各密切面内均能用相同的方法得到一条型线，将离散的型线在横向位置组合即构成内乘波进气道压缩型面，型线的末端对应内乘波进气道肩部型线；内乘波进气道压缩型面包括内乘波进气道外压缩段与内乘波进气道内压缩段，其中位于内乘波进气道唇口之前的内乘波进气道压缩型面为内乘波进气道外压缩段，位于内乘波进气道唇口之后的内乘波进气道压缩型面为内乘波进气道内压缩段；内乘波进气道由内乘波进气道肩部型线处转平进入内乘波进气道隔离段，飞行器上表面由高超声速外乘波飞行器前体与内乘波进气道前缘捕获型线沿x方向拉伸生成；
(4)外乘波体飞行器前体压缩段与内乘波进气道压缩型面的连接主要体现在外乘波体飞行器前体压缩段与内乘波进气道外压缩段的连接上；外乘波体飞行器前体压缩段与内乘波进气道外压缩段依靠二元平面压缩段连接过渡，当离散激波点的曲率半径分别由三维波系外乘波段激波曲线当地曲率中心与三维波系内乘波段激波曲线当地曲率中心的有限值趋于三维波系二元平面乘波段密切轴时，两部分同时趋近于相同的二元平面流动，实现了外乘波体飞行器前体压缩段与内乘波进气道外压缩段的无缝对接和一体化设计。
4.如权利要求1所述高超声速飞行器与进气道内外乘波一体化设计方法，其特征在于在步骤4)中，所述几何构造包括飞行器上表面、飞行器下表面、隔离段向后等值拉伸。
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| GR01 | Patent grant |