CN111003196B - 一种全乘波飞行器及其设计方法和系统 - Google Patents

一种全乘波飞行器及其设计方法和系统 Download PDF

Info

Publication number
CN111003196B
CN111003196B CN201911415159.9A CN201911415159A CN111003196B CN 111003196 B CN111003196 B CN 111003196B CN 201911415159 A CN201911415159 A CN 201911415159A CN 111003196 B CN111003196 B CN 111003196B
Authority
CN
China
Prior art keywords
horizontal projection
flow field
lip
line
point
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201911415159.9A
Other languages
English (en)
Other versions
CN111003196A (zh
Inventor
柳军
陈韶华
丁峰
罗仕超
蒋浩
张文浩
唐培杰
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
National University of Defense Technology
Original Assignee
National University of Defense Technology
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by National University of Defense Technology filed Critical National University of Defense Technology
Priority to CN201911415159.9A priority Critical patent/CN111003196B/zh
Publication of CN111003196A publication Critical patent/CN111003196A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN111003196B publication Critical patent/CN111003196B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

本发明公开一种全乘波飞行器及其设计方法和系统，该方法包括根据给定机体基准流场设计参数求解获得机体基准流场；根据给定全乘波飞行器前缘线、进气道唇口以及机翼前缘线水平投影型线的方程，离散并求解上述三条曲线离散点；根据给定前体‑进气道基准流场参数，循环求解每个前体前缘线水平投影型线离散点对应的子午面内的前体‑进气道基准流场；在前体‑进气道基准流场和机体基准流场内进行流线追踪，生成并输出构成全乘波飞行器气动外形的流线；根据输出的流线几何放样生成不同水滴型进气道全乘波部件，并通过自由流面法生成上表面。解决现有技术中设计步骤复杂、计算量大等问题，实现简化计算步骤和计算量。

Description

一种全乘波飞行器及其设计方法和系统
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，具体是一种基于水平投影型线的水滴形全乘波飞行器及其设计方法和系统。
背景技术
高超声速飞行器是一种速度超过马赫5的飞行器，包括吸气式高超声速飞行器、火箭动力高超声速飞行器以及无动力滑翔飞行器，具体应用形式包括高超声速巡航导弹、高超声速有人/无人飞机和空天飞机等多种飞行器。
值得注意的是，吸气式高超声速飞行器是其中一个重要的发展方向。吸气式高超声速飞行器的推进系统单元与机身(机体)之间难以区分，需要开展机体/推进一体化设计。机体/推进一体化技术的发展依赖于先进的部件设计技术以及一体化概念来实现有效的集成。
作为一种有效气动外形设计方法，乘波体具有高升阻比以及高气流捕获和压缩能力。然而，对于吸气式高超声速飞行器来说，发动机与乘波体集成后可能会使得升阻比性能降低。
根据乘波体设计方法，乘波面是由一系列从前缘线出发的流线放样获得。两种常用的获得前缘线的方法：前缘底面投影方法以及前缘线水平投影型线方法。基准流场设计方法以及前缘线求解方法对一体化技术产生重要影响。
全乘波飞行器继承并发展了乘波的概念，其特点是：整个飞行器的压缩面包括前体，机翼以及唇罩均在设计工况骑乘在基准流场的弓形激波上。基于上述两种全乘波飞行器进气道设计方法获得的唇口型线是二维圆弧形，无法针对影响飞行器性能的水平投影外形直接进行设计，设计人员还需要通过其他步骤另行计算，不能直接根据设计需求来调整和优化飞行器外形。
发明内容
本发明提供一种全乘波飞行器及其设计方法和系统，用于克服现有技术中不能直接根据设计需求来调整和优化飞行器外形导致计算量大、调整复杂等缺陷，实现唇口型线设计域的三维化，通过前缘线水平投影外形获得飞行器升力分布，通过对水平投影外形的设计，气动设计人员可以更加直接的根据设计需求来调整和优化飞行器外形，简化了设计流程，降低了计算量，提高了设计效率。
为实现上述目的，本发明提供一种全乘波飞行器设计方法，包括：
步骤S1，根据给定机体基准流场设计参数求解获得机体基准流场；
步骤S2，根据给定全乘波飞行器前缘线、进气道唇口以及机翼前缘线水平投影型线的方程，离散并求解上述三条曲线离散点；
步骤S3，根据给定前体-进气道基准流场参数，循环求解每个前体前缘线水平投影型线离散点对应的子午面内的前体-进气道基准流场；
步骤S4，在前体-进气道基准流场和机体基准流场内进行流线追踪，生成并输出构成全乘波飞行器气动外形的流线；
步骤S5，根据输出的流线几何放样生成不同水滴型进气道全乘波部件，并通过自由流面法生成上表面。
为实现上述目的，本发明还提供一种全乘波飞行器设计系统，包括存储器和处理器，所述存储器存储有全乘波飞行器设计程序，所述处理器在运行所述全乘波飞行器设计程序时执行上述方法的步骤。
本发明提供的全乘波飞行器及其设计方法和系统，基于上述全乘波概念，采用一种基于激波和等熵压缩壁面的基准流场设计模型以及前缘线水平投影型线轮廓设计方法，将唇口型线设计域得到扩大成为一种三维型线，使得全乘波具有一种水滴形入口的特征。通过基准流场激波与前缘线水平投影型线的交线的方法确定全乘波飞行器前缘线。本发明这种基于水平投影型线的乘波体设计方法的优势明显。水平投影外形(这里水平投影外形即前缘线水平投影外形)决定了飞行器升力分布，升力分布与压心位置(压心的特点是总的气动力相对该点的气动力矩为零，升力分布决定了压心位置。通过对水平投影外形的设计，气动设计人员可以更加直接的根据设计需求来调整和优化飞行器外形。唇口前缘线水平投影型线的可调使得位于激波面上的唇口型线三维化，前体前缘线与三维唇口型线构成一种具有水滴形入口的进气道。在带攻角飞行时，水滴形的进气道降低攻角对飞行器捕获的气流流量的影响。
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为基于水滴型进气道全乘波飞行器概念说明图；
图1中：M0为来流马赫数，P0为来流静压，T0为来流静温；
1、轴对称基准流场的轴；2、前体前缘线；3、唇口；4机翼前缘线；5、全乘波飞行器；6、轴对称基准流场激波母线；
图2为机体基准流场设计示意图；
图2中：βA是A点的激波角，同时也是机体基准流场激波型线AR在A点的倾斜角；βR是R点的激波角，同时也是机体基准流场激波型线AR在R点的倾斜角；δC1是AC1在C1点倾斜角；δB是C1B在B点倾斜角；O-x-r是柱坐标系，其中o为柱坐标系的原点，x是柱坐标系纵向，r是柱坐标系径向
7、机体基准流场激波型线；8、从A点出发到C1点的流线，同时也是激波AR依赖区的壁面，其中C1点是过R点的左行马赫线与从A点的流线的交点；9、从C1点出发到B点的三次曲线，同时也是等熵压缩区C1BR的壁面边界；10、全乘波飞行器底部截面，简称底面；
图3为机体基准流场激波依赖区网格示意图；
11、机体基准流场中的一条左行马赫线；12、机体基准流场中的一条流线；13、机体基准流场网格中的一个点，是左行马赫线与流线的交点；
图4为机体基准流场等熵压缩区网格示意图；
14、机体基准流场等熵压缩区内一条右行马赫线；15、机体基准流场等熵压缩区内一条左行马赫线；16、机体基准流场等熵压缩区壁面C1B上一个离散点；17、机体基准流场等熵压缩区内一个网格点，同时也是左行马赫线15与右行马赫线14的交点；18、过等熵压缩壁面C1B上离散点16的左行马赫线15上最后一个网格点，同时左行马赫线15上第一个越过底面10的网格点；
图5为前体前缘线以及唇口水平投影型线方程设计参数示意图；
图5中：L1为前体前缘线水平投影型线长度；L2为唇口水平投影型线长度；Wcowl为进气道入口宽度，同时也是唇口宽度；L为飞行器全长；
19、前体前缘线水平投影型线；20、唇口水平投影型线；21、机翼前缘线水平投影型线；22、基准流场水平投影边界，同时也是机体基准流场激波母线；23、基准流场起始平面；24、前体前缘线水平投影型线和唇口水平投影型线交点；
图6为水滴型进气道全乘波飞行器机翼设计参数示意图；
图6中：δw1为机翼前缘线水平投影型线在24处的倾斜角；δw2为机翼前缘线水平投影型线在底面10上的末端点处的倾斜角；W为飞行器宽度；
图7为前缘线水平投影型线均匀离散示意图；
25和26是前体前缘线水平投影型线19上任意两个相邻离散点；27、前体前缘线水平投影型线19上离散点25和26两点之间的曲线；
图8为求解与前缘线水平投影型线离散点对应的唇口水平投影型线离散点；
28、子午面内机体基准流场的激波水平面投影型线；29、位于子午面内机体基准流场的激波水平面投影型线28上的前体前缘线水平投影型线离散点；30、位于子午面内机体基准流场的激波水平面投影型线28上的唇口水平投影型线离散点；
图9为与图8中子午面内机体基准流场的激波水平面投影型线对应的子午面内机体基准流场；
图9中：Pi是与前体前缘线水平投影型线离散点29对应的子午面内的前体前缘线离散点；Di是与唇口水平投影型线离散点30对应的子午面内的唇口型线上的离散点；AiBiRi是与子午面内机体基准流场的激波水平面投影型线28对应的机体基准流场；
31、过唇口Di点的唇口截面；
图10为全乘波飞行器底面投影视图；
图10中：φ是图9中子午面的相位角；
32、唇口点Di底面投影点；33、图9中基准流场激波AiRi底面投影型线；34、唇口底面投影型线；35、前体前缘线底面投影型线；36、机翼前缘线底面投影型线；37、前体前缘线离散点Pi底面投影点；
图11为求解相位角为φ的子午面内的机体基准流场示意图；
图11中：Ci,2是相位角为φ的子午面内过Di点的左行特征线与AiBi交点；Ci,2是相位角为φ的子午面内过Ri点的左行特征线与AiBi交点；
图12为求解唇口反射激波示意图；
图12中：DiCi是过Di的唇口反射激波，Ci点是唇口反射激波DiCi与机体基准流场AiBiRi壁面AiBi的交点；
图13为求解唇口反射激波依赖区示意图；
图13中：DiEiCi是唇口激波依赖区，其中DiEi是从Di出发的流线；
38、唇口激波依赖区内的一条流线；39、唇口激波依赖区内的一条右行马赫线；40、唇口激波依赖区内的一个网格点，同时也是流线38和右行马赫线39的交点；
图14为前体-进气道基准流场示意图；
图14中：EiCi是右行马赫线，EiCiGiFi是稳定区流场，EiFi是稳定区边界，同时也是一条流线，DiEiFi是构成唇罩内壁面的流线；
41、稳定段出口截面；
图15为求解前体-进气道型面流线；
图15中：PiSiQi是从前体前缘点出发的流线，Pi是前体前缘点，Si是位于唇口反射激波上的流线点，Qi是位于稳定段出口截面的流线点；
图16为求解前体-进气道流线和唇罩内壁面流线俯视示意图；
42、子午面内前体激波AiDi水平投影型线；43、子午面内的唇罩内壁面的流线DiEiFi水平投影型线；44、子午面内的前体-进气道流线PiSiQi水平投影型线；45、子午面内Qi点水平投影点；46、子午面内Fi点水平投影点；
图17为求解唇罩外壁面流线；
图17中：DiHi是构成唇罩外壁面的流线；
图18为求解获得的机翼下表面流线俯视示意图；
47、子午面机体基准流场激波水平投影型线；48、子午面内机翼下表面流线水平投影型线；49、机翼前缘点横截面；50、机翼前缘点水平投影点；51、机翼下表面流线末端点水平投影点，同时位于底面10上；
图19为求解获得的子午面内机翼下表面流线示意图；
图19中：MiNi即为子午面内机翼下表面流线，其中Mi点位于激波AR上是机翼前缘点，Ni点是流线末端点，位于底面10上；
图20(a)为实施例三提供的全乘波飞行器的外形图及尺寸标注；图20(b)为图20(a)的左视图及尺寸标注；图20(c)为图20(b)的仰视图；
52、前体/进气道型面；53、唇罩外壁面；54、机翼下表面；55、飞行器上表面；56、唇罩内壁面；
图21为具体实施例外形不同横截面马赫数线图；
图21中：x/L是横截面所在站位到头部距离占飞行器全长比例；
图22为飞行器对称面无量纲压力云图；
图23为飞行器相位角为15度子午面内无量纲压力云图。
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。
需要说明，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后……)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。
另外，在本发明中如涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。
在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接，还可以是物理连接或无线通信连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
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。
实施例一
如附图1所示，本发明实施例提供一种全乘波飞行器设计方法，基于水平投影型线的水滴形进气道全乘波设计，包括以下步骤：
步骤S1，根据给定机体基准流场设计参数求解获得机体基准流场；
步骤S2，根据给定全乘波飞行器前缘线、进气道唇口以及机翼前缘线水平投影型线的方程，离散并求解上述三条曲线离散点；
步骤S3，根据给定前体-进气道基准流场参数，循环求解每个前体前缘线水平投影型线离散点对应的子午面内的前体-进气道基准流场；
步骤S4，在前体-进气道基准流场和机体基准流场内进行流线追踪，生成并输出构成全乘波飞行器气动外形的流线；
步骤S5，根据输出的流线几何放样生成不同水滴型进气道全乘波部件，并通过自由流面法生成上表面。需要说明的是，这里的上表面是飞行器的一部分，也就是说上述步骤S5前半部分中生成的全乘波部件只是全乘波飞行器核心部件，只是一部分。上表面属于全乘波飞行器除了全乘波部件之外的其他部件，两者共同形成完整的飞行器。
相对于现有技术，本发明产生了以下有益技术效果：
本发明通过基准流场激波与前缘线水平投影型线的交线的方法确定全乘波飞行器前缘线。本发明这种基于水平投影型线的乘波体设计方法的优势明显。水平投影外形(这里水平投影外形即前缘线水平投影外形)决定了飞行器升力分布，升力分布与压心位置(压心的特点是总的气动力相对该点的气动力矩为零，升力分布决定了压心位置。通过对水平投影外形的设计，气动设计人员可以更加直接的根据设计需求来调整和优化飞行器外形。唇口前缘线水平投影型线的可调使得位于激波面上的唇口型线三维化，前体前缘线与三维唇口型线构成一种具有水滴形入口的进气道。在带攻角飞行时，水滴形的进气道降低攻角对飞行器捕获的气流流量的影响。
S1中：给定机体基准流场设计参数并求解；
机体基准流场是一体轴对称三维流场，即任意子午面内的流场相同。如图2所示机体基准流场ABR由激波依赖区AC1R和等熵压缩区C1BR构成。机体基准流场具体求解方法如下：
S11：求解机体基准流场ABR母线激波AR的曲线方程；
本发明中激波AR的曲线方程形式见公式(1)：
r＝ax3+bx2+cx+d
(1)
Figure GDA0002386769380000081
给定激波AR的两端点(点A和点R)在图2所示柱坐标系内二维坐标以及曲线在上述两点处的激波角(βA，βR)即切线倾斜角，即可求解激波AR的曲线方程。如公式(1)中所示曲线方程系数见公式(2)。其中xA，rA是A点x向和r向的坐标，同理xR，rR是R点坐标。βA，βR是A点和R点的激波角。
S12：求解机体基准流场激波依赖区AC1R；
如图3所示，基准流场AC1R的流场网格由流线(以12为列)和左行马赫线(以11为列)构成。应用有旋特征线理论的流线点单元过程，由激波AR和超声速来流条件(M0>1，P0，T0)，求解得到激波AR的激波依赖区AC1R中各流线点(以13为列)的位置坐标和流动参数。具体求解方法参见[卫锋.基于特征线理论的流线追踪内转向进气道设计方法研究[D].长沙：国防科学与技术大学(硕士).2012]中3.2.1节轴对称基准流场前缘激波依赖区的设计。
基准流场AC1R计算过程从上游向下游推进，图3中网格点(以13为例)在径向上从内向外。左行马赫线C+经过R点时，基准流场计算过程完成。同时，点R也是C1R(过C1点的左行马赫线C+)与激波AR的交点。在求解基准流场AC1R过程中，可以同时求得过点A的流线AC1。流线AC1、激波AR与左行马赫线C1R围成的区域即为机体基准流场激波依赖区AC1R。
S13：求解等熵压缩区C1BR等熵压缩壁面C1B；
以图2为例，C1B是构成等熵压缩区的壁面条件，C1B是待求解的壁面曲线，并且它是等熵压缩区C1BR的壁面边界，而B点是恰好位于底面10上的壁面末端点。本发明中，C1B是一个三次多项式曲线，曲线方程见公式(3)。公式(3)中未知系数(a1，b1，c1，d1)的求解见公式(4)。公式(4)中xC1，rC1是C1点是图2所示柱坐标系中的坐标，已在S1.2步骤中求得；xB，rB是B点的坐标；δC1，δB是曲线C1B在C1和B两点的倾斜角。
f(x)＝r＝a1x3+b1x2+c1x+d1
(3)
Figure GDA0002386769380000091
S14：求解机体基准流场等熵压缩区C1BR；
如图4所示，不同于激波依赖区AC1R，等熵压缩区C1BR网格由左行马赫线(以图4中15为例)和右行马赫线(以图4中14为例)构成。左行马赫线(以图4中15为例)和右行马赫线(以图4中14为例)的交点是流域内网格点(以图4中17为例)，简称为内点。如图4所示，均布在壁面C1B上的网格点是紧贴流域壁面边界的网格点，简称壁面点。以壁面点16为例，直观上它是左行马赫线15与壁面C1B的交点，本质上壁面点16是左行马赫线15在壁面的边界点。等熵压缩区C1BR内任意点的流场信息均可通过网格点插值求得。本步骤阐明了求解激波依赖区AC1R内的网格点。
首先，求解均匀布置在壁面C1B上的壁面点(以图4中16为例)的位置坐标(图4所示柱坐标系x-r内二维坐标)。
接着，根据壁面点以及过该点左行马赫线上的内点，通过逆置壁面点单元过程(具体求解方法参见[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：国防科学与技术大学(博士).2016]中3.1.2典型单元过程的数值算法中3.1.2.3逆置壁面点)，求解布置在下游的临近壁面点的流动参数(静压、密度、速度和流动方向角)。
运用内点单元过程(具体求解方法参见[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：国防科学与技术大学(博士).2016]中3.1.2小节典型单元过程的数值算法中3.1.2.1内点部分)被用于求解从壁面网格点(图4中15为例)发出的左行马赫线上的内部网格点(图4中13为例)。内点单元过程在左行马赫线上的网格点超过10(BR截面)时，计算过程结束。按照上述，整个计算过程在左行马赫线到达B点
S2：给定全乘波飞行器前体前缘线、进气道唇口以及机翼前缘线水平投影型线的方程，离散并求解上述三条曲线离散点；
S21：求解前体前缘线、进气道唇口水平投影型线方程；
如图5所示，前体前缘线水平投影型线19和唇口水平投影型线20均为幂次曲线，见公式(5)和公式(6)。前体前缘线水平投影型线19与唇口水平投影型线20在点24相连接。同时，前体前缘线水平投影型线19和唇口水平投影型线20均在基准流场起始平面23、基准流场水平投影边界22、基准流场底面10以及x轴围成的区域内。
Figure GDA0002386769380000101
Figure GDA0002386769380000102
为了求解公式(5)和公式(6)，已知参数如图5所示，包括前体前缘线水平投影型线19和唇口水平投影型线20的长度L1，L2，宽度Wcowl/2，以及飞行器长度L，并给定前体前缘线水平投影型线19和唇口水平投影型线20的幂次n1，n2和基准流场底面10的x坐标xB。公式(5)和公式(6)中待定系数a1，b1和a2，b2的求解见公式(7)、(8)和公式(9)、(10)。
Figure GDA0002386769380000103
b1＝-xB+L (8)
Figure GDA0002386769380000104
b2＝xB-L+L1+L2 (10)
S22：求解机翼前缘线水平投影型线方程；
如图6所示，机翼前缘线水平投影型线21的起始点同时也是点24，末端点在基准流场底面10上。机翼前缘线水平投影型线21是一条三次曲线，见公式(11)。并且，机翼前缘线水平投影型线21同样基准流场起始起始平面23、基准流场水平投影边界22、基准流场底面10以及x轴围成的区域内。
z＝a3+b3x+c3x2+d3x3 (11)
给定参数包括前体前缘线水平投影型线19的长度L1，以及前体-进气道部件的宽度Wcowl(前体前缘线水平投影型线19和唇口水平投影型线20宽度的两倍)、飞行器长度L和宽度W、机翼前缘线水平投影型线21两个端点的倾斜角δw1和δw2。公式(11)中未知系数的求解见公式(12)。
Figure GDA0002386769380000111
S23：给定前体前缘线水平投影型线离散点数目，按照前体前缘线水平投影型线的长度均匀离散前体前缘线水平投影型线；
通过步骤S2.1求得的前体前缘线水平投影型线19的方程(见公式(5))求解前体前缘线水平投影型线19的弧长S，根据给定离散点数目N，确定前体前缘线水平投影型线19上相邻离散点之间的弧长，见公式(13)。
ΔS＝S/(N-1) (13)
以图7所示，根据S在前体前缘线水平投影型线19上布置N个离散点，并求得离散点x-z平面坐标。可以确定的是，前体前缘线水平投影型线19上任意两个相邻离散点之间的弧长相等。如图7所示，25和26是前体前缘线水平投影型线19上任意两个相邻离散点，两点之间的曲线27的弧长满足公式(13)。
S24：求解与前体前缘线水平投影型线离散点处于同一机体基准流场激波水平投影型线上的唇口水平投影型线离散点坐标；
如图8所示，前体前缘线水平投影型线上的离散点29与唇口水平投影型线上离散点30和图9子午面内的机体基准流场激波上的前体前缘线离散点Pi和唇口点Di对应。如图8所示，前体前缘线水平投影型线上的离散点29与唇口水平投影型线上离散点30均在图9中所示子午面内的机体基准流场的激波AiRi在水平面投影型线28上。值得注意的是，唇口水平投影型线上离散点30同样位于过唇口点Di的唇口平面31上。
如图10所示，对应的子午面在底面投影的相位角为φ。该子午面内机体基准流场激波AiRi在底面的投影型线33与前体前缘线底面投影型线35的交点37，同为图9中前体前缘线离散点Pi在底面的投影点。同理，与唇口水平投影型线上离散点30对应的唇口底面投影型线上离散点32(同时也是图9中唇口点Di在底面的投影点)也在上述相位角为φ的机体基准流场内激波AiRi在底面的投影型线33上。图10中唇口点Di和前体前缘线离散点Pi在底面的投影点32和37之间的相位角均为φ，可推得公式(14)。
Figure GDA0002386769380000121
其中，函数h1(xfb)表示图8中前体前缘线水平投影型线离散点29的z向坐标(见图7)，同时是图9中相位角为φ的子午面内对应的前体前缘线离散点Pi的z向坐标。相应的，图10中Pi在底面的投影点37的z向坐标同样由函数h1(xfb)表示。具体的，函数h1(xfb)的求解见公式(5)。同理，图8中唇口水平投影型线离散点30和图10中唇口底面投影型线离散点32的z向坐标由函数h2(xcl)表示。具体的，函数h2(xcl)的求解见公式(6)。
如图9所示，函数f(xfb)和f(xcl)分别表示相位角为φ的子午面内的前体前缘线离散点Pi和唇口型线离散点Di在的柱坐标系内的r向坐标。相应的，函数f(xfb)和f(xcl)同时也是图10中前体前缘线离散点Pi的底面投影点37和唇口点Di底面投影点32到x轴的距离。具体的，函数f(xfb)和f(xcl)求解见公式(3)。
如图8所示，已知前体前缘线水平投影型线离散点29在x-z平面投影(即水平投影)的坐标(xfb,h1(xfb))，将其带入公式(3)后求得f(xfb)。将上述量代入公式(14)，通过二分法即可求得唇口型线离散点30的x向坐标xcl，根据公式(6)即可进一步求得唇口型线离散点30的z向坐标h2(xcl)。
S25：给定机翼前缘线水平投影型线离散点数目，根据机翼前缘线水平投影型线的长度均匀离散机翼前缘线水平投影型线；
参考S23中的方法，给定离散点数量M，在机翼前缘线水平投影型线21上均匀布点。
S3：循环求解每个前体前缘线水平投影型线离散点对应的子午面内的前体-进气道基准流场
不同子午面内的前体-进气道基准流场具有相同的流场结构，故在本步骤中以图11中相位角为φ的子午面内前体-进气道基准流场为例，详细介绍求解步骤。
S31：求解子午面内机体基准流场；
如图8所示，根据唇口水平投影型线离散点30的x向坐标可以确定对应的子午面内的唇口平面31。下面就具体的求解步骤详细介绍。
首先，求解唇口平面31与机体基准流场激波AiRi的交点即唇口点Di的x-r柱坐标系内的坐标。具体的，由唇口平面31确定唇口点Di的x坐标，代入公式(1)求得唇口点Di的r向坐标。
接着，求解机体基准流场AiBiRi。具体的，类似于S1步骤中求解机体基准流ABR过程。如图11所示，差别在于求解激波依赖区AiCi,1Ri的过程拆分为两个部分依次求解：AiDi激波依赖区AiCi,2Di和区域Ci,2Ci,1RiDi。目的是确定过Di的左行特征线DiCi,2。
S32：求解子午面内唇口反射激波位置及流动参数；
基于图11中机体基准流场AiBiRi，图12中唇口反射激波DiCi切割出了该子午面的前体基准流场AiCiDi。
给定唇口反射激波DiCi后的气流方向角分布，见公式(15)。具体的，将唇口点Di作为求解唇口反射激波DiCi的起始点。唇口点Di的坐标已由步骤S3.1求得，流动参数是运用斜激波关系式，根据当地激波角求解。运用预估-校正法迭代求解唇口反射激波下一点的坐标和流动参数，直到唇口反射激波到达AiBi交于肩点Ci，最后利用斜激波理论求解肩点Ci后的流动参数。详细求解方法参考[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：国防科学与技术大学(博士).2016]中4.2节由尖头回转体设计内外流一体化轴对称基准流场模型方法第(3)步。
Figure GDA0002386769380000131
其中，
Figure GDA0002386769380000132
为唇口反射激波DiCi后的气流方向角沿DiCi的分布。θ表示气流方向角分布，其中下标DiCi表示从唇口点Di出发到达该子午面内的基准体母线AiBi为止的激波，称为唇口反射激波，具体的Di是唇口点，Ci是从唇口点Di出发的唇口反射激波与该子午面内的基准体母线AiBi的交点，同时Ci也是唇口反射激波DiCi的末端点；下标中的2表示唇口发射激波DiCi后的参数，x即为x-r柱坐标系内横向或水平坐标；
S33：求解子午面内唇口反射激波依赖区流场及唇罩内壁面流线；
如图13所示，唇口反射激波DiCi依赖区DiCiEi由唇口反射激波DiCi、流线DiEi和过Ci点的右行马赫线EiCi围成。其中，已知参数包括唇口反射激波DiCi的波后流动参数以及位置坐标。唇口反射激波依赖区DiCiEi内流场由流线和右行马赫线构成。如图13所示，图中流线38和右行马赫线39是组成流场网格的任意两条特征线，两者的交点即为内点40。从唇口反射激波DiCi出发，通过流线点单元过程计算唇口反射激波依赖区DiCiEi内一系列流线以及流线点。其中，求解得到的流线DiEi即为唇罩内壁面的一部分。
具体求解方法参考[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：国防科学与技术大学(博士).2016]中4.2节由尖头回转体设计内外流一体化轴对称基准流场模型方法第(S4)步。
S34：求解子午面内稳定区流场及唇罩内壁面流线；
如图14所示，由S3.3步骤中求解得到的过Ci点右行马赫线EiCi以及给定中心体壁面CiGi的倾斜角分布(见公式(16))和马赫数分布(见公式(17))，利用有旋特征线理论的流线点单元过程计算子午面内的稳定区流场EiCiGiFi以及唇罩内壁面流线EiFi。求解过程中，从Ei出发的流线到达稳定区出口截面41时计算完成，其中过Fi的右行马赫线即为稳定区流场出口FiGi。
Figure GDA0002386769380000141
Figure GDA0002386769380000142
具体的，求解方法参考[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：国防科学与技术大学(博士).2016]中4.2节由尖头回转体设计内外流一体化轴对称基准流场模型方法第(5)步。
其中公式(16)中，
Figure GDA0002386769380000143
为该子午面内前体/进气道基准流场内中心体壁面CiGi的沿程倾斜角分布，其中δ表示倾斜角分布，下标CiGi表示该子午面基准流场内的中心体壁面；
Figure GDA0002386769380000144
表示该子午面内前体/进气道基准流场内中心体壁面CiGi上沿着x方向的倾斜角分布函数，x表示该子午面内纵向坐标，
Figure GDA0002386769380000145
表示Ci点的x向坐标，
Figure GDA0002386769380000146
表示Ci点的x向坐标。
其中公式(17)中，
Figure GDA0002386769380000147
为该子午面内前体/进气道基准流场内中心体壁面CiGi的沿程马赫数分布。其中M表示马赫数分布，下标CiGi表示该子午面基准流场内的中心体壁面，
Figure GDA0002386769380000148
表示该子午面内前体/进气道基准流场内中心体壁面CiGi上沿着x方向的马赫数分布函数，x表示该子午面内纵向坐标，
Figure GDA0002386769380000149
表示Ci点的x向坐标，
Figure GDA0002386769380000151
表示Ci点的x向坐标。
S35：输出该子午面内组成唇罩内壁面的流线；
如图14所示，该子午面内的前体-进气道基准流场AiCiGiFiEiDi由前体激波AiDi依赖区AiCiDi、唇口反射激波DiCi依赖区DiCiEi以及稳定区EiCiGiFi组成。前体-进气道基准流场AiCiGiFiEiDi用于生成本发明飞行器中构成前体-进气道型面的流线。
其中，用于生成唇罩内壁面的流线Di-Ei-Fi已在求解前体-进气道基准流场AiCiGiFiEiDi的过程中获得，可直接输出。
S4：在前体-进气道基准流场和机体基准流场内进行流线追踪，生成并输出构成全乘波飞行器气动外形的流线；
S41：在每个子午面的前体-进气道基准流场内，求解并输出前体-进气道型面流线；
如图15所示，在子午面内的前体-进气道基准流场AiCiGiFiEiDi内利用流线追踪方法求解从前缘点Pi出发的流线Pi-Si-Qi，流线Pi-Si-Qi到达进气道出口截面41时结束。流线Pi-Si-Qi是构成前体-进气道内流道型面的流线。其中流线Di-Ei-Fi即为构成唇罩内壁面的流线。
如图16所示，其中流线Pi-Si-Qi的水平投影型线44和流线Di-Ei-Fi的水平投影型线43是的起始点分别是前缘点Pi水平投影点29和唇口点Di水平投影点30，末端点45和46均在截止平面41上。并且，前缘点Pi水平投影点29和唇口点Di水平投影点30均在前体激波AiDi水平投影型线42上。
S42：在机体基准流场内，求解并输出构成唇罩外壁面的流线；
以求解相位角为φ的子午面内的唇罩外壁面流线的求解过程为例进行说明。如图17所示，在机体基准ABR中通过流线追踪法求解流线DiHi。流线DiHi是构成唇罩外壁面流线，其末端点Hi在底面10上。本步骤中，唇口点Di的坐标已在S2.4中求得。子午面内机体基准ABR的求解过程见S1。
S43：在机体基准流场内，求解并输出构成机翼下表面的流线；
如图18所示，机翼前缘线水平投影型线上的离散点50是S2.5步骤中求解的某个离散点。根据机翼前缘线水平投影型线离散点50可以确定对应的机翼前缘点平面49。从机翼前缘线水平投影型线离散点50出发的机翼下表面流线水平投影48的末端点在底面10上。
根据机翼前缘点平面49同时确定与机翼前缘线水平投影型线离散点50对应的机翼前缘线离散点。如图19所示，机翼前缘点平面49确定了机体基准流场ABR中的机翼前缘点Mi。从机翼前缘点Mi出发，通过流线追踪法求得子午面内的机翼下表面流线MiNi。流线MiNi定义在柱坐标系内，通过坐标变换将该柱坐标系流线坐标转换到三维笛卡尔坐标系内。
S5：根据输出的流线几何放样生成不同水滴型进气道全乘波部件，并通过自由流面法生成上表面；
将输出的不同部件的流线组合放样得到全乘波部件，全乘波上表面采用自由流线法生成(参见[丁峰.高超声速滑翔-巡航两级乘波设计方法研究[D].长沙：国防科学与技术大学(硕士).2012.]中4.1节)。
已知参数分为基准流场设计参数和几何外形设计参数，统称为全乘波体飞行器的输入条件。
基准流场设计参数分为机体基准流场以及前体-进气道基准流场两种。机体基准流场详细求解过程见S1，设计输入条件包括：超声速来流条件(M0>1，P0，T0)、机体基准流场ABR母线激波AR曲线方程(βA，βR，xA，rA，xR，rR)、等熵压缩区C1BR等熵压缩壁面C1B(δB，xB，rB)。前体-进气道基准流场详细求解过程见S3，设计输入参数包括，唇口反射激波DiCi后的气流方向角分布
Figure GDA0002386769380000161
中心体壁面CiGi的倾斜角分布和马赫数分布
Figure GDA0002386769380000162
Figure GDA0002386769380000163
几何外形设计参数包括不同部件的前缘线水平投影型线的设计输入，包括前体前缘线水平投影型线(L1，Wcowl，L，xB，n1)，唇口水平投影型线(L2，Wcowl，L，xB，n2)，机翼前缘线水平投影型线(L1，Wcowl，W，L，xB，δw1，δw2)。
下面提供本发明的一具体实施例，具体如下：
机体基准流场设计参数见表1，前体-进气道基准流场设计参数见表2。几何外形设计输入参数见表3。
表1
Figure GDA0002386769380000164
表2
Figure GDA0002386769380000165
表3
Figure GDA0002386769380000171
图20(a)、图20(b)、图20(c)分别为全乘波飞行器具体实施例的三视图。测试模型具有三维唇口型线，使得进气口外形具有水滴形的特征。因此，从外形上来说实现了本文的设计初衷。接下来为了验证设计方案是否满足全乘波特性，测试模型在设计工况下的流场结构需要检验。
如图21所示，全乘波设计工况下不同纵向截面无粘马赫数线图显示：飞行器激波能够贴附在前缘线上，实现了飞行器整体乘波的要求。图22和图23展示了不同子午面内的无量纲压力云图，其中前体和唇罩外壁面产生的激波附体与设计激波一致，符合设计要求。唇口反射激波入射位置基本上位于肩点处，满足设计要求。
实施例二
基于上述实施例一，本发明提供一种全乘波飞行器设计系统，包括存储器和处理器，所述存储器存储有全乘波飞行器设计程序，所述处理器在运行所述全乘波飞行器设计程序时执行上述方法任意实施例的步骤。
实施例三
本发明实施例还提供一种全乘波飞行器，包括水滴形进气道，参见图1及图20(a)、图20(b)、图20(c)。其中进气道由前体/进气道型面52和唇罩内壁面56连接并围设形成类水滴形状，唇罩外壁面53位于唇罩内壁面56外部，唇罩外壁面53头部与前体固定连接，唇罩外壁面53两侧分别与机翼下表面54固定连接；飞行器上表面55与前体固定连接。上述全乘波飞行器，能直接根据设计需求来调整和优化飞行器外形，实现唇口型线设计域的三维化，通过前缘线水平投影外形获得飞行器升力分布，通过对水平投影外形的设计，气动设计人员可以更加直接的根据设计需求来调整和优化飞行器外形，大大缩短了设计周期，有利于提高设计效率。
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 (9)

1.一种全乘波飞行器设计方法，其特征在于，包括：
步骤S1，根据给定机体基准流场设计参数求解获得机体基准流场；
步骤S2，根据给定全乘波飞行器前缘线、进气道唇口以及机翼前缘线水平投影型线的方程，离散并求解上述三条曲线离散点；
步骤S3，根据给定前体-进气道基准流场参数，循环求解每个前体前缘线水平投影型线离散点对应的子午面内的前体-进气道基准流场；
步骤S4，在前体-进气道基准流场和机体基准流场内进行流线追踪，生成并输出构成全乘波飞行器气动外形的流线；
步骤S5，根据输出的流线几何放样生成不同水滴型进气道全乘波部件，并通过自由流面法生成上表面；
机体基准流场为一体轴对称三维流场，由激波依赖区AC1R和等熵压缩区C1BR构成；包括：
步骤S11，根据给定激波AR的两端点A和R在柱坐标系内二维坐标以及待求曲线在上述两端点A和R处的激波角βA、βR，求解获得机体基准流场ABR母线激波AR的曲线方程；
步骤S12，根据给定激波AR和超声速来流条件，求解机体基准流场激波依赖区AC1R中各流线点的位置坐标和流动参数；
步骤S13，根据步骤S12中获得的C1的位置坐标、已知点B在柱坐标系内二维坐标以及待求曲线在点C1和B处的倾斜角δC1、δB，求解等熵压缩区C1BR的等熵压缩壁面曲线C1B；
步骤S14，根据等熵压缩壁面曲线C1B通过网格点插值求解机体基准流场等熵压缩区C1BR内任意点流场信息。
2.如权利 要求1所述的全乘波飞行器设计方法，其特征在于，步骤S11中：
激波AR的曲线方程形式见公式(1)：
r＝ax3+bx2+cx+d
(1)
Figure FDA0003000264290000021
其中xA，rA是A点x向和r向的坐标，xR，rR是R点坐标，βA，βR是A点和R点的激波角；
步骤S13中等熵压缩壁面曲线C1B为三次多项式曲线，曲线方程为：
f(x)＝r＝a1x3+b1x2+c1x+d1
(3)
Figure FDA0003000264290000022
a1，b1，c1，d1公式(3)中未知系数，公式(4)中xC1，rC1是C1点坐标；xB，rB是B点的坐标；δC1，δB是曲线C1B在C1和B两点的倾斜角。
3.如权利 要求2所述的全乘波飞行器设计方法，其特征在于，所述步骤S2包括：
步骤S21，根据已知参数前体前缘线水平投影型线的长度L1和唇口水平投影型线的长度L2、唇口水平投影型线的宽度Wcowl/2以及飞行器长度L，求解均为幂次曲线的前体前缘线水平投影型线方程和进气道唇口水平投影型线方程；
步骤22，根据给定参数包括前体前缘线水平投影型线的长度L1以及前体-进气道部件的宽度Wcowl、飞行器长度L和宽度W、机翼前缘线水平投影型线两个端点的倾斜角δw1和δw2，求解为三次曲线的机翼前缘线水平投影型线方程；
步骤23，根据给定前体前缘线水平投影型线离散点数目，按照前体前缘线水平投影型线的长度均匀离散前体前缘线水平投影型线；
步骤24，根据与前体前缘线水平投影型线离散点处于同一机体基准流场激波水平投影型线上的唇口水平投影型线离散点对应子午面的相位角相同，求解与前体前缘线水平投影型线离散点处于同一机体基准流场激波水平投影型线上的唇口水平投影型线离散点坐标；
步骤25，根据给定机翼前缘线水平投影型线离散点数目及机翼前缘线水平投影型线的长度均匀离散机翼前缘线水平投影型线。
4.如权利要求3所述的全乘波飞行器设计方法，其特征在于，所述步骤S21中前体前缘线水平投影型线和唇口水平投影型线均为幂次曲线，分别参见公式(5)和公式(6)：
Figure FDA0003000264290000031
Figure FDA0003000264290000032
公式(5)和公式(6)中待定系数a1，b1和a2，b2的求解见公式(7)、(8)、9)、(10)：
Figure FDA0003000264290000033
b1＝-xB+L (8)
Figure FDA0003000264290000034
b2＝xB-L+L1+L2 (10)
L1，L2分别为前体前缘线水平投影型线和唇口水平投影型线的长度，唇口水平投影型线的宽度为Wcowl/2，飞行器长度为L，给定前体前缘线水平投影型线和唇口水平投影型线的幂次n1，n2和基准流场底面的x坐标xB；
步骤S22中，机翼前缘线水平投影型线为三次曲线，具体为：
z＝a3+b3x+c3x2+d3x3 (11)
公式(11)中未知系数a3、b3、c3、d3的求解见公式(12)：
Figure FDA0003000264290000035
给定参数包括前体前缘线水平投影型线的长度L1，以及前体-进气道部件的宽度Wcowl、飞行器长度L和宽度W、机翼前缘线水平投影型线两个端点的倾斜角δw1和δw2；
步骤S23中，确定前体前缘线水平投影型线上相邻离散点之间的弧长，具体为：
ΔS＝S/(N-1) (13)
N为给定离散点数目；
步骤S24中，与前体前缘线水平投影型线离散点处于同一机体基准流场激波水平投影型线上的唇口水平投影型线离散点对应子午面的相位角相同，具体为：
Figure FDA0003000264290000041
xfb,h1(xfb)表示前体前缘线水平投影型线离散点的x、z向坐标，xcl，h2(xcl)表示唇口底面投影型线离散点的x、z向坐标，函数f(xfb)和f(xcl)分别表示相位角为
Figure FDA0003000264290000042
的子午面内的前体前缘线离散点Pi和唇口型线离散点Di在的柱坐标系内的r向坐标。
5.如权利要求4所述的全乘波飞行器设计方法，其特征在于，所述步骤S3包括：
步骤S31，根据唇口水平投影型线离散点的水平坐标，求解子午面内机体基准流场；
步骤S32，根据步骤S31获得子午面内机体基准流场及给定唇口反射激波DiCi后的气流方向角分布，求解子午面内唇口反射激波位置及流动参数；
步骤S33，根据已知参数唇口反射激波DiCi的波后流动参数以及位置坐标求解子午面内唇口反射激波依赖区流场及唇罩内壁面流线；
步骤S34，根据S33步骤得到的过Ci点右行马赫线EiCi以及给定中心体壁面CiGi的倾斜角分布和马赫数分布，利用有旋特征线理论的流线点单元过程，求解子午面内稳定区流场及唇罩内壁面流线；
步骤S35，输出该子午面内组成唇罩内壁面的流线。
6.如权利要求5所述的全乘波飞行器设计方法，其特征在于，步骤S32中，给定唇口反射激波DiCi后的气流方向角沿DiCi的分布
Figure FDA0003000264290000043
具体为：
Figure FDA0003000264290000044
其中：θ表示气流方向角分布，其中下标DiCi表示从唇口点Di出发到达该子午面内的基准体母线AiBi为止的激波，称为唇口反射激波，具体的Di是唇口点，Ci是从唇口点Di出发的唇口反射激波与该子午面内的基准体母线AiBi的交点，同时Ci也是唇口反射激波DiCi的末端点；下标2表示唇口发射激波DiCi后的参数，x为x-r柱坐标系内水平坐标；
Figure FDA0003000264290000051
分别为点Di、Ci的水平坐标；
步骤S33中，过Ci点右行马赫线EiCi以及给定中心体壁面CiGi的倾斜角分布具体为：
Figure FDA0003000264290000052
过Ci点右行马赫线EiCi以及给定中心体壁面CiGi的马赫数分布具体为：
Figure FDA0003000264290000053
其中公式(16)中，
Figure FDA0003000264290000054
为该子午面内前体-进气道基准流场内中心体壁面CiGi的沿程倾斜角分布，其中δ表示倾斜角分布，下标CiGi表示该子午面基准流场内的中心体壁面；
Figure FDA0003000264290000055
表示该子午面内前体-进气道基准流场内中心体壁面CiGi上沿着x方向的倾斜角分布函数，x表示该子午面内纵向坐标，
Figure FDA0003000264290000056
表示Ci点的x向坐标，
Figure FDA0003000264290000057
表示Ci点的x向坐标；
其中公式(17)中，
Figure FDA0003000264290000058
为该子午面内前体-进气道基准流场内中心体壁面CiGi的沿程马赫数分布，其中M表示马赫数分布，下标CiGi表示该子午面基准流场内的中心体壁面，
Figure FDA0003000264290000059
表示该子午面内前体/进气道基准流场内中心体壁面CiGi上沿着x方向的马赫数分布函数，x表示该子午面内纵向坐标，
Figure FDA00030002642900000510
表示Ci点的x向坐标，
Figure FDA00030002642900000511
表示Ci点的x向坐标。
7.如权利要求6所述的全乘波飞行器设计方法，其特征在于，步骤S4包括：
步骤S41，在每个子午面的前体-进气道基准流场内，求解并输出前体-进气道型面流线；
步骤S42，根据唇口点Di坐标在机体基准流场ABR中通过流线追踪法，求解并输出构成唇罩外壁面的流线；
步骤S43，根据机翼前缘线水平投影型线离散点，在机体基准流场内，求解并输出构成机翼下表面的流线。
8.一种全乘波飞行器设计系统，其特征在于，包括存储器和处理器，所述存储器存储有全乘波飞行器设计程序，所述处理器在运行所述全乘波飞行器设计程序时执行上述权利要求1～7任一项所述方法的步骤。
9.一种全乘波飞行器，其特征在于，采用权利要求1至7任一项全乘波飞行器设计方法设计得到，包括水滴形进气道。
CN201911415159.9A 2019-12-31 2019-12-31 一种全乘波飞行器及其设计方法和系统 Active CN111003196B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201911415159.9A CN111003196B (zh) 2019-12-31 2019-12-31 一种全乘波飞行器及其设计方法和系统

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201911415159.9A CN111003196B (zh) 2019-12-31 2019-12-31 一种全乘波飞行器及其设计方法和系统

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN111003196A CN111003196A (zh) 2020-04-14
CN111003196B true CN111003196B (zh) 2021-07-16

Family

ID=70119871

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201911415159.9A Active CN111003196B (zh) 2019-12-31 2019-12-31 一种全乘波飞行器及其设计方法和系统

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN111003196B (zh)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111399531B (zh) * 2020-04-23 2023-04-07 中国人民解放军国防科技大学 高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化设计方法
CN114872921B (zh) * 2022-07-11 2022-10-14 西北工业大学 一种带鸭翼的变工况马赫数乘波体设计方法及系统
CN115571366B (zh) * 2022-10-27 2023-11-03 北方工业大学 一种空天飞行器波浪型转动翼设计方法

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1818257A2 (en) * 2006-02-14 2007-08-15 Lockheed Martin Corporation Integrated inward turning inlets and nozzles for hypersonic air vehicles
US8256706B1 (en) * 2009-10-08 2012-09-04 The Boeing Company Integrated hypersonic inlet design
CN103662087A (zh) * 2013-12-11 2014-03-26 厦门大学 高超声速飞行器与进气道内外乘波一体化设计方法
CN104210672A (zh) * 2014-07-18 2014-12-17 中国人民解放军国防科学技术大学 高超声速乘波机身与进气道一体化设计方法
CN106005475A (zh) * 2016-07-14 2016-10-12 中国人民解放军国防科学技术大学 高超声速内外流一体化全乘波飞行器设计方法
CN108331665A (zh) * 2018-03-29 2018-07-27 中国科学院力学研究所 全流量捕获的高超声速变截面内转式进气道快速设计方法

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1818257A2 (en) * 2006-02-14 2007-08-15 Lockheed Martin Corporation Integrated inward turning inlets and nozzles for hypersonic air vehicles
US8256706B1 (en) * 2009-10-08 2012-09-04 The Boeing Company Integrated hypersonic inlet design
CN103662087A (zh) * 2013-12-11 2014-03-26 厦门大学 高超声速飞行器与进气道内外乘波一体化设计方法
CN104210672A (zh) * 2014-07-18 2014-12-17 中国人民解放军国防科学技术大学 高超声速乘波机身与进气道一体化设计方法
CN106005475A (zh) * 2016-07-14 2016-10-12 中国人民解放军国防科学技术大学 高超声速内外流一体化全乘波飞行器设计方法
CN108331665A (zh) * 2018-03-29 2018-07-27 中国科学院力学研究所 全流量捕获的高超声速变截面内转式进气道快速设计方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN111003196A (zh) 2020-04-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN111003196B (zh) 一种全乘波飞行器及其设计方法和系统
Zhao et al. An overview of research on wide-speed range waverider configuration
CN106005475B (zh) 高超声速内外流一体化全乘波飞行器设计方法
CN109250144B (zh) 后掠角及上/下反角直接可控的吻切锥乘波体设计方法
CN104210672B (zh) 高超声速乘波机身与进气道一体化设计方法
CN109927917B (zh) 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
CN109573092B (zh) 吻切轴对称冯卡门乘波体设计方法
CN105667812B (zh) 高超声速飞行器前体、进气道和机翼乘波一体化设计方法
CN110450963B (zh) 高超声速飞行器机体与内转式进气道一体化设计方法及系统
CN109573093B (zh) 融合低速翼型的吻切轴对称冯卡门乘波体设计方法
KR102616901B1 (ko) 넓은 속도 범위 극초음속기의 공기역학적 구성 설계 방법 및 시스템
CN104912667A (zh) 一种分步进行的高超声速内收缩进气道设计方法
Slater Methodology for the design of streamline-traced external-compression supersonic inlets
Yu et al. 3D inverse method of characteristics for hypersonic bump-inlet integration
CN112389626A (zh) 一种尖化前缘涡波一体固定翼跨域高超气动布局
CN109279043B (zh) 融合低速翼型的冯卡门乘波体设计方法
Kim et al. Mail-slot nacelle shape design for N3-X hybrid wing-body configuration
CN105539863B (zh) 高超声速飞行器前体、进气道及支板一体化气动布局方法
CN109606728B (zh) 一种高超声速飞行器前体设计方法及系统
Zhang et al. Novel integration methodology for an inward turning waverider forebody/inlet
CN107016199B (zh) 一种无激波边界层排移鼓包的设计方法
Xianhong et al. Investigation of a wide range adaptable hypersonic dual-waverider integrative design method based on two different types of 3d inward-turning inlets
Nemnem et al. Contra-rotating ducted fan aerothermodynamic design procedure for unmanned applications
Khalid et al. Aerodynamic optimization of box wing–a case study
CN115221639B (zh) 适用于飞翼布局背负式半埋入进气道唇口参数化设计方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant