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技术方案

本发明专利技术公开一种高超声速飞行器内外流一体化设计方法、构型及系统，该设计方法首先生成内转式轴对称基准流场和外压缩基准流场，并在设计条件下生成内转式激波以及外压缩激波，两激波相交生成激波交线，然后设一与基准流场回转轴线垂直的底部投影面，在此投影面上生成激波交线的投影线以及设计乘波体前缘线的投影线，随后生成乘波面、自由流面、内转式进气道以及进气道外整流罩。上述生成的内转式进气道、进气道外整流罩、乘波面和自由流面共同形成高超声速飞行器内外流一体化构型。本发明专利技术设计的高超声速内外流一体化构型基本保留了内转式进气道的优良性能和乘波体的高升阻比特性，从流场耦合的角度出发减弱机体与进气道之间的复杂的波系干扰。

Integrated design method and system of hypersonic vehicle body and internal rotating intake

The invention discloses an integrated design method, configuration and system for the internal and external flow of hypersonic vehicle. The design method first generates an internal rotation axisymmetric reference flow field and an external compression reference flow field, and generates an internal rotation shock wave and an external compression shock wave under the design conditions. The two shock waves intersect to generate a shock line, and then a bottom projection plane perpendicular to the rotation axis of the reference flow field is set The projection lines of the shock intersection line and the leading edge line of the designed waverider are generated on this projection surface, and then the waverider surface, free flow surface, internal rotation inlet and the external fairing of the inlet are generated. The inner rotating inlet, the outer fairing of the inlet, the wave riding surface and the free flow surface form the integrated structure of the inner and outer flow of the hypersonic vehicle. The integrated configuration of hypersonic internal and external flow designed by the invention basically retains the excellent performance of the internal rotation inlet and the high lift drag ratio characteristics of the waverider, and reduces the complex wave system interference between the body and the inlet from the perspective of flow field coupling.

【技术实现步骤摘要】
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
本专利技术涉及高超声速飞行器气动外形设计
，尤其是一种高超声速飞行器内外流一体化设计方法、构型及系统。
技术介绍
良好的机体/推进系统一体化已成为高超声速飞行的关键技术，飞行器机体和进气道的一体化作为其核心要素受到了国内外学者的广泛关注。进气道与机体高度一体化对飞行器气动特性以及进气道的性能有着重要的影响。目前现有的机体与进气道布局通常会带来机体与进气道之间复杂的波系干扰，会导致进气道的性能降低，如压缩效率、捕获性能等。
技术实现思路
本专利技术提供一种高超声速飞行器内外流一体化设计方法、构型及系统，用于克服现有技术中机体与进气道布局会带来的机体与进气道之间复杂的波系干扰等缺陷，减弱机体与进气道之间的波系干扰，从而保证进气道的性能受机体影响较小，同时机体的性能受进气道的影响也较小。为实现上述目的，本专利技术提出一种高超声速飞行器内外流一体化设计方法，包括以下步骤：S1：基于设计条件生成内转式轴对称基准流场并在所述内转式轴对称基准流场内生成内转式激波；S2：基于设计条件生成外压缩基准流场并在所述外压缩基准流场内生成外压缩激波；S3：设内转式进气道的尾部出口处有一与内转式轴对称基准流场或外压缩基准流场回转轴线垂直的底部投影面，所述内转式激波与外压缩激波的交线ABC在所述底部投影面上的投影线为A′B′C′；在底部投影面上设计乘波体前缘线DHE的投影线D′F′G′E′以提高乘波体的升阻比和容积效率，D′F′G′E′与A′B′C′相交于F′、G′两点，H′为乘波体前缘线投影线的中点；S4：在S2生成的外压缩基准流场中通过流线追踪方法生成乘波面；在S1生成的内转式轴对称基准流场中通过自由流线法生成自由流面；S5：取F′B′G′封闭曲线为内转式进气道前缘线在底部投影面的投影线，在S1生成的内转式轴对称基准流场中通过自由流线法和流线追踪方法生成内转式进气道；S6：取F′G′端开放的F′B′G′开放曲线为进气道外整流罩前缘线在底部投影面的投影线，在S2生成的外压缩基准流场中通过自由流线法和流线追踪方法生成与内转式进气道适配的进气道外整流罩；S7：以S4获得的乘波面和自由流面，将两次经S5获得的内转式进气道分别安装在自由流面近乘波面侧对称的两边，将两次经S6获得的进气道外整流罩分别罩在两个所述内转式进气道上，最终形成高超声速飞行器内外流一体化构型。为实现上述目的，本专利技术还提出一种高超声速飞行器内外流一体化构型，主要包括乘波体、内转式进气道和进气道外整流罩；所述乘波体包括下表面和上表面，所述下表面为乘波面，所述上表面为自由流面；两个所述内转式进气道分别固定安装在自由流面近乘波面侧对称的两边，所述内转式进气道前缘线的非曲线端与乘波体前缘线的FG端重合；所述进气道外整流罩为与内转式进气道的形状和尺寸适配的外壳，固定连接在所述内转式进气道的外表面；所述进气道外整流罩与所述内转式进气道共前缘线。为实现上述目的，本专利技术还提出一种高超声速飞行器内外流一体化设计系统，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内外流一体化设计程序，所述处理单元在运行所述高超声速飞行器内外流一体化设计程序时，执行上述所述方法的步骤。为实现上述目的，本专利技术还提出一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现上述所述的方法的步骤。与现有技术相比，本专利技术的有益效果有：本专利技术提供的高超声速飞行器内外流一体化设计方法是以解决机体与进气道之间流场的相互干扰为出发点，从内、外流耦合的角度进行设计；首先，在内转式轴对称基准流场中生成内转式激波，在外压缩基准流场中生成外压缩激波；在内转式轴对称基准流场中生成内转式进气道，内转式进气道的设计主要以内转式锥型流场作为基准流场，该类流场相较于传统外压缩流场具有更强的压缩能力和更高的压缩效率的特点；在外压缩基准流场中生成进气道外整流罩，所述进气道外整流罩安装在所述内转式进气道外表面，如此设计可将高超声速飞行器在飞行过程在形成的内、外流场隔离开，从而减弱机体与进气道之间无波系干扰；然后，在外压缩基准流场中生成乘波面、在内转式轴对称基准流场中生成自由流面，乘波面和自由流面组成乘波体，乘波体能将高压气流完全限制在其下表面(即乘波面)，该构型具有较高的乘波特性，是理想的高升阻比气动构型；接着，将两个所述内转式进气道分别安装在所述自由流面近乘波面侧的左、右两边，这样设计能增加高超声速飞行器的进气量；由本专利技术提供的设计方法设计出的高超声速飞行器基本保留了乘波体和内转式进气道各自的特性，并能够实现减弱机体与进气道之间相互干扰的预期效果。附图说明为了更清楚地说明本专利技术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专利技术的一些实施例，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1a为本专利技术提供的设计方法的设计原理示意图a；图1b为本专利技术提供的设计方法的设计原理示意图b；图1c为本专利技术提供的设计方法的设计原理示意图c；图2为本专利技术实施例中生成的内转式进气道示意图；图3a为本专利技术实施例中生成的进气道外整流罩示意图；图3b为本专利技术实施例中生成的进气道外整流罩经几何修型后的示意图；图3c为本专利技术实施例中经几何修型后的进气道外整流罩纵截面图；图4为本专利技术实施例中设计的高超声速飞行器构型端面示意图；图5为本专利技术实施例中设计的高超声速飞行器构型仰视图；图6为本专利技术实施例中设计的高超声速飞行器构型整体示意图；图7为本专利技术实施例中设计的高超声速飞行器构型数值模拟结果中在x＝2.0m横截面上无量纲压升比等值线云图；图8为本专利技术实施例中设计的高超声速飞行器构型数值模拟结果中在x＝2.5m横截面上无量纲压升比等值线云图；图9为本专利技术实施例中设计的高超声速飞行器构型数值模拟结果中在x＝5.0m横截面上无量纲压升比等值线云图；图10为本专利技术实施例中设计的高超声速飞行器构型数值模拟结果中在x＝0.5～5.0m各个等距横截面上无量纲压升比等值线云图；图11为本专利技术实施例中设计的高超声速飞行器构型数值模拟结果中对称面上无量纲压升比等值线云图；图12为本专利技术实施例中设计的高超声速飞行器构型数值模拟结果中对称面上马赫数等值线云图；图13为本专利技术实施例中设计的高超声速飞行器构型数值模拟结果中进气道中轴面上无量纲压升比等值线云图；图14为本专利技术实施例中设计的高超声速飞行器构型数值模拟结果中进气道中轴面上马赫数等值线云图。附图标号说明：1：内转式激波；2：外压缩激波；3：底部投影面；4：激波交线；5：激波交本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种高超声速飞行器内外流一体化设计方法，其特征在于，包括以下步骤：/nS1：基于设计条件生成内转式轴对称基准流场并在所述内转式轴对称基准流场内生成内转式激波；/nS2：基于设计条件生成外压缩基准流场并在所述外压缩基准流场内生成外压缩激波；/nS3：设内转式进气道的尾部出口处有一与内转式轴对称基准流场或外压缩基准流场回转轴线垂直的底部投影面，所述内转式激波与外压缩激波的交线ABC在所述底部投影面上的投影线为A′B′C′；在底部投影面上设计乘波体前缘线DHE的投影线D′F′G′E′以提高乘波体的升阻比和容积效率，D′F′G′E′与A′B′C′相交于F′、G′两点，H′为乘波体前缘线投影线的中点；/nS4：在S2生成的外压缩基准流场中通过流线追踪方法生成乘波面；在S1生成的内转式轴对称基准流场中通过自由流线法生成自由流面；/nS5：取F′B′G′封闭曲线为内转式进气道前缘线在底部投影面的投影线，在S1生成的内转式轴对称基准流场中通过自由流线法和流线追踪方法生成内转式进气道；/nS6：取F′G′端开放的F′B′G′开放曲线为进气道外整流罩前缘线在底部投影面的投影线，在S2生成的外压缩基准流场中通过自由流线法和流线追踪方法生成与内转式进气道适配的进气道外整流罩；/nS7：以S4获得的乘波面和自由流面，将两次经S5获得的内转式进气道分别安装在自由流面近乘波面侧对称的两边，将两次经S6获得的进气道外整流罩分别罩在两个所述内转式进气道上，最终形成高超声速飞行器内外流一体化构型。/n...

【技术特征摘要】
1.一种高超声速飞行器内外流一体化设计方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1：基于设计条件生成内转式轴对称基准流场并在所述内转式轴对称基准流场内生成内转式激波；
S2：基于设计条件生成外压缩基准流场并在所述外压缩基准流场内生成外压缩激波；
S3：设内转式进气道的尾部出口处有一与内转式轴对称基准流场或外压缩基准流场回转轴线垂直的底部投影面，所述内转式激波与外压缩激波的交线ABC在所述底部投影面上的投影线为A′B′C′；在底部投影面上设计乘波体前缘线DHE的投影线D′F′G′E′以提高乘波体的升阻比和容积效率，D′F′G′E′与A′B′C′相交于F′、G′两点，H′为乘波体前缘线投影线的中点；
S4：在S2生成的外压缩基准流场中通过流线追踪方法生成乘波面；在S1生成的内转式轴对称基准流场中通过自由流线法生成自由流面；
S5：取F′B′G′封闭曲线为内转式进气道前缘线在底部投影面的投影线，在S1生成的内转式轴对称基准流场中通过自由流线法和流线追踪方法生成内转式进气道；
S6：取F′G′端开放的F′B′G′开放曲线为进气道外整流罩前缘线在底部投影面的投影线，在S2生成的外压缩基准流场中通过自由流线法和流线追踪方法生成与内转式进气道适配的进气道外整流罩；
S7：以S4获得的乘波面和自由流面，将两次经S5获得的内转式进气道分别安装在自由流面近乘波面侧对称的两边，将两次经S6获得的进气道外整流罩分别罩在两个所述内转式进气道上，最终形成高超声速飞行器内外流一体化构型。


2.如权利要求1所述的高超声速飞行器内外流一体化设计方法，其特征在于，所述S2中，所述外压缩基准流场为能够生成升阻比大于3的乘波体的基准流场。


3.如权利要求1所述的高超声速飞行器内外流一体化设计方法，其特征在于，所述S4中，所述乘波面和自由流面均为对称面，所述生成乘波面和自由流面均是先生成对称面的一半，再进行对称处理。


4.如权利要求3所述的高超声速飞行器内外流一体化设计方法，其特征在于，所述S4具体为：
S41：在S2生成的外压缩基准流场中，由乘波体前缘线DHE的投影线D′F′G′E′的线段H′F′、G′E′沿外压缩基准流场回转轴线延伸并在外压缩激波上截出乘波体前缘线的一部分HF、GE，分别将HF、GE均匀离散成若干点，分别由HF、GE的若干离散点进行流线追踪至底部投影面分别生成第一乘波面和第二乘波面的壁面流线，所有第一乘波面和第二乘波面的壁面流线分别放样构成第一乘波面和第二乘波面；
将第一乘波面和第二乘波面作为一个整体进行对称处理，得到所述乘波面；
S42：在S1生成的内转式轴对称基准流场中，将乘波体前缘线的线段HF、GE分别均匀离散成若干点，应用自由流线法，分别从HF、GE的若干离散点引出自由流线与底部投影面相交生成第一自由流面和第二自由流面；
由乘波体前缘线DHE的投影线D′F′G′E′的线段F′G′沿内转式轴对称基准...

【专利技术属性】
技术研发人员：张文浩，丁峰，柳军，刘珍，陈韶华，唐培结，
申请(专利权)人：中国人民解放军国防科技大学，
类型：发明
国别省市：湖南;43