CN105197226A - 双进气道高超声速乘波体飞行器设计方法 - Google Patents

Abstract

双进气道高超声速乘波体飞行器设计方法，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，即双进气道高超声速乘波体飞行器设计方案。本发明在实现飞行器与进气道一体化的同时实现双进气道设计为双发动机高超声速飞行器的设计提出了解决办法。

Description

双进气道高超声速乘波体飞行器设计方法

技术领域

本发明涉及临近空间飞行器，尤其是涉及一种具有双进气道的高超声速乘波体飞行器。

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（Joseph,M.H,JamesS.M.RichardC.M.,TheX-51AScramjetEngineFlightDemonstrationProgram,15thAIAAInternationalSpacePlanesandHypersonicSystemsandTechnologiesConference,2008）。自上世纪60年代以来的大量研究（Heiser,W.H.andPratt,D.T.,HypersonicAirbreathingPropulsion.AIAAInc.,WashingtonD.C.,USA,1994）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。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。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。

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。近两年来，国外研究人员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.andColville,J.R.,AnalyticalComputationofLeadingEdgeTruncationEffectsonInviscidBusemannInletPerformance,45thAIAAAerospaceSciencesMeetingandExhibit,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.,StreamlineTracing:TechniqueforDesigningHypersonicVehicles,JournalofPropulsionandPower,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cit_bf的思路等。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MarkLewis在文献（M.Lewis,AHypersonicPropulsionAirframeIntegrationOverview,39thAIAA与ASME与SAE与ASEEJointPropulsionConferenceandExhibit,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。本发明旨在发展一种具有双进气道高超声速乘波体飞行器设计方法在实现飞行器与进气道一体化的同时实现双进气道设计为双发动机高超声速飞行器的设计提出解决办法。

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，提出一种新颖的具有双进气道的高超声速乘波体飞行器设计方法，并将它运用于高超声速系统总体设计。

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，内乘波进气道及中间乘波体飞行器所乘激波曲线外乘波段、内乘波段及中间乘波段。其中三维激波曲面的外乘波段与内乘波段相接，内乘波段与中间乘波段相接。三部分依靠二元平面乘波段过度，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、三维波系外乘波段激波曲线当地曲率中心及三维波系中间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及中间乘波段曲率中心的方向相反，均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再向外流的连续过度；

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、内乘波部分与中间乘波部分，其中外乘波部分与中间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、内乘波进气道前缘捕获型线在设计截面上的投影及中间乘波体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、三维波系外乘波段密切轴及三维波系中间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、内乘波进气道压缩型面及中间乘波体压缩型面，外乘波体飞行器前体压缩段、内乘波进气道压缩型面及中间乘波体压缩型面相连接即构成双进气道高超声速乘波体飞行器一体化装置压缩型面；

4）以步骤3）中所述流面为基础对双进气道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、内乘波进气道与中间乘波体所乘激波曲线外乘波段、高超声速外乘波飞行器前体、内乘波进气道与中间乘波段所乘激波曲线内乘波段、高超声速外乘波飞行器前体、内乘波进气道与中间乘波段所乘激波曲线中间乘波段、高超声速外乘波飞行器前体、内乘波进气道及中间乘波段所乘激波曲线二元平面乘波段的双进气道高超声速飞行器装置。

本发明的结构包括外乘波飞行器前体、内乘波进气道及中间乘波体。由于采用了一体化设计，内乘波进气道、外乘波飞行器前体与中间乘波段不再通过分开设计、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。

本发明的优点：双进气道高超声速乘波飞行器设计方法在获得高推力双进气道装置的同时兼顾了外乘波飞行器前体、内乘波进气道与中间乘波体的性能。外乘波飞行器前体与中间乘波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是双进气道高超声速乘波体飞行器设计方法设计截面二维波系图。

图2是双进气道高超声速乘波体飞行器方案三维轮廓轴测图。

图3是双进气道高超声速乘波体飞行器方案正视图。

图中标记为：1表示双进气道高超声速乘波体飞行器所乘激波曲线外乘波段、2表示双进气道高超声速乘波体飞行器所乘激波曲线内乘波段、3表示双进气道高超声速乘波体飞行器所乘激波曲线中间乘波段、4表示双进气道高超声速乘波体飞行器所乘激波曲线二元平面乘波段1、5表示双进气道高超声速乘波体飞行器所乘激波曲线二元平面乘波段2、6表示三维波系中间乘波段激波曲线当地曲率中心、7表示三维波系内乘波段激波曲线当地曲率中心、8表示三维波系外乘波段激波曲线当地曲率中心、9表示三维波系二元平面乘波段密切轴、10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、11表示内乘波进气道前缘捕获型线在设计截面上的投影、12表示中间乘波体前缘捕获型线在设计截面上的投影、13表示外乘波体飞行器前体压缩段、14表示内乘波进气道外压缩段、15表示中间乘波体压缩段、16表示二元平面压缩段、17表示三维波系中间乘波段密切轴、18表示三维波系内乘波段密切轴、19表示三维波系外乘波段密切轴、20表示将激波曲线离散为激波曲线段的离散点、21表示当地密切轴与前缘捕获型线在设计平面内的交点、22表示外乘波飞行器前体下表面型线、23表示高超声速飞行器进气道前缘捕获型线、30表示内乘波进气道肩部型线、24表示外乘波飞行器前体压缩型面、25表示内乘波进气道1压缩型面、26表示内乘波进气道2压缩型面、27表示中间乘波体压缩型面、28表示内乘波进气道唇口、29表示内乘波进气道隔离段、31表示内乘波进气道隔离段出口。

具体实施方式

双进气道高超声速乘波体飞行器设计方法，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。

双进气道高超声速乘波体飞行器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，得到连续的双进气道高超声速乘波体飞行器所乘激波曲线外乘波段1、双进气道高超声速乘波体飞行器所乘激波曲线内乘波段2与双进气道高超声速乘波体飞行器所乘激波曲线中间乘波段3，双进气道高超声速乘波体飞行器所乘激波曲线外乘波段1、双进气道高超声速乘波体飞行器所乘激波曲线内乘波段2依靠双进气道高超声速乘波体飞行器所乘激波曲线二元平面乘波段4过度，双进气道高超声速乘波体飞行器所乘激波曲线内乘波段2、双进气道高超声速乘波体飞行器所乘激波曲线中间乘波段3、依靠双进气道高超声速乘波体飞行器所乘激波曲线二元平面乘波段5过度，双进气道高超声速乘波体飞行器所乘激波曲线二元平面乘波段4、双进气道高超声速乘波体飞行器所乘激波曲线二元平面乘波段5所具有的性质是曲率半径无穷大，并获取三维波系中间乘波段激波曲线当地曲率中心6、三维波系内乘波段激波曲线当地曲率中心7与三维波系外乘波段激波曲线当地曲率中心8。三维波系内乘波段激波曲线当地曲率中心7的方向相反于三维波系中间乘波段激波曲线当地曲率中心6以及三维波系外乘波段激波曲线当地曲率中心8，依靠三维波系二元平面乘波段密切轴9衔接，从而实现激波面曲率中心由外流向内流再向外流的连续过度。

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、内乘波部分与中间乘波部分，其中外乘波部分与中间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10、内乘波进气道前缘捕获型线在设计截面上的投影11和中间乘波体前缘捕获型线在设计截面上的投影12，在三维波系二元平面乘波段密切轴9、三维波系中间乘波段密切轴17、三维波系内乘波段密切轴18与三维波系外乘波段密切轴19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型面24、内乘波进气道1压缩型面25、中间乘波体压缩型面27以及内乘波进气道2压缩型面26，外乘波体飞行器前体压缩型面24、内乘波进气道1压缩型面25、中间乘波体压缩型面27以及内乘波进气道2压缩型面26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（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双进气道高超声速乘波体飞行器所乘激波曲线外乘波段1、双进气道高超声速乘波体飞行器所乘激波曲线内乘波段2、双进气道高超声速乘波体飞行器所乘激波曲线中间乘波段3、双进气道高超声速乘波体飞行器所乘激波曲线二元平面乘波段4以及双进气道高超声速乘波体飞行器所乘激波曲线二元平面乘波段5的双进气道高超声速乘波体飞行器装置。

Claims (1)

1.双进气道高超声速乘波体飞行器设计方法，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，得到连续的双进气道高超声速乘波体飞行器所乘激波曲线外乘波段、双进气道高超声速乘波体飞行器所乘激波曲线内乘波段与双进气道高超声速乘波体飞行器所乘激波曲线中间乘波段，所述双进气道高超声速乘波体飞行器所乘激波曲线外乘波段、所述双进气道高超声速乘波体飞行器所乘激波曲线内乘波段依靠双进气道高超声速乘波体飞行器所乘激波曲线二元平面乘波段过度，所述双进气道高超声速乘波体飞行器所乘激波曲线内乘波段、所述双进气道高超声速乘波体飞行器所乘激波曲线中间乘波段依靠双进气道高超声速乘波体飞行器所乘激波曲线二元平面乘波段过度，双进气道高超声速乘波体飞行器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、三维波系外乘波段激波曲线当地曲率中心以及三维波系中间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的方向相反于三维波系外乘波段激波曲线当地曲率中心及三维波系中间乘波段激波曲线当地曲率中心，并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、中间乘波段部分与内乘波部分，其中外乘波部分与中间乘波段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、内乘波进气道前缘捕获型线在设计截面上的投影及中间乘波体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、三维波系外乘波段密切轴及三维波系中间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、内乘波进气道压缩型面及中间乘波体压缩型面，外乘波体飞行器前体压缩段、内乘波进气道压缩型面及中间乘波体压缩型面相连接即构成双进气道高超声速乘波体飞行器一体化装置压缩型面；

4）以步骤3）中所述流面为基础对双进气道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、内乘波进气道与中间乘波体所乘激波曲线外乘波段、高超声速外乘波飞行器前体、内乘波进气道与中间乘波段所乘激波曲线内乘波段、高超声速外乘波飞行器前体、内乘波进气道与中间乘波段所乘激波曲线中间乘波段、高超声速外乘波飞行器前体、内乘波进气道及中间乘波段所乘激波曲线二元平面乘波段的双进气道高超声速飞行器装置。