一种高升阻比吸气式高超声速飞机气动布局及设计方法技术

本发明专利技术公开了一种高升阻比吸气式高超声速飞机气动布局及设计方法，属于飞行器气动布局设计领域，包括机体/内流道气动布局；在所述机体/内流道气动布局中从前到后分别为前体预压缩面、一级外压缩面、二级外压缩面、三级外压缩面、冲压流道、第一尾喷管和第二尾喷管，进气道分流板位于二级外压缩面内部，涡轮流道并联于冲压流道上方；本发明专利技术具备高效的高速巡航飞行能力，满足了飞行器低速段的高升力需求，同时改善高速机翼在低速起飞状态下的流动分离问题，可以保证飞机的宽速域飞行性能。可以保证飞机的宽速域飞行性能。可以保证飞机的宽速域飞行性能。

【技术实现步骤摘要】
一种高升阻比吸气式高超声速飞机气动布局及设计方法


[0001]本专利技术涉及飞行器气动布局设计领域，更为具体的，涉及一种高升阻比吸气式高超声速飞机气动布局及设计方法。

技术介绍

[0002]高超声速飞行器是当前航空航天领域的前沿阵地。其中，高超声速飞机是高超声速飞行器的典型应用之一，该类飞行器需从地面水平起降，并在高空、高速条件下长时间巡航，飞行空域大、速域宽，气动布局设计难度大。此外，在飞行过程中，飞行器面临复杂的力/热环境，力热效应的认知不清进一步加剧了该类飞行器气动布局设计的技术挑战。
[0003]吸气式组合动力是高超声速飞机的首选动力系统之一。其中，涡轮基组合循环发动机（TBCC）由于低速比冲高，适用于全程大气层内远程飞行的高超声速飞机。高超声速条件下发动机净推力小、飞行器推阻匹配困难，导致该类飞行器一般采用机体/推进一体化布局形式，飞行器布局设计需要综合考虑吸气式组合动力系统的耦合匹配问题。公开号为CN106321283A的中国专利《基于组合动力的高超声速飞行器气动推进一体化布局方法》从提升TBCC性能的角度提出了一种一体化布局设计方法，但是没有考虑飞行器的综合热力问题。而公开号为CN107368661A的中国专利《一种高超声速飞行器热气动弹性特性的耦合计算方法》提出了一种适用于高超声速飞行器热气动弹性问题的耦合计算方法，但是没有基于该方法对飞行器的整机做应用研究。
[0004]满足技术发展需求是高超声速飞机的气动布局设计的首要指标，为确保气动布局具备工程应用价值，飞行器需要综合考虑并兼顾高、低速条件下的气动性能，同时考虑飞行全程中出现的综合力/热问题。上述现有设计需求给该类飞行器的气动布局设计带来了极大挑战。

技术实现思路

[0005]本专利技术的目的在于克服现有技术的不足，提供一种高升阻比吸气式高超声速飞机气动布局及设计方法，具备高效的高速巡航飞行能力，满足了飞行器低速段的高升力需求，同时改善高速机翼在低速起飞状态下的流动分离问题，可以保证飞机的宽速域飞行性能等。
[0006]本专利技术的目的是通过以下方案实现的：一种高升阻比吸气式高超声速飞机气动布局，包括机体/内流道气动布局；在所述机体/内流道气动布局中从前到后分别为前体预压缩面、一级外压缩面、二级外压缩面、三级外压缩面、冲压流道、第一尾喷管和第二尾喷管，进气道分流板位于二级外压缩面内部，涡轮流道并联于冲压流道上方。
[0007]进一步地，包括迎风面气动布局；在所述迎风面气动布局中机身最前端为头部倒圆，后面依次为前体预压缩面、一级外压缩面、二级外压缩面、三级外压缩面、TBCC发动机外壳和尾喷管，进气道分流板位于二级外压缩面内部，机翼位于后端机身的两侧。
[0008]进一步地，包括背风面气动布局；在所述背风面气动布局中纵向剖面形状通过背风面机身脊线控制，横向截面的形状通过机身横截面控制曲线控制，机身两侧为边条翼和机翼，两者前后连接，连接段光顺过渡；边条翼、机翼过渡段前缘、主机翼前缘分别对应边条翼、光顺过渡区和机翼的前缘倒圆，边条翼和机翼的组合翼位于机身两侧，并通过翼身融合曲面与机身光顺连接。
[0009]进一步地，包括前体/进气道一体化气动布局；在所述前体/进气道一体化气动布局中：气流从前至后通过所述前体/进气道一体化气动布局，将依次产生前体预压缩激波、前体膨胀波系和进气道外压缩面。
[0010]进一步地，包括后体/尾喷管一体化气动布局；在所述后体/尾喷管一体化气动布局中发动机出口气流经尾喷管膨胀面后膨胀产生推力，同时在斜切喷管下端形成外喷管羽流剪切层，剪切层与前方自由来流相互作用产生压缩激波，将尾喷管膨胀面和外喷管羽流剪切层分别等效为尾喷管等效膨胀面、外喷管等效羽流剪切层。
[0011]一种基于如上所述的高升阻比吸气式高超声速飞机气动布局的设计方法，包括步骤：S1，在三级外压缩的进气道布局的二级压缩面处设置分流导流板，形成涡轮流道二级压缩、冲压流道三级压缩的并联双通道TBCC发动机布局，并对前体/进气道一体化的前体预压缩面部分进行光顺曲面设计和优化，确保来流的均匀化；S2，基于二次曲线构建参数化的尖头前体预压缩曲面，并且进气道外压缩面设计在前体预压缩激波和前体膨胀波系的后方；其中，x为机身纵向位置的参数变量，y为高度方向位置的参数变量，a、b、c、d、e为方程对应各项的系数；S3，将尾喷管膨胀面等效为线段，明确等效膨胀角；将外喷管的自由流面的流场剪切层等效为外喷管膨胀面，设膨胀角为；基于式（1），通过发动机推力反推喷管的等效压强；（1）其中，W为机身宽度；基于激波关系式（2），使剪切层产生的压缩激波（30）的波后压强等于等效压强，再结合式（1）计算得到膨胀角的大小；（2）其中，为激波角，为比热比，为马赫数；设飞行质心位置为，则前体和后体/尾喷管综合产生的俯仰力矩M
z
为：
（3）其中，是点O和A之间的曲线，是曲线上任意一点在轴向距飞行器头部的距离，在对应位置点的压强，是等效中心点X在轴向距离飞行器头部的距离，是点X在与轴向垂直的法向距飞行器头部的距离；保证俯仰力矩在指定的范围[M
z,min
，M
z,max
]内，计算和的大小，结合等效膨胀角和，得到内喷管长度、外喷管长度长度分别为：（4）S4，将前体侧缘、边条翼和主机翼前缘一体化融合，通过相同的倒圆角设计，并利用CST曲线将机身截面参数化设计为尖侧缘形状，前体侧缘等效为凸前缘边条，通过光顺过渡，构建曲边/直边两级边条+大后掠梯形翼的主升力面布局，翼型采用前、后倒圆的双弧翼；S5，利用CST曲线和样条曲线对全机身进行参数化，结合发动机尺寸和燃料体积参数，进行跨声速和高超声速面积律设计。
[0012]本专利技术的有益效果包括：（1）本专利技术实施例的高超声速飞机气动布局，通过高脊背曲线构型和纵向超声速面积律设计，结合波系匹配设计的前体/进气道设计和等效膨胀的后体/尾喷管设计，在保证飞行器容积和俯仰稳定性的前提下，高超声速（约6马赫）巡航升阻比可达4.8，具备高效的高速巡航飞行能力。
[0013]（2）本专利技术实施例通过融合多段式边条和大后掠梯形双弧翼的组合设计，在保证高超声速段气动性能的前提下，利用多段边条翼的脱体涡在主翼面的附着补能，飞行器的失速攻角超过25
°
，满足了飞行器低速段的高升力需求。
[0014]（3）本专利技术实施例发展了一种高升阻比吸气式高超声速飞机气动布局，解决了
技术介绍
中提出的问题。该气动布局下的飞行器具备在M0~6+速域内高效飞行的能力。在满足总体需求和综合力热效应的前提下，通过面积律设计，以及前体/进气道和后体/尾喷管的一体化融合，在保证飞行器操/稳特性的前提下，满足高超声速条件下的高升阻比（不低于4.5）需求；此外，通过机身/机翼多段融合一体化设计，改善高速机翼在低速起飞状态下的流动分离问题，保证飞机的宽速域飞行性能。
附图说明
[0015]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本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种高升阻比吸气式高超声速飞机气动布局，其特征在于，包括机体/内流道气动布局；在所述机体/内流道气动布局中从前到后分别为前体预压缩面（12）、一级外压缩面（6）、二级外压缩面（7）、三级外压缩面（8）、冲压流道（5）、第一尾喷管（10）和第二尾喷管（11），进气道分流板（9）位于二级外压缩面（7）内部，涡轮流道（4）并联于冲压流道（5）上方。2.根据权利要求1所述的高升阻比吸气式高超声速飞机气动布局，其特征在于，包括迎风面气动布局；在所述迎风面气动布局中机身最前端为头部倒圆（21），后面依次为前体预压缩面（12）、一级外压缩面（6）、二级外压缩面（7）、三级外压缩面（8）、TBCC发动机外壳（13）和尾喷管（11），进气道分流板（9）位于二级外压缩面（7）内部，机翼（14）位于后端机身的两侧。3.根据权利要求1或2任一所述的高升阻比吸气式高超声速飞机气动布局，其特征在于，包括背风面气动布局；在所述背风面气动布局中纵向剖面形状通过背风面机身脊线（19）控制，横向截面的形状通过机身横截面控制曲线（20）控制，机身两侧为边条翼（16）和机翼（14），两者前后连接，连接段光顺过渡；边条翼（16）、机翼过渡段前缘（17）、主机翼前缘（18）分别对应边条翼（16）、光顺过渡区和机翼（14）的前缘倒圆，边条翼（16）和机翼（14）的组合翼位于机身两侧，并通过翼身融合曲面（22）与机身光顺连接。4.根据权利要求3所述的高升阻比吸气式高超声速飞机气动布局，其特征在于，包括前体/进气道一体化气动布局；在所述前体/进气道一体化气动布局中：气流从前至后通过所述前体/进气道一体化气动布局，将依次产生前体预压缩激波（23）、前体膨胀波系（24）和进气道外压缩面（25）。5.根据权利要求4所述的高升阻比吸气式高超声速飞机气动布局，其特征在于，包括后体/尾喷管一体化气动布局；在所述后体/尾喷管一体化气动布局中发动机出口气流经尾喷管膨胀面（26）后膨胀产生推力，同时在斜切喷管下端形成外喷管羽流剪切层（28），剪切层与前方自由来流相互作用产生压缩激波（30），将尾喷管膨胀面（26）和外喷管羽流剪切层（28）分别...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈兵，刘深深，韩青华，曾磊，桂业伟，刘磊，贾洪印，余婧，
申请(专利权)人：中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所，
类型：发明
国别省市：