CN115871913B - 一种高升阻比吸气式飞行器一体化气动布局的构建方法 - Google Patents

一种高升阻比吸气式飞行器一体化气动布局的构建方法 Download PDF

Info

Publication number
CN115871913B
CN115871913B CN202310173124.9A CN202310173124A CN115871913B CN 115871913 B CN115871913 B CN 115871913B CN 202310173124 A CN202310173124 A CN 202310173124A CN 115871913 B CN115871913 B CN 115871913B
Authority
CN
China
Prior art keywords
precursor
air inlet
curve
inlet channel
profile curve
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
CN202310173124.9A
Other languages
English (en)
Other versions
CN115871913A (zh
Inventor
陈兵
贾洪印
李思逸
吴晓军
刘深深
余婧
张培红
周桂宇
韩青华
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.)
Computational Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center
Original Assignee
Computational Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center
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 Computational Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center filed Critical Computational Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center
Priority to CN202310173124.9A priority Critical patent/CN115871913B/zh
Publication of CN115871913A publication Critical patent/CN115871913A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN115871913B publication Critical patent/CN115871913B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • 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

  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

本发明涉及飞行器气动布局设计技术领域，公开了一种高升阻比吸气式飞行器一体化气动布局的构建方法，该气动布局，包括由前体侧缘轮廓曲线、纵向对称面轮廓曲线和前体末端横截面轮廓曲线组成的乘波前体；其中，纵向对称面轮廓曲线是在外压缩流场中前体侧缘轮廓曲线对称面处离散点获取的追踪流线，前体末端横截面轮廓曲线是在外压缩流场中由前体侧缘轮廓曲线各离散点追踪流线在末端截止后形成的拟合曲线。本发明解决了现有技术存在的内转进气道与弹身之间的匹配设计困难，难以满足高超声速、高升阻比和超远航程的需求等问题。

Description

一种高升阻比吸气式飞行器一体化气动布局的构建方法
技术领域
本发明涉及飞行器气动布局设计技术领域，具体是一种高升阻比吸气式飞行器一体化气动布局的构建方法。
背景技术
高超声速状态下，超燃冲压发动机净推力小，为维持吸气式高超声速飞行器的远航程飞行，气动布局设计在增大升阻比的同时，必须减小飞行阻力以维持推阻平衡，而机体/推进一体化布局是该类飞行器的必然选择，其核心在于气动外形及其与流道的匹配设计。
当前一体化设计关注的重点是飞行器前体与进气道的匹配问题。中科院的崔凯等采用双乘波前体设计思想，将前体前端设计为乘波体压缩面，对来流气体做预压缩，后端接三维内收缩进气道，将形成的流道置于机身两侧，结合抛物型曲线形成的曲面光滑过渡成双流道前体/进气道一体化布局。中国空气动力研究与发展中心的贺旭照等采用特征线理论设计基准的内锥流场，结合密切锥乘波体设计思想，实现密切内锥乘波前体与进气道的一体化设计，分析结果显示在自由来流马赫数为5和6状态下，进气道总压恢复在0.4以上，流量系数在0.86以上，其性能维持在较高的水平，且出口气流参数比较均匀。南航的Xu-dong Wang等建立了一套基于多级吻切锥乘波体和Busemann进气道的一体化设计方法，Busemann进气道作为第三级等熵压缩段，将产生更高的总压恢复和流量系数，相对于多级乘波体，在设计点和非设计点，该类布局具有更小的阻力系数和更高的升阻比。
因此，内转进气道可有效提升内流性能，是未来的主流进气形式之一。但内转进气道与弹身之间的匹配设计困难，考虑国家未来发展对高超声速飞行器具备高超声速、高升阻比和超远航程的需求，因此，亟待发展一种内转进气道和高升阻比弹身之间的一体化布局高效设计方法。
发明内容
为克服现有技术的不足，本发明提供了一种高升阻比吸气式飞行器一体化气动布局的构建方法，解决现有技术存在的内转进气道与弹身之间的匹配设计困难，难以满足高超声速、高升阻比和超远航程的需求等问题。
本发明解决上述问题所采用的技术方案是：
一种高升阻比吸气式飞行器一体化气动布局，包括由前体侧缘轮廓曲线、纵向对称面轮廓曲线和前体末端横截面轮廓曲线组成的乘波前体；其中，纵向对称面轮廓曲线是在外压缩流场中前体侧缘轮廓曲线对称面处离散点获取的追踪流线，前体末端横截面轮廓曲线是在外压缩流场中由前体侧缘轮廓曲线各离散点追踪流线在末端截止后形成的拟合曲线。
作为一种优选的技术方案，包括设于前体侧缘轮廓曲线末端的进气道与前体交点、与进气道与前体交点连接的进气道入口型面、与进气道入口型面连接的进气道入口型面虚拟流管，进气道与前体交点连接有前体/进气道交点追踪流线，前体/进气道交点追踪流线连接有进气道压缩面；其中，进气道压缩面由在Buseman流场中获取各离散点的追踪流线建立。
作为一种优选的技术方案，通过前体/进气道交点追踪流线的角度和/或位置，能实现进气道压缩面与前体侧缘轮廓曲线的光滑过渡。
一种高升阻比吸气式飞行器一体化气动布局的构建方法，构建所述的一种高升阻比吸气式飞行器一体化气动布局，包括以下步骤：
S1，根据容积约束，初步确定飞行器的头部和机身的外形特征和尺寸；再根据飞行航程需求，确定升阻比
Figure SMS_1
、发动机推力/>
Figure SMS_2
和燃料质量/>
Figure SMS_3
；
S2，生成初始的前体侧缘轮廓曲线、外压缩流场，结合前体侧缘轮廓曲线，通过流线追踪生成乘波前体下表面；前体末端横截面轮廓曲线的背风面形状通过CST曲线控制，并与前体侧缘轮廓曲线结合生成乘波前体上表面；
S3，构建内流流场；
S4，定义内流的流场区域半径，并对步骤S生成的内流流场进行截取，获取圆柱形内流场，保证流场的Buseman流场入口轮廓与进气道与前体交点重合，以圆心与进气道与前体交点的相对位置作为设计变量；
S5，基于升/重平衡和操/稳需求，确定翼/舵的形状、尺寸和位置分布，生成内转进气的高升阻比一体化飞行器气动布局。
作为一种优选的技术方案，步骤S2中，利用如下二次曲线，生成初始的前体侧缘轮廓曲线：
Figure SMS_4
；
其中，x为机身纵向位置的参数变量，y为侧向宽度方向位置的参数变量，a、b、c、d、e、f为方程对应各项的系数，a、b、c、d、e、f由飞行器最大宽度和长度确定。
作为一种优选的技术方案，步骤S2中，基于Taylor-Maccoll方程生成外锥流场；步骤S3中，基于Taylor-Maccoll方程构建内流流场；Taylor-Maccoll方程如下：
Figure SMS_5
；
其中，
Figure SMS_6
表示圆锥射线的速度分量,/>
Figure SMS_7
表示射线与圆锥轴线的夹角,/>
Figure SMS_8
表示比热比,/>
Figure SMS_9
表示来流最大马赫数。
作为一种优选的技术方案，步骤S2中，前体末端横截面轮廓曲线的背风面形状通过下式的CST曲线控制：
Figure SMS_10
；
其中，
Figure SMS_13
表示曲线纵向位置相对值,/>
Figure SMS_15
表示CST曲线函数,/>
Figure SMS_18
表示类别函数,/>
Figure SMS_12
表示形状函数,/>
Figure SMS_16
是类别函数第一项的指数，/>
Figure SMS_19
是类别函数第二项的指数，/>
Figure SMS_20
和
Figure SMS_11
定义几何外形的类别,i表示Bernstein多项式中的指数,n表示Bernstein多项式阶数,
Figure SMS_14
表示引入的权重因子,/>
Figure SMS_17
表示组合数。
作为一种优选的技术方案，步骤S3中，根据发动机推力需求，初步明确发动机的进气量，进而得到进气道的进气面积参数，构建出异型的进气道入口型面，保证进气道入口型面与前体侧缘轮廓曲线形成进气道与前体交点，进气道入口型面沿来流方向向后拉伸生成进气道入口型面虚拟流管。
作为一种优选的技术方案，步骤S4中，内流入口圆心和前体交点形成的连线，与水平面形成夹角，调整该夹角使之与飞行内流道长度约束匹配，并求出圆柱形内流场的第一道马赫波面与进气道入口型面虚拟流管的交线，得到与机身构型适配的进气道入口型面。
作为一种优选的技术方案，步骤S5中，通过下式确定进气道入口型面的进气平面形状面积
Figure SMS_21
：
Figure SMS_22
；
其中，
Figure SMS_23
为发动机比冲，/>
Figure SMS_24
为发动机的推力需求，/>
Figure SMS_25
为来流密度，/>
Figure SMS_26
为来流马赫数，/>
Figure SMS_27
为来流声速。
本发明相比于现有技术，具有以下有益效果：
（1）本发明在保证弹身和流道高度一体化的同时，可以忽略机身对内流性能的负面影响，大大提升了超燃冲压发动机的工作性能，改善该类布局的推阻匹配问题；
（2）本发明通过将内转进气道的内流场和飞行器气动外形的外流场高度融合，通过流线追踪和外形参数优化，大幅减小飞行器阻力，同时充分利用进气道对气动法向力的正向增益，飞行器的实际巡航升阻比可达4.3。
附图说明
图1为飞行器前体与Buseman流场拼接示意图；
图2为流线追踪内转进气道与前体一体化布局示意图；
图3为高超声速飞行器迎风面布局图；
图4为高超声速飞行器背风面布局图；
图5为外压缩流场示意图；
图6为Buseman内压缩流场示意图。
附图中标记及其相应的名称：1-前体侧缘轮廓曲线，2-纵向对称面轮廓曲线，3-前体末端横截面轮廓曲线，4-Buseman流场入口轮廓，5-进气道入口型面，6-进气道入口型面流管与Buseman流场入口激波的相交线，7-进气道入口型面虚拟流管，8-进气道与前体交点，9-前体/进气道交点追踪流线，10-进气道压缩面，11-进气道出口追踪型面，12-弹身截面参数化控制曲线，13-弹尾截面参数化控制曲线，14-机翼，15-腹鳍，16-垂尾，17-圆锥，18-外流圆锥激波，19-外流追踪流线，20-圆锥马赫波，21-内流追踪流线，22-内流圆锥激波。
具体实施方式
下面结合实施例及附图，对本发明作进一步的详细说明，但本发明的实施方式不限于此。
实施例1
如图1至图6所示，为了满足未来飞行器高超声速、远航程和高机动飞行需求，本发明提供了一种内转进气道和高升阻比机身的一体化布局及其构建方法，以改善内转进气道在吸气式高超声速飞行器气动布局设计上存在的不足，可指导未来吸气式高超声速飞行器气动布局的设计。本发明将通过设计Buseman流场，并与乘波机身外流场进行拼接，设计三角截圆的异型进气口外形，并与参数化机身侧边轮廓进行合理连接，基于流线追踪获取高度一体化的内外流融合气动布局，既能减少机身对内流干扰影响，也保证飞行器的高升阻比气动性能。
为达到上述目的，本发明从飞行器和发动机布局高度一体化的角度，发展一种兼顾气动性能和发动机性能的飞行器布局。根据来流飞行状态构建如图5所示的外压缩流场，并离散自定义的前体侧缘轮廓曲线1（即乘波前体侧缘的轮廓曲线），在外压缩流场中利用流线追踪方法构获取每个离散点的外流追踪流线19，基于外流追踪流线19构建锥导乘波前体布局，形成由前体侧缘轮廓曲线1、纵向对称面轮廓曲线2和前体末端横截面轮廓曲线3组成的基本外形，其中纵向对称面轮廓曲线2是前体侧缘轮廓曲线1对称面处离散点获取的外流追踪流线19，而前体末端横截面轮廓曲线3是由前体侧缘轮廓曲线1各离散点外流追踪流线19在末端截止后形成的拟合曲线；更进一步的，建立如图6所示的Buseman内压缩流场，自定义进气道入口型面5，在前体侧缘轮廓曲线1末端形成进气道与前体交点8，离散进气道入口型面5，在Buseman流场中获取各离散点的内流追踪流线21，基于流线建立进气道压缩面10，并构建如图2所示的流线追踪内转进气道与前体一体化布局；更进一步的，在进气道与前体交点8处追踪形成前体/进气道交点追踪流线9，通过调整前体/进气道交点追踪流线9的角度和位置，实现进气道压缩面10与前体侧缘轮廓曲线1的光滑过渡，同时，通过拼装外流圆锥激波18和圆锥马赫波20，实现内外流一体化外形的高效乘波，改善飞行器迎风侧高压气流外溢效应，既提升进气道流量系数，也大幅提高小攻角状态下飞行器有效升阻比。
具体的技术方案如下：
步骤一：根据有效载荷（战斗部、导引头）等的容积约束，初步确定飞行器的头部和机身外形特征和尺寸，再根据飞行航程需求，确定升阻比
Figure SMS_28
、发动机推力/>
Figure SMS_29
和燃料质量/>
Figure SMS_30
。
步骤二：利用二次曲线（1），生成初始的前体侧缘轮廓曲线1。
Figure SMS_31
（1）
在设计点，基于Taylor-Maccoll方程（2）生成外锥流场（本实施例优选的外压缩流场为外锥流场），结合前体侧缘轮廓曲线1，通过流线追踪生成乘波前体下表面。
Figure SMS_32
（2）
乘波前体截止于前体、进气道结合处，此处的机身横截面背风面形状通过式（3）的CST曲线控制，并与乘波前缘结合生成前体上表面。
Figure SMS_33
（3）
步骤三：基于Taylor-Maccoll方程构建内流流场。根据发动机推力需求，初步明确发动机的进气量，进而得到进气道的进气面积等参数，构建出异型的进气型面。保证进气型面与机身侧缘在进气道与前体交点8处形成交点，进气型面沿来流方向向后拉伸生成进气道入口型面虚拟流管7。
步骤四：定义内流的流场区域半径
Figure SMS_34
，并对步骤三生成的内流流场进行截取，获取圆柱形内流场，保证流场的Buseman流场入口轮廓4与进气道与前体交点8重合，以圆心/>
Figure SMS_35
与进气道与前体交点8的相对位置（用/>
Figure SMS_36
与水平面的夹角/>
Figure SMS_37
表征）作为设计变量。由于其结果直接影响进气道压缩面的长度，需要与飞行内流道长度约束匹配，并求出圆柱形内流场的第一道马赫波面与进气道入口型面虚拟流管7的进气道入口型面流管与Buseman流场入口激波的相交线6，得到与机身构型适配的进气道入口型面。
对进气道入口型面流管与Buseman流场入口激波的相交线6进行离散化处理，得到表征进气道入口型面流管与Buseman流场入口激波的相交线6的若干离散点坐标
Figure SMS_38
，从该坐标点出发，基于步骤三所构建的内流流场，利用流线追踪算法，并在进气道出口追踪型面11处中止，使内流圆锥激波22与气道出口追踪型面11相交，得到各离散点对应的流线，基于这些流线可构建进气道压缩面10。
步骤五：调整弹身截面参数化控制曲线和弹尾截面参数化控制曲线13，保证内部燃料和设备安装空间需求，同时，基于升/重平衡和操/稳需求，确定机翼14、腹鳍15和垂尾16的形状、尺寸和位置分布，生成内转进气的高升阻比一体化飞行器气动布局。
实施例2
如图1至图6所示，作为实施例1的进一步优化，在实施例1的基础上，本实施例还包括以下技术特征：
如图1所示，假设飞行器设计点为Ma=6.5，设计圆锥半顶角为
Figure SMS_39
，生成圆锥流场，如图5所示。以前缘侧缘轮廓线为基准，通过离散并逐点开展流线追踪，基于生成的外流追踪流线19构建飞行器的前体乘波下表面。基于载荷的尺寸约束，确定飞行器头部的宽度W和高度H，利用CST曲线构建前体末端横截面轮廓曲线3的上表面外形，进而得到前体上表面气动外形。
构建发动机进气道入口型面5，型线采用三角截圆（三角形和圆形的组合外形）的平面形状，假设发动机的推力需求为
Figure SMS_40
，通过式（4）确定进气平面形状面积/>
Figure SMS_41
。式中，/>
Figure SMS_42
为发动机比冲，/>
Figure SMS_43
为来流密度，/>
Figure SMS_44
为来流马赫数，/>
Figure SMS_45
为来流声速。
Figure SMS_46
（4）
进气平面三角形的顶点与前体侧缘轮廓曲线1重合，将进气道入口型面5均匀离散为N等分，获得入口型线上的离散点
Figure SMS_47
，/>
Figure SMS_48
，…，/>
Figure SMS_49
，沿来流方向将各离散点向后拉伸形成进气道入口型面的进气道入口型面虚拟流管7。
如图2所示，假设来流马赫数为Ma=6.5，基于Taylor-Maccoll方程，在前体末端横截面轮廓曲线3的前体与前体交点8位置处构建Buseman流场。离散点建立的虚拟流管与内流场的第一道马赫波（圆锥马赫波20）的交点
Figure SMS_50
，/>
Figure SMS_51
，…，/>
Figure SMS_52
构成了进气道的真实入口（进气道入口型面流管与Buseman流场入口激波的相交线6）。从每个交点处进行流线追踪求解，并在进气道出口追踪型面11处截止，形成一系列的流线，基于这些流线生成内转进气道压缩面10，若压缩面过长，可进行适当的截短处理，初步构成外乘波前体、侧缘内转进气的耦合一体化外形，如图6所示。图6中，/>
Figure SMS_53
表示远场马赫数，/>
Figure SMS_54
表示径向速度，/>
Figure SMS_55
表示切向速度，/>
Figure SMS_56
表示相对对称轴夹角。
考虑飞行任务需求，明确燃料体积
Figure SMS_57
，合理确定机身初始外形尺寸，并通过多截面和桥接等曲面处理手段，生成飞行器机身外形。初步评估飞行器燃料和结构质量，明确机翼14面积/>
Figure SMS_58
，为保证增升和高速减阻的气动需求，采用大后掠梯形翼布局，后掠角为75°，翼型采用双弧翼。为保证横航向稳定性，采用垂尾16和腹鳍15的尾舵布局形式。如图3和图4所示。
如上所述，可较好地实现本发明。
本说明书中所有实施例公开的所有特征，或隐含公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合和/或扩展、替换。
以上所述，仅是本发明的较佳实施例而已，并非对本发明作任何形式上的限制，依据本发明的技术实质，在本发明的精神和原则之内，对以上实施例所作的任何简单的修改、等同替换与改进等，均仍属于本发明技术方案的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种高升阻比吸气式飞行器一体化气动布局的构建方法，其特征在于，构建高升阻比吸气式飞行器一体化气动布局，所述高升阻比吸气式飞行器一体化气动布局，包括由前体侧缘轮廓曲线（1）、纵向对称面轮廓曲线（2）和前体末端横截面轮廓曲线（3）组成的乘波前体；其中，纵向对称面轮廓曲线（2）是在外压缩流场中前体侧缘轮廓曲线（1）对称面处离散点获取的追踪流线，前体末端横截面轮廓曲线（3）是在外压缩流场中由前体侧缘轮廓曲线（1）各离散点追踪流线在末端截止后形成的拟合曲线；
包括设于前体侧缘轮廓曲线（1）末端的进气道与前体交点（8）、与进气道与前体交点（8）连接的进气道入口型面（5）、与进气道入口型面（5）连接的进气道入口型面虚拟流管（7），进气道与前体交点（8）连接有前体/进气道交点追踪流线（9），前体/进气道交点追踪流线（9）连接有进气道压缩面（10）；其中，进气道压缩面（10）由在Buseman流场中获取各离散点的追踪流线建立；
通过前体/进气道交点追踪流线（9）的角度和/或位置，能实现进气道压缩面（10）与前体侧缘轮廓曲线（1）的光滑过渡；
包括以下步骤：
S1，根据容积约束，初步确定飞行器的头部和机身的外形特征和尺寸；再根据飞行航程需求，确定升阻比
Figure QLYQS_1
、发动机推力/>
Figure QLYQS_2
和燃料质量/>
Figure QLYQS_3
；
S2，生成初始的前体侧缘轮廓曲线（1）、外压缩流场，结合前体侧缘轮廓曲线（1），通过流线追踪生成乘波前体下表面；前体末端横截面轮廓曲线（3）的背风面形状通过CST曲线控制，并与前体侧缘轮廓曲线（1）结合生成乘波前体上表面；
S3，构建内流流场；
S4，定义内流的流场区域半径，并对步骤S3生成的内流流场进行截取，获取圆柱形内流场，保证流场的Buseman流场入口轮廓（4）与进气道与前体交点（8）重合，以圆心与进气道与前体交点（8）的相对位置作为设计变量；
S5，基于升/重平衡和操/稳需求，确定翼/舵的形状、尺寸和位置分布，生成内转进气的高升阻比一体化飞行器气动布局。
2.根据权利要求1所述的一种高升阻比吸气式飞行器一体化气动布局的构建方法，其特征在于，步骤S2中，利用如下二次曲线，生成初始的前体侧缘轮廓曲线（1）：
Figure QLYQS_4
；
其中，x为机身纵向位置的参数变量，y为侧向宽度方向位置的参数变量，a、b、c、d、e、f为方程对应各项的系数，a、b、c、d、e、f由飞行器最大宽度和长度确定。
3.根据权利要求1所述的一种高升阻比吸气式飞行器一体化气动布局的构建方法，其特征在于，步骤S2中，基于Taylor-Maccoll方程生成外锥流场；步骤S3中，基于Taylor-Maccoll方程构建内流流场；Taylor-Maccoll方程如下：
Figure QLYQS_5
；
其中，
Figure QLYQS_6
表示圆锥射线的速度分量,/>
Figure QLYQS_7
表示射线与圆锥轴线的夹角,/>
Figure QLYQS_8
表示比热比,
Figure QLYQS_9
表示来流最大马赫数。
4.根据权利要求1所述的一种高升阻比吸气式飞行器一体化气动布局的构建方法，其特征在于，步骤S2中，前体末端横截面轮廓曲线（3）的背风面形状通过下式的CST曲线控制：
Figure QLYQS_10
；
其中，
Figure QLYQS_12
表示曲线纵向位置相对值,/>
Figure QLYQS_15
表示CST曲线函数,/>
Figure QLYQS_18
表示类别函数,/>
Figure QLYQS_13
表示形状函数,/>
Figure QLYQS_16
是类别函数第一项的指数，/>
Figure QLYQS_19
是类别函数第二项的指数，/>
Figure QLYQS_20
和/>
Figure QLYQS_11
定义几何外形的类别,i表示Bernstein多项式中的指数,n表示Bernstein多项式阶数,/>
Figure QLYQS_14
表示引入的权重因子,/>
Figure QLYQS_17
表示组合数。
5.根据权利要求1所述的一种高升阻比吸气式飞行器一体化气动布局的构建方法，其特征在于，步骤S3中，根据发动机推力需求，初步明确发动机的进气量，进而得到进气道的进气面积参数，构建出异型的进气道入口型面（5），保证进气道入口型面（5）与前体侧缘轮廓曲线（1）形成进气道与前体交点（8），进气道入口型面（5）沿来流方向向后拉伸生成进气道入口型面虚拟流管（7）。
6.根据权利要求1所述的一种高升阻比吸气式飞行器一体化气动布局的构建方法，其特征在于，步骤S4中，内流入口圆心和前体交点（8）形成的连线，与水平面形成夹角，调整该夹角使之与飞行内流道长度约束匹配，并求出圆柱形内流场的第一道马赫波面与进气道入口型面虚拟流管（7）的交线，得到与机身构型适配的进气道入口型面（5）。
7.根据权利要求1至6任一项所述的一种高升阻比吸气式飞行器一体化气动布局的构建方法，其特征在于，步骤S5中，通过下式确定进气道入口型面（5）的进气平面形状面积
Figure QLYQS_21
：
Figure QLYQS_22
；
其中，
Figure QLYQS_23
为发动机比冲，/>
Figure QLYQS_24
为发动机的推力需求，/>
Figure QLYQS_25
为来流密度，/>
Figure QLYQS_26
为来流马赫数，
Figure QLYQS_27
为来流声速。
CN202310173124.9A 2023-02-28 2023-02-28 一种高升阻比吸气式飞行器一体化气动布局的构建方法 Active CN115871913B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202310173124.9A CN115871913B (zh) 2023-02-28 2023-02-28 一种高升阻比吸气式飞行器一体化气动布局的构建方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202310173124.9A CN115871913B (zh) 2023-02-28 2023-02-28 一种高升阻比吸气式飞行器一体化气动布局的构建方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN115871913A CN115871913A (zh) 2023-03-31
CN115871913B true CN115871913B (zh) 2023-06-30

Family

ID=85761652

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202310173124.9A Active CN115871913B (zh) 2023-02-28 2023-02-28 一种高升阻比吸气式飞行器一体化气动布局的构建方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN115871913B (zh)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116611176B (zh) * 2023-07-21 2023-09-15 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 一种三维前缘可定制的流线追踪类乘波体设计方法
CN117382898B (zh) * 2023-12-08 2024-02-20 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种动力补能弹跳滑翔式升力体气动布局的构建方法
CN117823281A (zh) * 2024-03-06 2024-04-05 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 一种品字形排列的多通道宽速域可调进气道

Citations (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2398709C1 (ru) * 2009-06-15 2010-09-10 Закрытое акционерное общество "Гражданские самолеты Сухого" Самолет и его стреловидное крыло
WO2010129722A1 (en) * 2009-05-05 2010-11-11 Aerostar Aircraft Corporation Aircraft winglet design having a compound curve profile
CN106043737A (zh) * 2016-06-29 2016-10-26 中国人民解放军国防科学技术大学 一种“等物面‑变马赫数”宽速域乘波飞行器设计方法
CN107187609A (zh) * 2017-05-24 2017-09-22 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种双斜切变厚度式进气道唇口
CN107605601A (zh) * 2017-09-29 2018-01-19 南京航空航天大学 一种捕获面积与喉道面积同步调节的超声速进气道
CN110182380A (zh) * 2019-05-24 2019-08-30 南昌航空大学 基于典型内转进气道的高超声速内外流一体化设计方法
CN110210096A (zh) * 2019-05-24 2019-09-06 南昌航空大学 匹配曲锥弹身的变截面三维内收缩进气道设计方法
CN112340014A (zh) * 2020-11-06 2021-02-09 南京航空航天大学 内外流解耦的双乘波高速吸气式飞行器及其生成方法
CN214383417U (zh) * 2020-11-02 2021-10-12 厦门大学 一种基于弯曲激波理论反设计法的全三维乘波体
CN114313253A (zh) * 2022-03-03 2022-04-12 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种高升阻比吸气式高超声速飞机气动布局及设计方法
CN217598818U (zh) * 2022-04-12 2022-10-18 海鹰航空通用装备有限责任公司 一种无人机气动布局
CN115320827A (zh) * 2022-10-14 2022-11-11 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 一种高亚音速低雷诺数流动的高升阻比翼型
CN115507707A (zh) * 2022-09-30 2022-12-23 西安航天动力研究所 一种超音速大机动隐身靶标气动布局

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7207520B2 (en) * 2005-05-31 2007-04-24 Lockheed Martin Corporation System, method, and apparatus for designing streamline traced, mixed compression inlets for aircraft engines
US20130213481A1 (en) * 2011-10-05 2013-08-22 Gohypersonic, Inc. Self-starting supersonic inlet
US10384796B2 (en) * 2012-04-04 2019-08-20 Commercial Aerospace Plane Pty Limited Aerospace plane system
US20150203215A1 (en) * 2014-01-17 2015-07-23 Eric T. Falangas Early performance evaluation of conceptual flight and space vehicles
US20150284104A1 (en) * 2014-04-04 2015-10-08 Peng Zhao Rotatable fairing and engine inlet system for high-speed aircraft
US11325700B2 (en) * 2017-07-21 2022-05-10 The Government Of The United States Of America, As Represented By The Secretary Of The Navy Hypersonic waverider stream surface actuation for variable design point operation

Patent Citations (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2010129722A1 (en) * 2009-05-05 2010-11-11 Aerostar Aircraft Corporation Aircraft winglet design having a compound curve profile
RU2398709C1 (ru) * 2009-06-15 2010-09-10 Закрытое акционерное общество "Гражданские самолеты Сухого" Самолет и его стреловидное крыло
CN106043737A (zh) * 2016-06-29 2016-10-26 中国人民解放军国防科学技术大学 一种“等物面‑变马赫数”宽速域乘波飞行器设计方法
CN107187609A (zh) * 2017-05-24 2017-09-22 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种双斜切变厚度式进气道唇口
CN107605601A (zh) * 2017-09-29 2018-01-19 南京航空航天大学 一种捕获面积与喉道面积同步调节的超声速进气道
CN110210096A (zh) * 2019-05-24 2019-09-06 南昌航空大学 匹配曲锥弹身的变截面三维内收缩进气道设计方法
CN110182380A (zh) * 2019-05-24 2019-08-30 南昌航空大学 基于典型内转进气道的高超声速内外流一体化设计方法
CN214383417U (zh) * 2020-11-02 2021-10-12 厦门大学 一种基于弯曲激波理论反设计法的全三维乘波体
CN112340014A (zh) * 2020-11-06 2021-02-09 南京航空航天大学 内外流解耦的双乘波高速吸气式飞行器及其生成方法
CN114313253A (zh) * 2022-03-03 2022-04-12 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种高升阻比吸气式高超声速飞机气动布局及设计方法
CN217598818U (zh) * 2022-04-12 2022-10-18 海鹰航空通用装备有限责任公司 一种无人机气动布局
CN115507707A (zh) * 2022-09-30 2022-12-23 西安航天动力研究所 一种超音速大机动隐身靶标气动布局
CN115320827A (zh) * 2022-10-14 2022-11-11 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 一种高亚音速低雷诺数流动的高升阻比翼型

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
中心支板参数对RBCC发动机性能影响研究;高逸夫;推进技术;全文 *
多级压缩锥导乘波体设计与分析;吕侦军;王江峰;伍贻兆;程克明;;宇航学报(05);全文 *
钝化前缘乘波布局及其一体化构型气动特性;陈雪冬;王发民;;航空动力学报(02);全文 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN115871913A (zh) 2023-03-31

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN115871913B (zh) 一种高升阻比吸气式飞行器一体化气动布局的构建方法
CN106285946B (zh) 双轴转动变形的通道无尖角内乘波式变几何进气道
CN107140230B (zh) 一种满足装填需求的乘波概念滑翔飞行器外形设计方法
CN112340014B (zh) 内外流解耦的双乘波高速吸气式飞行器及其生成方法
CN109573093B (zh) 融合低速翼型的吻切轴对称冯卡门乘波体设计方法
CN114313253B (zh) 一种高升阻比吸气式高超声速飞机气动布局及设计方法
CN107672821B (zh) 基于吻切锥理论的变马赫数“并联”宽速域乘波飞行器设计方法
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
CN107514311A (zh) 基于前体激波的内转式进气道/乘波前体一体化设计方法
CN107180134A (zh) 一种可重复使用的天地往返飞行器外形设计方法
CN104912667A (zh) 一种分步进行的高超声速内收缩进气道设计方法
CN101392686A (zh) 可兼顾内外流性能的内乘波式进气道及其设计方法
CN110210096B (zh) 匹配曲锥弹身的变截面三维内收缩进气道设计方法
CN113602473A (zh) 一种基于斜掠气梁的充气翼
US11535355B2 (en) Aerodynamic body for supersonic speed
CN115659705B (zh) 一种全参数化高隐身进气道设计方法及高隐身进气道
CN109723571B (zh) 一种梯形截面的喉道偏移式气动矢量喷管及装备有该矢量喷管的飞行器
CN109677630B (zh) 基准流场激波形状可控的强几何约束下的乘波体设计方法
CN108829961B (zh) 采用背撑发动机翼身融合布局的短舱-机体匹配设计方法
CN107016199A (zh) 一种无激波边界层排移鼓包的设计方法
CN217598818U (zh) 一种无人机气动布局
CN115221639A (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
CN114722508A (zh) 一种面向柔性充气翼结构的气动剪裁优化设计方法
CN114261530A (zh) 最小阻力锥导乘波体和三维内转式进气道一体化设计方法
CN112347555A (zh) 基于锥导乘波理论的角区鼓包进气道设计方法

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