基于变激波角吻切锥理论的滑翔-巡航两级乘波体设计方法技术

一种基于变激波角吻切锥理论的滑翔-巡航两级乘波体设计方法，包括滑翔级乘波体设计和巡航级乘波体设计。首先给定基本型线和设计参数，然后采用吻切锥理论设计巡航级乘波体，确定乘波体前缘线，再根据巡航级乘波体前缘线和滑翔级激波出口型线在每个吻切平面内确定各自激波角，进而由吻切锥理论获得滑翔级基准流场，在滑翔级基准流场中进行流线追踪设计滑翔级下表面，保证两级乘波体共用一条前缘线。其有效解决了锥导法设计两级乘波体时激波出口型线只能是圆弧的问题，并解决了吻切锥理论设计两级乘波体滑翔级存在溢流不乘波的问题。本发明专利技术设计出来的两级乘波体在滑翔阶段和巡航阶段均具有良好的乘波性能，在飞行全过程中均具有较高的升阻比。

【技术实现步骤摘要】
基于变激波角吻切锥理论的滑翔-巡航两级乘波体设计方法
本专利技术涉及高超声速飞行器气动外形设计
，具体涉及一种基于变激波角吻切锥理论的滑翔-巡航两级乘波体设计。
技术介绍
高超声速飞行器是指以马赫5或更高速度在大气层和跨大气层中飞行的飞行器。根据此类飞行器在飞行中是否有发动机提供推力，可分为无动力滑翔类和带动力巡航类两种。对于无动力的高超声速滑翔飞行器，当前主要有两种飞行方案，即，助推-滑翔式弹道方案以及基于天基平台的滑翔式再入弹道方案。这两种方案的共同特点在于：再入大气后进行无动力滑翔飞行，增加射程是滑翔段方案设计的一个重要目标。高超声速滑翔飞行器无需燃料和冲压发动机，从而具有实现相对简单等优势，但无动力致使终端机动能力受到限制。如美国的滑翔飞行验证机HTV-2，具体参见StevenH.Walker,FredrickRodgers.FalconHypersonicTechnologyOverview.AIAA2005-3253,2005.。对于带动力高超声速巡航飞行器，受冲压发动机发展水平限制，仍处于方案论证以及前期飞行试验阶段，目前提出的方案均是由助推器将其加速至满足冲压发动机工作条件的高度和速度后，转为冲压发动机工作，进行高超声速巡航。如美国的巡航飞行验证机X-43A，可参见CurtisPeebles.LearningfromExperience:CaseStudiesoftheHyper-XProject.AIAA2009-1523,2009.；美国的巡航飞行验证机X-51A，可参见JosephM.Hank,etc.TheX-51AScramjetEngineFlightDemonstrationProgram.AIAA2008-2540,2008.等。徐明亮,刘鲁华等.在《高超声速滑翔-巡航飞行器方案弹道设计.飞行力学》,2010,28(5):51-54.中提出了一种新型飞行方案，将滑翔与巡航两者的优势结合起来，采用一种新的飞行弹道方案，即，飞行器本身携带具有固定推力、可重复开启的冲压发动机，以高超声速滑翔再入，在距目标达到一定距离或速度降至设定值时，借助所携带的冲压发动机在距离地面特定高度进行高超声速巡航。对于高超声速飞行器而言，无论采用以上哪一种飞行方案，保证飞行器良好的气动性能都是必须的前提，其中最重要的指标就是保证飞行器具有较高的升阻比(即升力系数和阻力系数的比值)。目前一般的做法是采用乘波体作为飞行器的前体，使得激波后的高压区完全被包裹于飞行器的下部，上下表面没有流动泄露，利用乘波体良好的气动性能提高飞行器的升阻比。乘波体气动外形设计需给定设计马赫数、激波角等参数作为输入条件，乘波体外形与设计输入参数存在单一对应关系，即一组输入参数对应唯一乘波体外形。而针对高超声速滑翔-巡航新型飞行方案，存在两个不同的主要飞行阶段，即高马赫数滑翔阶段和低马赫数巡航飞行段。因此，使用常规乘波体设计方法，不能同时满足两个不同飞行马赫数下的乘波体设计结果。丁峰等人基于锥导理论进行了高超声速滑翔-巡航两级乘波设计，但锥导法要求激波出口型线只能是圆弧，进气道入口外形受到限制，不利于吸气式冲压发动机工作。同时基于锥导理论设计两级乘波体存在较强的几何约束，难以根据任务需求设计出符合的两级乘波体。具体参见丁峰.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.。
技术实现思路
本专利技术提供一种基于变激波角吻切锥理论的滑翔-巡航两级乘波体设计方法，解决现有由锥导理论设计两级乘波体时激波出口型线只能是圆弧的问题，并解决了吻切锥理论设计两级乘波体滑翔级存在溢流不乘波的问题，使滑翔级和巡航级乘波体均能够严格地乘波飞行，具有较高的升阻比。为解决上述技术问题，本专利技术采用的技术方案是：一种基于变激波角吻切锥理论的滑翔-巡航两级乘波体设计方法，包括滑翔级乘波体设计和巡航级乘波体设计。首先给定基本型线和设计参数，包括两级乘波体上表面后缘线、巡航级激波出口型线和滑翔级激波出口型线，巡航级马赫数Ma1和激波角β1，滑翔级马赫数Ma2，然后采用吻切锥理论设计巡航级乘波体，确定巡航级乘波体前缘线，再根据巡航级乘波体前缘线和滑翔级激波出口型线在每个吻切平面内确定各自的激波角，进而由吻切锥理论获得滑翔级基准流场，在滑翔级基准流场中进行流线追踪设计滑翔级下表面，保证两级乘波体共用一条前缘线，具体步骤如下：巡航级乘波体设计(1)建立坐标系，具体可参见丁峰.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。根据给定的巡航级激波出口型线，从巡航级激波出口型线上等间距地取出足够密的离散点，一般每5mm取一个点，可以保证不同点产生的流线能够形成光滑曲面；(2)由巡航级激波出口型线上任意一点A点得过A点的曲率圆，A点的曲率圆即为A点对应的吻切锥激波，吻切锥的轴线平行于x轴，B点为曲率圆的圆心，也为吻切锥顶点在激波出口截面的投影点；B点和A点的连线交两级乘波体后缘线于C点；(3)由给定的巡航级马赫数Ma1和激波角β1，通过求解泰勒-麦科尔(Taylor-Maccoll)锥型流场控制方程获得吻切锥半锥角δ1，Taylor-Maccoll锥型流场控制方程如(1)所示。具体求解过程可参见丁峰.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。由B点、A点的坐标和激波角β1可获得巡航级吻切锥顶点的坐标，B点和巡航级吻切锥顶点的连线为巡航级过A点吻切面吻切锥的轴线，B点、A点和吻切锥顶点构成过A点的吻切平面，A点和吻切锥顶点的连线为吻切面内的巡航级激波位置；其中，为速度向量，a为声速，▽为哈密顿算子。(4)由C点作平行于过A点吻切锥轴线的直线交巡航级激波于D点，D点即为前缘点；(5)由D点进行流线追踪获得巡航级下表面流线，即E点和D点之间的曲线，E点为巡航级下表面后缘线上的点，流线追踪法可参见丁峰.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；(6)一系列前缘点平滑连接构成巡航级乘波体的前缘线；一系列下表面流线构成巡航级乘波体下表面；一系列后缘线上的点平滑连接构成巡航级下表面后缘线；滑翔级乘波体设计(a)根据给定的滑翔级激波出口型线，从滑翔级激波出口型线上等间距地取出足够密的离散点，同样每5mm取一个点，可以保证不同点产生的流线能够形成光滑曲面；同时，区别于传统吻切锥理论设计乘波体，滑翔级每个吻切面内的激波角取值不同。(b)由滑翔级激波出口型线上任意一点F点得过F点的曲率圆，F点的曲率圆即为F点对应的吻切锥激波，吻切锥的轴线平行于x轴，G点为曲率圆的圆心，也为对应F点的吻切锥顶点在激波出口截面的投影点；F点和G点的连线交上表面后缘线于H点；(c)由H点做平行于x轴的直线交巡航级乘波体前缘线于J点本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种基于变激波角吻切锥理论的滑翔‑巡航两级乘波体设计方法，其特征在于，包括滑翔级乘波体设计和巡航级乘波体设计；首先给定基本型线和设计参数，包括两级乘波体上表面后缘线、巡航级激波出口型线和滑翔级激波出口型线，巡航级马赫数Ma1和激波角β1，滑翔级马赫数Ma2，然后采用吻切锥理论设计巡航级乘波体，确定巡航级乘波体前缘线，再根据巡航级乘波体前缘线和滑翔级激波出口型线在每个吻切平面内确定各自的激波角，进而由吻切锥理论获得滑翔级基准流场，在滑翔级基准流场中进行流线追踪设计滑翔级下表面，保证两级乘波体共用一条前缘线，具体步骤如下：S1巡航级乘波体设计S1.1建立坐标系根据给定的巡航级激波出口型线，从巡航级激波出口型线上等间距地取出足够密的离散点，以保证不同点产生的流线能够形成光滑曲面；S1.2由巡航级激波出口型线上任意一点A点得过A点的曲率圆，A点的曲率圆即为A点对应的吻切锥激波，吻切锥的轴线平行于x轴，B点为曲率圆的圆心，也为吻切锥顶点在激波出口截面的投影点；B点和A点的连线交两级乘波体后缘线于C点；S1.3由给定的巡航级马赫数Ma1和激波角β1，通过求解Taylor‑Maccoll锥型流场控制方程获得吻切锥半锥角δ1；由B点、A点的坐标和激波角β1可获得巡航级吻切锥顶点的坐标，B点和巡航级吻切锥顶点的连线为巡航级过A点吻切面吻切锥的轴线，B点、A点和吻切锥顶点构成过A点的吻切平面，A点和吻切锥顶点的连线为吻切面内的巡航级激波位置；S1.4由C点作平行于过A点吻切锥轴线的直线交巡航级激波于D点，D点即为前缘点；S1.5由D点进行流线追踪获得巡航级下表面流线，即E点和D点之间的曲线，E点为巡航级下表面后缘线上的点；S1.6一系列前缘点平滑连接构成巡航级乘波体的前缘线；一系列下表面流线构成巡航级乘波体下表面；一系列后缘线上的点平滑连接构成巡航级下表面后缘线；S2.滑翔级乘波体设计S2.1根据给定的滑翔级激波出口型线，从滑翔级激波出口型线上等间距地取出足够密的离散点，同样每5mm取一个点，以保证不同点产生的流线能够形成光滑曲面；S2.2由滑翔级激波出口型线上任意一点F点得过F点的曲率圆，F点的曲率圆即为F点对应的吻切锥激波，吻切锥的轴线平行于x轴，G点为曲率圆的圆心，也为对应F点的吻切锥顶点在激波出口截面的投影点；F点和G点的连线交上表面后缘线于H点；S2.3由H点做平行于x轴的直线交巡航级乘波体前缘线于J点，J点即为过F点的吻切平面内对应的前缘点，F点、H点和J点构成过F点的吻切平面，过F点吻切平面激波角β2(i)可用已知的线段来进行求解，β2(i)＝arctan(FH/JH)；FH是F点和H点之间的线段长度，JH是J点和H点之间的线段长度；S2.4由给定的马赫数Ma2和激波角β2(i)通过求解Taylor‑Maccoll锥型流控制方程可获得过F点吻切面内吻切锥半锥角δ2(i)；S2.5由前缘点J在过F点的吻切平面内进行流线追踪获得滑翔级下表面流线，即J点和I点之间的曲线，I点即为滑翔级下表面后缘线上的点；S2.6一系列滑翔级下表面流线构成滑翔级乘波体下表面；一系列滑翔级后缘线上的点平滑连接构成滑翔级下表面后缘线；对乘波体底部进行封闭，两级乘波体设计完成。...

【技术特征摘要】
1.一种基于变激波角吻切锥理论的滑翔-巡航两级乘波体设计方法，其特征在于，包括滑翔级乘波体设计和巡航级乘波体设计；首先给定基本型线和设计参数，包括两级乘波体上表面后缘线、巡航级激波出口型线和滑翔级激波出口型线，巡航级马赫数Ma1和激波角β1，滑翔级马赫数Ma2，然后采用吻切锥理论设计巡航级乘波体，确定巡航级乘波体前缘线，再根据巡航级乘波体前缘线和滑翔级激波出口型线在每个吻切平面内确定各自的激波角，进而由吻切锥理论获得滑翔级基准流场，在滑翔级基准流场中进行流线追踪设计滑翔级下表面，保证两级乘波体共用一条前缘线，具体步骤如下：S1巡航级乘波体设计S1.1建立坐标系根据给定的巡航级激波出口型线，从巡航级激波出口型线上等间距地取出足够密的离散点，以保证不同点产生的流线能够形成光滑曲面；S1.2由巡航级激波出口型线上任意一点A点得过A点的曲率圆，A点的曲率圆即为A点对应的吻切锥激波，吻切锥的轴线平行于x轴，B点为曲率圆的圆心，也为吻切锥顶点在激波出口截面的投影点；B点和A点的连线交两级乘波体后缘线于C点；S1.3由给定的巡航级马赫数Ma1和激波角β1，通过求解Taylor-Maccoll锥型流场控制方程获得吻切锥半锥角δ1；由B点、A点的坐标和激波角β1可获得巡航级吻切锥顶点的坐标，B点和巡航级吻切锥顶点的连线为巡航级过A点吻切面吻切锥的轴线，B点、A点和吻切锥顶点构成过A点的吻切平面，A点和吻切锥顶点的连线为吻切面内的巡航级激波位置；S1.4由C点作平行于过A点吻切锥轴线的直线交巡航级激波于D点，D点即为前缘点；S1.5由D点进行流线追踪获得巡航级下表面流线，即E点和D点之间的曲线，E点为巡航级下表面后缘线上的点；S1...

【专利技术属性】
技术研发人员：柳军，丁峰，王庆文，金亮，刘珍，黄伟，闻讯，刘元春，徐亚雄，姚雷雷，李开，
申请(专利权)人：中国人民解放军国防科学技术大学，
类型：发明
国别省市：湖南;43