高超声速飞行器前体、进气道和机翼乘波一体化设计方法技术
【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及吸气式高超声速飞行器气动外形设计的
，具体涉及一种高超声速飞行器前体、进气道和机翼乘波一体化设计方法。
技术介绍
吸气式高超声速飞行器是指飞行马赫数大于5、以吸气式发动机或其组合发动机为主要动力、能在大气层和跨大气层中远程飞行的飞行器，其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。自20世纪60年代以来的大量研究充分说明，推进系统与机体的一体化设计是实现高超声速飞行的关键，是高超声速飞行器技术亟待解决的关键技术之一，而机体/推进系统一体化的核心则是飞行器机体和进气道的一体化。从设计角度出发考虑，总体对二者的要求存在着差异：对机体的要求主要为高升阻比，高有效容积，以及良好的前缘气动热防护性能；而对进气道的要求则是用最小的气流能量损失为燃烧室提供尽可能多的有效气源。良好的机体-推进系统一体化构型能满足设计人员对高超声速飞行器气动-推进性能的综合需求。乘波设计概念应用于高超声速飞行器机体-进气道一体化设计主要有两大优势：一是可以高效地捕获预压缩后的气流。这是因为通过乘波体的前缘激波压缩不仅可以实现预压缩气流的目的，而且由于乘波设计使得气动构型下表面高压区溢向上表面低压区的气流较少，因此可以尽可能多地捕获气流。二是通过优化设计(例如选取合适的激波角)，可以实现飞行器的高升阻比性能设计。乘波设计概念应用于高超声速飞行器机体-进气道一体化设计的常规方法主要是飞行器前...
【技术保护点】
一种高超声速飞行器前体、进气道和机翼乘波一体化设计方法，其特征在于，包括以下步骤：S1.设计一种内外锥混合压缩超声速轴对称流场，作为生成高超声速飞行器前体‑进气道一体化构型的基准流场，称该基准流场为高超声速飞行器前体‑进气道一体化轴对称基准流场；S1.1给定尖头回转体母线10‑11，尖头回转体的转轴是X轴，尖头回转体母线的起点是点10，尖头回转体母线的末端点是点11，然后选取进气道唇口所在的横截面12，所述横截面是与X轴相垂直的平面；将超声速来流条件7和尖头回转体母线10‑11作为输入参数，利用有旋特征线方法求解前缘激波15和前缘激波依赖区16的特征线网格节点上的位置坐标和流动参数，其中连接点10与点13的曲线10‑13即为前缘激波15，由前缘激波15、曲线10‑14以及左行特征线14‑13所围成的区域即前缘激波依赖区16；点13为前缘激波15与进气道唇口所在的横截面12的交点，点14为经过点13的左行特征线与尖头回转体母线10‑11的交点；S1.2连接点14和点13的曲线14‑13为左行特征线，由左行特征线14‑13和尖头回转体母线10‑11上的曲线段14‑11，利用有旋特征线方法求...
【技术特征摘要】
1.一种高超声速飞行器前体、进气道和机翼乘波一体化设计方法，其特征在于，包括以
下步骤：
S1.设计一种内外锥混合压缩超声速轴对称流场，作为生成高超声速飞行器前体-进气道
一体化构型的基准流场，称该基准流场为高超声速飞行器前体-进气道一体化轴对称基准流
场；
S1.1给定尖头回转体母线10-11，尖头回转体的转轴是X轴，尖头回转体母线的起点是
点10，尖头回转体母线的末端点是点11，然后选取进气道唇口所在的横截面12，所述横截
面是与X轴相垂直的平面；
将超声速来流条件7和尖头回转体母线10-11作为输入参数，利用有旋特征线方法求解
前缘激波15和前缘激波依赖区16的特征线网格节点上的位置坐标和流动参数，其中连接点
10与点13的曲线10-13即为前缘激波15，由前缘激波15、曲线10-14以及左行特征线14-13
所围成的区域即前缘激波依赖区16；点13为前缘激波15与进气道唇口所在的横截面12的
交点，点14为经过点13的左行特征线与尖头回转体母线10-11的交点；
S1.2连接点14和点13的曲线14-13为左行特征线，由左行特征线14-13和尖头回转
体母线10-11上的曲线段14-11，利用有旋特征线方法求解经过点13的右行特征线与尖头回
转体母线10-11的交点17，并求解由左行特征线14-13、右行特征线13-17以及曲线14-17所
包围区域的流场；
点13作为高超声速飞行器前体-进气道一体化轴对称基准流场的反射激波的起始点，给
定反射激波波后的流动方向角分布，利用预估-校正的迭代方法，求解反射激波的位置及反射
激波与尖头回转体母线10-11的交点18，称该反射激波为反射激波13-18，然后利用斜激波关
系式求解反射激波13-18波后的流动参数；由左行特征线14-13、反射激波13-18及曲线14-18
所围成区域19作为高超声速飞行器前体-进气道一体化轴对称基准流场的激波间等熵压缩的
主压缩区；其中，流动方向角是流动方向与圆柱坐标系的轴向坐标轴X的夹角；
S1.3利用有旋特征线方法，由反射激波13-18波后的流动参数，求解高超声速飞行器前
体-进气道一体化轴对称基准流场的外罩内壁面前段曲线13-31，直至与过点18的右行特征线
交于点31，并求解由曲线13-31、反射激波13-18与右行特征线18-31所包围的高超声速飞行
器前体-进气道一体化轴对称基准流场的反射激波依赖区32；
S1.4、给定点18右侧的中心体壁面曲线33以及该中心体壁面曲线33上的马赫数分布，
同时使中心体壁面曲线33在点18位置的切线角与当地流动方向角重合，然后给定进气道出
口横截面34；利用有旋特征线方法，由中心体壁面曲线33以及该中心体壁面曲线33上的马
\t赫数分布，求解点31右侧的外罩内壁面后段曲线35，直至进气道出口横截面34，外罩内壁
面后段曲线35的末端点36位于进气道出口横截面34上；同时，求解由右行特征线18-31、
外罩内壁面后段曲线35、右行特征线36-37及中心体壁面曲线33的曲线段18-37所围成的高
超声速飞行器前体-进气道一体化轴对称基准流场的稳定区38，点37是经过点36的右行特征
线与中心体壁面曲线33的交点；其中，切向角是曲线的切线与圆柱坐标系的轴向坐标轴的夹
角；
得到一种内外锥混合压缩超声速轴对称流场，将其作为生成高超声速飞行器前体-进气道
一体化构型的基准流场，该基准流场包括前缘激波15、反射激波13-18，前缘激波依赖区16、
激波间等熵压缩的主压缩区19、反射激波依赖区32和稳定区38；
S2.设计机翼轴对称基准流场，该基准流场用于生成机翼构型，称该基准流场为机翼轴
对称基准流场；
设计尖头回转体母线43，尖头回转体母线43的前段曲线10’-17’与步骤S1.2中所设计的
曲线10-17相同，在曲线10’-17’的基础上继续设计完整的尖头回转体母线43；
尖头回转体的转轴是X轴，尖头回转体的底部横截面是40，尖头回转体母线43的起点
是点10’，尖头回转体母线43的末端点是点39，尖头回转体母线43是由前段曲线10’-17’和
后段曲线17’-39组成，其中前段曲线10’-17’与步骤S1中用于设计高超声速飞行器前体-进气
道一体化轴对称基准流场的尖头回转体母线10-11前段曲线10-17是相同的，由尖头回转体母
线43旋转得到的尖头回转体在零攻角和超声速来流7的作用下，产生附体前缘激波
10’-13’-41；其中，激波点13’是前缘激波10’-13’-41与步骤S1中所定义的进气道唇口所在的
横截面12的交点，激波段10’-13’与步骤S1中的前缘激波段10-13是相同的，由前缘激波段
10’-13’、曲线13’-18’及曲线10’-18’所围成的流场与步骤S1中的由前缘激波15、反射激波13-18
及曲线10-18所围成的流场也是相同的，其中，点18’的位置与步骤S1中的点18的位置是相
同的，曲线13’-18’的形状和位置也与步骤S1中的反射激波13-18的形状和位置是相同的，点
14’与步骤S1中的点14的位置也是相同的；
将超声速来流条件7和尖头回转体母线43作为输入参数，利用有旋特征线方法，求解绕
零攻角母线为43的尖头回转体的超声速轴对称流场，得到前缘激波和激波波后的特征线网格
节点上的位置坐标和流动参数，其中，位置坐标为特征线网格节点在圆柱坐标系下轴向坐标
轴X上的坐标值和径向坐标轴Y上的坐标值，流动参数包括当地静压、当地密度、当地速度
和当地流动方向角，前缘激波10’-13’-41上的特征线网格节点上的位置坐标可以表示出前缘
激波外形；由前缘激波10’-13’-41、尖头回转体母线43及直线41-39所围成的区域即为机翼
轴对称基准流场。
S3.给定飞行器前体前缘线、进气道唇口型线、进气道前掠侧板前缘线和机翼前缘线在
底部横截面的投影曲线；从前体前缘线、进气道唇口型线和进气道前掠侧板前缘线出发，在
高超声速飞行器前体-进气道一体化轴对称基准流场中进行流线追踪，生成高超声速飞行器前
体-进气道一体化构型；从机翼前缘线出发，在机翼轴对称基准流场中进行流线追踪，生成机
翼构型；高超声速飞行器前体-进气道一体化构型和机翼构型共同组成高超声速飞行器前体-
进气道-机翼乘波一体化构型。
2.根据权利要求1所述的高超声速飞行器前体、进气道和机翼乘波一体化设计方法，其
特征在于：步骤S1.1中，进气道唇口所在的横截面12的选取原则是该横截面与点10沿X轴
方向的距离大于飞行器前体长度。
3.根据权利要求1所述的高超声速飞行器前体、进气道和机翼乘波一体化设计方法，其
特征在于：步骤S1.1中，位置坐标为特征线网格节点在圆柱坐标系下轴向坐标轴X上的坐标
值和径向坐标轴Y上的坐标值，流动参数包括当地静压、当地密度、当地速度、当地流动方
向角，前缘激波15上的特征线网格节点上的位置坐标可以表示出前缘激波外形。所述特征线
网格节点是左行特征线与右行特征线的交点。
4.根据权利要求1所述的高超声速飞行器前体、进气道和机翼乘波一体化设计方法，其
特征在于，步骤S1.2中，利用预估-校正的迭代方法求解反射激波13-18的位置，其方法如下：
反射激波13-18的起始点是点13，反射激波13-18与左行特征线的交点称为激波点，求
解反射激波13-18的位置是求解所有激波点的坐标值，直至反射激波13-18与尖头回转体母
线10-11的交点18；
针对反射激波13-18上任意两个相邻的激波点22和23，靠近点13的激波点22定义为上
游激波点22，远离点13的激波点23定义为下游激波点23，由上游激波点22的坐标值求解
下游激波点23的坐标值方法如下所述:
特征线网格节点是左行特征线与右行特征线的交点，特征线网格节点的位置坐标和流动
参数均可以通过有旋特征线方法求解得到，特征线网格节点的位置坐标为特征线网格节点在
圆柱坐标系下轴向坐标轴X上的坐标值和径向坐标轴Y上的坐标值，流动参数包括当地静压、
当地密度、当地速度、当地流动方向角；
预估-校正的迭代方法中的预估方程如式(1)所示，校正的迭代方程如式(2)所示：
ri+10=ri+tan(π-(βi-θi,1))Δx---(1)]]>ri+1n=ri+tan[(π-(βi-θi,1))+(π-(βi+1n-1-θi+1,1n-1))2]Δx---(2)]]>其中，x为激波点在圆柱坐标系的轴向坐标轴的坐标，r为激波点在圆柱坐标系的径向坐
标轴的坐标，ri为上游激波点22的在圆柱坐标系的径向坐标轴的值，i为激波点的位置编号，
Δx为下游激波点23和上游激波点22在X方向的差值，β是反射激波的当地激波角，所述当
地激波角是激波与波前速度方向的夹角；是下游激波点23预估后的r值，是下游激波
点23校正n次之后所得到的r值；θi,1是上游激波点22的波前的当地流动方向角θ值，是
下游激波点23校正n-1次之后所得到的波前的当地流动方向角θ值，由左行特征线上的
点20和点21的θ值线性插值得到；βi是上游激波点22的β值，是下游激波点23校正n-1
次之后所得到的β值，由式(3)求解得到：
tan(θi+1,1n-1-θi+1,2)=2cotβ(Mi+1,1n-1)2sin2βi+1n-1-1(Mi+1,1n-1)2(γ+cos(2βi+1n-1))+2---(3)]]>其中，和...
【专利技术属性】
技术研发人员：丁峰，柳军，沈赤兵，刘珍，黄伟，王庆文，姚雷雷，
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
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