CN110304267A - 高超声速飞行器设计方法及系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种高超声速飞行器设计方法及系统，该设计方法首先有旋特征线理论求解内转式轴对称基准流场，并在所述基准流场中生成并联内转式进气道；然后基于给定的长度l和回转半径d设计最小阻力回转体机身；接着根据升阻比要求设计乘波机翼；最后将并联内转式进气道、最小阻力回转体机身和乘波机翼组合，并采用外挂方式设置发动机，生成并联内转式进气道+最小阻力回转体机身+乘波机翼的一体化高超声速飞行器。本发明设计的高超声速飞行器容积大、容积效率高，避免了使用大S弯隔离段，使得本发明设计的高超声速飞行器内阻相比常规发动机明显减小，且发动机外挂不占用机体空间，极大地提高了飞行器内部容积的装载效率。

Description

高超声速飞行器设计方法及系统

技术领域

本发明涉及高超声速飞行器气动外形设计技术领域，尤其是一种高超声速飞行器设计方法及系统。

背景技术

常规的高超声速飞行器中，大都类似于乘波体的构型，以实现在高超声速飞行条件下的高升阻比特性，是高超声速飞行器的理想气动构型，但常规的乘波体为扁平状，容积较小，装载能力不理想。常规的高超声速发动机一般是内埋于机身，尤其燃烧室是置于机身内部。因此，在常规高超飞机布局中进气道与燃烧室之间需要一个大S弯隔离段连接，该大S弯隔离段产生巨大内阻。此外，以乘波体为主要构型的高超声速飞行器，进气道对气流的捕获能力也直接影响进气道的性能。

发明内容

本发明提供一种高超声速飞行器设计方法及系统，用于克服现有技术中常规的高超声速飞行器容积率小、内阻大、空气流量捕获面积小、捕获流量不足等缺陷，提高了高超声速飞行器的容积率、空气捕获流量等，使得大容积的高超声速载物飞行趋于可行性和实用性。

为实现上述目的，本发明提出一种高超声速飞行器设计方法，包括以下步骤：

S1：基于有旋特征线理论求解内转式轴对称基准流场，在所述基准流场内生成内转式进气道；在所述内转式进气道入口添加预压缩面并对所述预压缩面修型以便于多个所述内转式进气道的并联；将n个添加了预压缩面的内转式进气道并联，生成并联内转式进气道，n≥1；

S2：基于给定的长度l和回转半径d设计最小阻力回转体机身；

S3：根据升阻比要求设计乘波机翼；

S4：以并联内转式进气道为高超声速飞行器主体结构的下半部分，以最小阻力回转体机身为高超声速飞行器主体结构的上半部分，发动机外挂在高超声速飞行器主体结构上；再以乘波机翼为机翼，最终获得并联内转式进气道+最小阻力回转体机身+乘波机翼的一体化高超声速飞行器。

为实现上述目的，本发明还提出一种高超声速飞行器设计系统，包括：控制部分和可编程部分；所述可编程部分用于通过配置实现特定功能模块，所述控制部分包括处理单元和存储单元，所述存储单元存储有高超声速飞行器设计程序，所述处理单元在运行所述高超声速飞行器设计程序时，执行上述所述方法的步骤。

与现有技术相比，本发明的有益效果有：

本发明提供的高超声速飞行器设计方法设计的并联内转式进气道+最小阻力回转体机身+乘波机翼的一体化设计高超声速飞行器，其最小阻力回转体机身具有大容积、高容积效率、低波阻的特性；乘波机翼较常规机翼具有大升力、高升阻比的特性；三维内转式进气道具有高效压缩气流的特性，且n(n≥1)台进气道并联布局具有显著增大进气量的优势；此外，采用发动机外挂的方式避免了常规高超飞机内流道的大S弯隔离段，内阻相比常规发动机明显减小，且发动机外挂不占用机体空间，极大地提高了飞行器内部容积的装载效率。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。

图1为本发明实施例选取的内转式轴对称基准流场的示意图；

图2为本发明实施例中在基准平面上设计的五边形捕获型口的示意图；

图3为本发明实施例中用流线追踪技术生成内转式进气道壁面流线的示意图；

图4a为本发明实施例中用捕获型口在内转式激波上截出进气道前缘线的三维模型示意图；

图4b为本发明实施例中的内转式进气道示意图；

图5为本发明实施例中在内转式进气道入口添加预压缩面以匹配进气道设计原理的示意图；

图6a为本发明实施例中对内转式进气道的预压缩面修型示意图；

图6b为本发明实施例中将两个内转式进气道并联的示意图；

图6c为本发明实施例中提供的弧形三并联内转式进气道侧视图；

图6d为本发明实施例中提供的弧形三并联内转式进气道示意图；

图7为本发明实施例中最小阻力曲线示意图；

图8为本发明实施例中由最小阻力曲线作为回转体母线生成回转体的示意图；

图9为本发明实施例中将回转体取半作为高超声速飞行器主体结构上半部分的示意图；

图10为本发明实施例中乘波体设计原理示意图；

图11为本发明实施例中乘波机翼的设计原理示意图；

图12为本发明实施例中三并联内转式进气道+最小阻力回转体机身+乘波机翼的一体化高超声速飞行器示意图；

图13为本发明实施例提供的高超声速飞行器数值模拟结果中在纵向对称面流场马赫数的等值线云图；

图14为本发明实施例中放大了的内转式进气道入口处流场马赫数的等值线云图；

图15为本发明实施例提供的高超声速飞行器数值模拟结果中某一横截面上无量纲压升比云图。

本发明目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

另外，本发明各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。

本实施例提供一种高超声速飞行器设计方法，包括以下步骤：

S1：基于有旋特征线理论求解内转式轴对称基准流场，在所述基准流场内生成内转式进气道；在所述内转式进气道入口添加预压缩面并对所述预压缩面修型以便于多个所述内转式进气道的并联；将n个添加了预压缩面的内转式进气道并联，生成并联内转式进气道，n≥1；

现有的内转式轴对称基准流场可从科研论文、科研杂志、学术会议或科研竞赛等途径获得。

本实施例中，基于有旋特征线理论求解内转式轴对称基准流场的具体方法参见专利申请号为201910325410.6的专利(“一种超声速飞行器内转式乘波前体进气道一体化设计方法”)。

在一实施例中，步骤S1的具体步骤为：

S11：基于有旋特征线理论求解内转式轴对称基准流场，如图1所示，该流场包括两条激波和四条壁面，两条激波分别是前缘激波AD，和唇口反射激波DC，四条壁面分别是轴对称激波生成体壁面ABC，内壁面CG，中心体壁面DE和EF。其中，中心体壁面DE和EF均是流线构成。

所述基准流场划分为前缘激波AD、唇口反射激波DC、前缘激波依赖区A-B-D、等熵主压缩区B-C-D、唇口反射激波依赖区C-D-E和稳定区C-E-F-G；在所述基准流场中，由唇口D产生的反射激波DC入射在肩点C，消除了激波在内流道的反射。

S12：基于增大进气道捕获面积的目的设计捕获型口；所述捕获型口为轴对称形状，且有两个相邻且对称的角为直角；

进气道前缘在基准平面的投影线，称作捕获型口；基准平面为垂直于内转式轴对称基准流场中心轴线的任一平面。捕获型口的形状多样，只需满足为轴对称形状，且有两个相邻且对称的角为直角即可。

在另一实施例中，捕获型口如图2所示，为增大进气道捕获面积，在基准平面上设计五边形捕获型口A₁-B₁-C₁-D₁-E₁，其中，角A与角B均为直角，且整个形状关于状关于r轴对称。

S13：在一定的马赫数和大气参数下，基准流场中存在前缘激波AD和唇口反射激波DC。

在S11选择的内转式轴对称基准流场中，将捕获型口均匀离散成若干点，称为捕获型口离散点，应用自由流线法，从捕获型口离散点引出自由流线与前缘激波AD相交生成进气道前缘线点，将所有进气道前缘型线点相连组成进气道前缘线；

由进气道前缘线点进行流线追踪至进气道出口平面生成内转式进气道壁面流线，所有内转式进气道壁面流线放样构成内转式进气道；

在一实施例中，在马赫数6、高度25km处大气参数下，基准流场中存在前缘激波AD和唇口反射激波DC。将捕获型口均匀离散成若干点，如图3所示，点1即为捕获型口离散点的一个示例，在基准流场中，由点1向后引自由流线交前缘激波AD于进气道前缘线点2。多个捕获型口离散点将获得多个进气道前缘线点，将多个所述进气道前缘线点相连组成进气道前缘线，如图4a中A′-B′-C′-D′-E′所示。即，通过捕获型口A₁-B₁-C₁-D₁-E₁在内转式激波(前缘激波就是内转式激波，只是该内转式激波对于进气道来说是前缘激波)上截出三维的进气道前缘线A′-B′-C′-D′-E′。

由进气道前缘线点2进行流线追踪至进气道出口平面上点3，生成内转式进气道壁面流线。多个进气道前缘线点进行流线追踪至进气道出口平面，生成多条内转式进气道壁面流线，所有内转式进气道壁面流线放样构成内转式进气道，如图4b所示。

S14：如图5所示，为保证内转式进气道捕获的高超声速气流平行于中心体轴线以匹配内转式进气道设计原理，在内转式进气道的入口增加一平行于中心体轴线的预压缩面，使各向不均匀来流经预压缩面压缩并平行于预压缩面进入进气道，以满足来流平行于中心体轴线被进气道捕获的要求。

S15：为增大高超声速飞行器对来流的捕获效率、增大捕获面积，将n个经步骤S13～S14获得的内转式进气道的预压缩面修型，之后将n个所述内转式进气道并联，生成并联内转式进气道，n≥1。

在一实施例中，S15的具体步骤为：

如图6a所示，将所述内转式进气道的预压缩面均修型为夹角为α的扇形GHI，将其中一个内转式进气道与另一个内转式进气道并联，并联的两个所述内转式进气道的扇形预压缩面的一条直线边相连，生成二并联内转式进气道，如图6b所示(直线边GH与另一内转式进气道的扇形预压缩面的一条直线边G′I′相连)；再将下一个内转式进气道采取同样的方式并联在所述二并联内转式进气道，生成三并联内转式进气道，如图6c和图6d所示；最终生成由n个内转式进气道并联的进气道道，称为并联内转式进气道。并联内转式进气道整体呈弧形，正好便于与回转体机身扣和生成高超声速飞行器主体。

S2：基于给定的长度l和回转半径d设计最小阻力回转体机身；

在一实施例中，步骤S2的具体步骤为：

S21：如图7所示，回转体OA的长度为l，回转半径AR的长度为d，在O点到R点的一系列曲线中存在一条曲线，使得以所述曲线为母线形成的回转体受到沿轴来流的阻力最小，称为最小阻力曲线，选择所述最小阻力曲线为回转体母线(参考文献《MissileAerodynamics》)；

S22：用回转体母线生成回转体，如图8所示；

S23：将回转体对半分开，取其中一半作为高超声速飞行器主体结构的上半部分，如图9所示。高超声速飞行器在捕获气流的同时，其主体结构的上半部分具有最小的阻力，从而达到减阻省油的目的。同时，在高超声速飞行器的回转体机身具有较大容积的前提下，飞行器机身外凸(由图7可知，最小阻力回转体曲线是凸曲线，曲线4和曲线5为凹曲线，所以由最小阻力回转体曲线生成的机身外凸的)，也进一步增大了飞行器的容积。

S3：根据升阻比要求设计生成乘波机翼；要求达到的升阻比根据实际情况而定；乘波机翼由设计生成的乘波体沿其对称面对半剖开而得到。乘波机翼使得高超声速飞行器在设计状态下飞行时虽然会受到下方进气道及发动机的影响，但相较于常规机翼仍具有较高的升阻比性能，有利于提高航程。

在一实施例中，步骤S3的具体步骤为：

S31：选择能够生成满足升阻比要求乘波体的基准流场，在所述基准流场中生成乘波体，如图10所示；

要求达到的升阻比一般为3、4等，本实施例中乘波体的生成方法参见文献：丁峰.吸气式高超声速飞行器内外流一体化“全乘波”气动设计理论和方法研究[D].长沙:国防科学技术大学,2016。

S32：将步骤S31生成的乘波体沿其对称面对半剖开，乘波体剖开的两半分别作为高超声速飞行器的左、右乘波机翼，如图11所示。

S4：以并联内转式进气道为高超声速飞行器主体结构的下半部分，以最小阻力回转体机身为高超声速飞行器主体结构的上半部分，发动机外挂在高超声速飞行器主体结构上(一般的发动机为内置的方式，因此，在常规高超飞机布局中进气道与燃烧室之间需要一个大S弯隔离段连接，该大S弯隔离段产生巨大内阻)；再以乘波机翼为机翼，最终获得并联内转式进气道+最小阻力回转体机身+乘波机翼的一体化高超声速飞行器。如图12所示，为三并联内转式进气道+最小阻力回转体机身+乘波机翼的一体化高超声速飞行器，即该高超声速飞行器主要由三个步骤S1获得。

在某一实施例中，在马赫数6、高度25km处大气参数下，通过模拟软件生成了三并联内转式进气道+最小阻力回转体机身+乘波机翼的一体化构型，并对该构型进行数值模拟。

图13、图14示出了所述一体化构型在纵向对称面的数值模拟结果，图13示出了流场马赫数的等值线云图，图14放大了在进气道入口处流场马赫数的等值线云图，其中带箭头的黑色直线表示一条流线。图15示出了本实施例高超声速飞行器某一横截面上无量纲压升比云图，压升比即当地静压与来流静压的比值P/P_∞。由图14可见，气流流经内转式进气道预压缩面时方向为平行于所述预压缩面，即平行于中心体轴线进入内转式进气道，满足设计要求；气流进入内转式进气道后产生的前缘激波打在进气道唇口上产生唇口反射激波，数值模拟结果得出的前缘激波与唇口反射激波的形状和位置与理论设计值吻合较好，验证了实施例的一体化设计方法的有效性和正确性。由图15可见，内转式进气道壁面两侧溢流较小，基本实现了全流量捕获，横截面激波形状和位置的数值模拟结果与设计值吻合较好，而且横截面激波是上凸的，验证了本发明专利中进气道是内乘波的。

某实施例还提供一种高超声速飞行器设计系统，包括：控制部分和可编程部分；所述可编程部分用于通过配置实现特定功能模块，所述控制部分包括处理单元和存储单元，所述存储单元存储有高超声速飞行器设计程序，所述处理单元在运行所述高超声速飞行器设计程序时，执行上述所述方法的步骤。

以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (6)

1.一种高超声速飞行器设计方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1：基于有旋特征线理论求解内转式轴对称基准流场，在所述基准流场内生成内转式进气道；在所述内转式进气道入口添加预压缩面并对所述预压缩面修型以便于多个所述内转式进气道的并联；将n个添加了预压缩面的内转式进气道并联，生成并联内转式进气道，n≥1；

S2：基于给定的长度l和回转半径d设计最小阻力回转体机身；

S3：根据升阻比要求设计乘波机翼；

S4：以并联内转式进气道为高超声速飞行器主体结构的下半部分，以最小阻力回转体机身为高超声速飞行器主体结构的上半部分，发动机外挂在高超声速飞行器主体结构上；再以乘波机翼为机翼，最终获得并联内转式进气道+最小阻力回转体机身+乘波机翼的一体化高超声速飞行器。

2.如权利要求1所述的一种高超声速飞行器设计方法，其特征在于，所述步骤S1的具体步骤为：

S11：基于有旋特征线理论求解内转式轴对称基准流场，所述基准流场划分为前缘激波AD、唇口反射激波DC、前缘激波依赖区A-B-D、等熵主压缩区B-C-D、唇口反射激波依赖区C-D-E和稳定区C-E-F-G；

S12：基于增大进气道捕获面积的目的设计捕获型口；所述捕获型口为轴对称形状，且有两个相邻且对称的角为直角；

S13：在S11选择的内转式轴对称基准流场中，将捕获型口均匀离散成若干点，称为捕获型口离散点，应用自由流线法，从捕获型口离散点引出自由流线与前缘激波AD相交生成进气道前缘线点，将所有进气道前缘型线点相连组成进气道前缘线；

由进气道前缘线点进行流线追踪至进气道出口平面生成内转式进气道壁面流线，所有内转式进气道壁面流线放样构成内转式进气道；

S14：在内转式进气道的入口增加一平行于中心体轴线的预压缩面，使各向不均匀来流经预压缩面压缩并平行于预压缩面进入进气道，以满足来流平行于中心体轴线被进气道捕获的要求；

S15：将n个经步骤S13～S14获得的内转式进气道的预压缩面修型，之后将n个所述内转式进气道并联，生成并联内转式进气道，n≥1。

3.如权利要求2所述的一种高超声速飞行器设计方法，其特征在于，所述步骤S15的具体步骤为：

将所述内转式进气道的预压缩面均修型为夹角为α的扇形，将其中一个内转式进气道与另一个内转式进气道并联，并联的两个所述内转式进气道的扇形预压缩面的一条直线边相连，生成二并联内转式进气道；再将下一个内转式进气道采取同样的方式并联在所述二并联内转式进气道；最终生成由n个内转式进气道并联的进气道道，称为并联内转式进气道，n≥1。

4.如权利要求1所述的一种高超声速飞行器设计方法，其特征在于，所述步骤S2的具体步骤为：

S21：回转体OA的长度为l，回转半径AR的长度为d，在O点到R点的一系列曲线中存在一条曲线，使得以所述曲线为母线形成的回转体受到沿轴来流的阻力最小，称为最小阻力曲线，选择所述最小阻力曲线为回转体母线；

S22：用回转体母线生成回转体；

S23：将回转体对半分开，取其中一半作为高超声速飞行器主体结构的上半部分。

5.如权利要求1所述的一种高超声速飞行器设计方法，其特征在于，所述步骤S3的具体步骤为：

S31：选择能够生成满足升阻比要求乘波体的基准流场，在所述基准流场中生成乘波体；

S32：将步骤S31生成的乘波体沿其对称面对半剖开，乘波体剖开的两半分别作为高超声速飞行器的左、右乘波机翼。

6.一种高超声速飞行器设计系统，其特征在于，包括：控制部分和可编程部分；所述可编程部分用于通过配置实现特定功能模块，所述控制部分包括处理单元和存储单元，所述存储单元存储有高超声速飞行器设计程序，所述处理单元在运行所述高超声速飞行器设计程序时，执行权利要求1～8任一项所述方法的步骤。