内外流解耦的双乘波高速吸气式飞行器及其生成方法技术

本发明专利技术涉及一种内外流解耦的双乘波高速吸气式飞行器，包括飞行器机体，飞行器机体上表面为Bump前体，下表面为高容积率的乘波体，飞行器机体内部设有进气道、燃烧室和喷管，进气道为高外压缩比内乘波进气道。上述技术方案中提供的内外流解耦的双乘波高速吸气式飞行器，将进气道和乘波体分别置于飞行器机体上下两侧，通过几何布局上的解耦，实现乘波体流场和进气道入口流场的气动解耦，避免因内外流强耦合带来的设计效率低、非设计点外阻大的问题，显著提升高速吸气式空天飞行器的气动设计效率；有效解决现有内外流耦合飞行器总体配重/力矩平衡困难、进气道下移时飞行器推力降低、进气道流向布置范围有限以及飞行器总长受限制的问题。限制的问题。限制的问题。

【技术实现步骤摘要】
内外流解耦的双乘波高速吸气式飞行器及其生成方法


[0001]本专利技术涉及飞行器
，具体涉及一种内外流解耦的异侧双乘波高速吸气式飞行器及其生成方法。

技术介绍

[0002]在高超声速空天动力的气动型面设计方面，传统飞行器需依靠提升翼载荷或飞行攻角改善升力特性，在高空稀薄空气、较大飞行动压状态下，往往引发过大的机体外阻及过高的结构强度负担。锥导乘波体概念的提出解决了以上发展困境，通过对锥形基本流场的流线追踪得到了乘波构型，在飞行中形成紧贴乘波体前缘的激波，平飞状态下即能得到较高的升阻比。在进气系统设计方面，吻切流理论的提出将三维进气道的设计简化为一系列二维吻切面的压缩轮廓设计，既提升了进气道的压缩效率，又实现了适应总体对进气道入口、出口几何形状的需求。同时，因为其压缩面通过纯气动基本流场设计生成，具有气动过渡的特点，其流量捕获、压缩效率、内流性能均优于几何过渡REST进气道。
[0003]在高速飞发一体化设计中，内外流存在较强的耦合效应，为气动型面设计带来了新的挑战，主要问题在于机体的外部激波与进气道的入口激波相互干扰导致激波形状的畸变，使乘波体的高升阻比、进气道的高流量捕获性能骤降。针对这个问题，国内外研究者提出了内外流耦合设计思路，利用特征线法、非均匀入口指定方法等途径，将飞行器前体压缩面和进气道的内压缩面进行交界面参数交换，初步解决了内外流干扰的问题，在各个状态下具有较为优异的气动性能。然而，内外流耦合思路在进一步开展飞行器总体设计中遇到了以下问题：1)前体压缩面占据了机体较大一部分空间，使其容积率降低，且机体前缘重量过小，导致总体配重/力矩平衡的困难(X-43验证机在前缘采用了金属钨平衡配重)；2)当进气道位置向下游移动时，前体发展的低能流增厚而将影响进气效能，从而降低了飞行器的推力，导致进气道的流向布置范围有限，最终限制了飞行器总长。专利技术人发现产生以上发展难点的根本原因是此类内外流耦合设计思路对飞行器前体型面流场有较强的依赖性，从而限制了内外流场之间变动的灵活性。因此，设计了一种新的技术方案，以综合解决现有技术中存在的问题。

技术实现思路

[0004]本专利技术的目的是提供一种内外流解耦的双乘波高速吸气式飞行器，能有效解决现有内外流耦合飞行器总体配重/力矩平衡困难、进气道下移时飞行器推力降低、进气道流向布置范围有限以及飞行器总长受限制的问题。
[0005]为解决上述技术问题，本专利技术采用了以下技术方案：
[0006]一种内外流解耦的双乘波高速吸气式飞行器，包括飞行器机体，所述飞行器机体的上表面为Bump前体，飞行器机体的下表面为高容积率的乘波体，飞行器机体内部设有进气道、燃烧室和喷管，所述进气道为高外压缩比内乘波进气道。
[0007]进一步地，所述乘波体为中间凸起、两侧转平结构，且乘波体的前缘线为飞行器机
体前缘，该前缘线由锥形基本流场中通过平面或者曲面截取获得。
[0008]进一步地，进气道入口前的气流为平直气流，Bump前体采用山脊式压力分布Bump面的翼身融合体。
[0009]进一步地，进气道压缩中心包括两种布置方式：其一为中心溢流方式，其进气道位于飞行器机体的中剖面中心区域；其二为两侧溢流方式，其进气道位于飞行器机体侧壁区域。
[0010]其中，进气道压缩中心采用两侧溢流方式时，进气道压缩中心的位置包括位于近Bump前体两侧的唇口前掠、位于远Bump前体两侧的唇口后掠以及位于近Bump前体两侧的侧壁后掠。
[0011]上述内外流解耦的双乘波高速吸气式飞行器的生成方法，包括以下步骤：
[0012]1)获取飞行器机体下表面乘波体的前缘线；选取锥形基本流场的半锥角θ，前缘截取高度为H
t
，截面方程y
t
＝f(x)，截取宽度W
t
，根据圆锥基本方程得到圆锥激波面和截取面的交线，即乘波体前缘线；
[0013]2)获取乘波体型面；以乘波体前缘线上的各点为起点，求解Taylor Maccoll方程，得到各点追踪流线在三维空间的排布，即为乘波体型面；
[0014]3)获取Bump前体的压力可控式Bump面；确定飞行器机体上表面进气道的流向安装位置，通过数值模拟得到进气道预置位的附面层厚度，以Bump末端附面层厚度减少量70％为目标，设计对应的压力可控式Bump，同时控制进气道预置位各流线的横向偏移量小于2
°
，最终确定进气道预置位建议宽度W；
[0015]4)获取高外压缩基本流场；以基本流场压缩中心为起点作流线的垂线，该垂线与基本流场壁面的交点即为内外压缩流动的交界点x，控制进气道外/内压缩比为R
π
＝P
x2
/(P
∞
·
P
out
)>1.8达到高外压缩、提升起动马赫数的标准；
[0016]5)获取高外压内乘波进气道；根据步骤3)中确定的宽度W以及发动机的流量需求，得到进气道入口的来流捕获面积，根据燃烧室入口的形状尺寸、马赫数要求，得到进气道收缩比，并确定进气道入口、出口轮廓的流向投影，最后结合基本流场和进气道进出口条件，得到高外压内乘波进气道；
[0017]6)根据工程实践经验，设计燃烧室、喷管尺寸和形状，即得内外流解耦的双乘波高速吸气式飞行器。
[0018]上述技术方案中提供的内外流解耦的双乘波高速吸气式飞行器及其生成方法，将进气道和乘波体分别置于飞行器机体上下两侧，通过几何布局上的解耦，实现乘波体流场和进气道入口流场的气动解耦，避免因内外流强耦合带来的设计效率低、非设计点外阻大的问题，显著提升高速吸气式空天飞行器的气动设计效率。
[0019]本专利技术采用中间凸起、两侧转平的高容积率乘波体，中间凸起提供了飞行器机体内部更多的装载空间，提升了容积率，两侧转平有利于飞行器机体上下表面的型面过渡；Bump前体采用压力可控式Bump面，根据不同的进气道流向安装位置，采用山脊式压力分布的Bump面对来流附面层进行排移，并对进气道入口前的气流进行平直，将原本扩展型的流管调节成均匀、平直的流管，以达到三维内乘波进气道的入口气流均匀性要求。
[0020]本专利技术进气道压缩中心包括中心溢流和两侧溢流两种布置方式，当采用两侧溢流方式时，包括三种具体布置方式，其一为唇口前掠，即进气道压缩中心布置在近Bump前体两
侧，流量从近壁两侧溢走保证进气道的通流特性；其二为唇口后掠，即进气道压缩中心布置在远Bump前体两侧，流量从两侧远端溢走保证进气道的通流特性；其三为侧壁后掠，即进气道压缩中心布置在近Bump前体侧，流量从侧壁面溢走保证进气道的通流特性。
[0021]本专利技术采用的内外流场解耦，一方面，进气道入口激波与乘波体外压缩激波分别位于机体上下两侧，两者互不干扰，使进气道压缩性能以及乘波体高升阻比特性不受激波相互干扰的影响；另一方面，进气道与机体之间设置Bump前体进行气动过渡；由于进气道入口的附面层厚度、流场不均匀度随着进气道流向安装位置本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种内外流解耦的双乘波高速吸气式飞行器，包括飞行器机体，其特征在于：所述飞行器机体的上表面为Bump前体，飞行器机体的下表面为高容积率的乘波体，飞行器机体内部设有进气道、燃烧室和喷管，所述进气道为高外压缩比内乘波进气道。2.根据权利要求1所述的内外流解耦的双乘波高速吸气式飞行器，其特征在于：所述乘波体为中间凸起、两侧转平结构，且乘波体的前缘线为飞行器机体前缘，该前缘线由锥形基本流场中通过平面或者曲面截取获得。3.根据权利要求1所述的内外流解耦的双乘波高速吸气式飞行器，其特征在于：所述进气道入口前的气流为平直气流，Bump前体采用山脊式压力分布Bump面的翼身融合体。4.根据权利要求1所述的内外流解耦的双乘波高速吸气式飞行器，其特征在于，进气道压缩中心包括两种布置方式：其一为中心溢流方式，其进气道位于飞行器机体的中剖面中心区域；其二为两侧溢流方式，其进气道位于飞行器机体侧壁区域。5.根据权利要求4所述的内外流解耦的双乘波高速吸气式飞行器，其特征在于：进气道压缩中心采用两侧溢流方式时，进气道压缩中心的位置包括位于近Bump前体两侧的唇口前掠、位于远Bump前体两侧的唇口后掠以及位于近Bump前体两侧的侧壁后掠。6.根据权利要求1所述的内外流解耦的双乘波高速吸气式飞行器的生成方法，其特征在于，包括以下步骤：1)获取飞行器机体下表面乘波体的前缘线；选取锥形基本流场的半锥角θ，前缘截取高度为H
t
，截面方程y
t
＝f(...

【专利技术属性】
技术研发人员：俞宗汉，黄国平，王瑞琳，严雪阳，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：