尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化设计方法技术

本发明专利技术提供一种尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化设计方法，涉及空气动力学内外流耦合设计领域，包括步骤：(1)二元平面基准流场设计；(2)构造展向平行于子午面的密切面，根据尖前缘类三角乘波前体的边缘线对密切面上特征型线进行缩放与平移定位；(3)根据进气道压缩面基准构型在平行于子午面的密切面上构造进气道，将密切面上的进气道压缩面型线缩放和平移定位，压缩面型线的集合与前体特征型线组合得到进气道宽度范围内的尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化构型；(4)生成全宽度范围内的尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化构型。本发明专利技术填补了高超声速类IgLa构型飞行器前体进气道设计空白。构型飞行器前体进气道设计空白。构型飞行器前体进气道设计空白。

【技术实现步骤摘要】
尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化设计方法


[0001]本专利技术涉及空气动力学内外流耦合设计领域，具体涉及一种尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化设计方法。

技术介绍

[0002]与常规升力体构型相比，乘波体构型具有更高的升阻比，是高超声速飞行器前体设计的理想选择。同时，乘波体下表面对自由来流既具有的预压缩作用，又具有较好的捕获作用，是耦合进气道的天然前体。将乘波前体与进气道在气动与几何上进行耦合设计，就是乘波前体/进气道应一体化设计。
[0003]国外在前体/进气道一体化设计领域开展了引领性研究，如X
‑
51A采用了乘波体与二元压缩进气道一体化设计方案，HTV3飞行器采用了乘波体与三维内压缩进气道一体化设计。国内在乘波体与进气道一体化设计方面也做了大量研究工作，王俊奇等人基于二元混压式高超声速进气道和密切锥乘波体，设计了一腹部并列进气的高超声速乘波前体/进气道一体化前体模型，并数值模拟研究了该模型在不同飞行马赫数和攻角下的气动特性；贺旭照等人基于密切内锥乘波体设计方法，发展了一体化密切内锥乘波前体进气道设计技术；肖洪等人建立了由激波面推算波后流场的计算方法,设计了能够产生三道封闭圆锥激波的相交锥模型，以此为基础生成了具有三道封闭激波的乘波前体和具有一道封闭激波两道平面激波的乘波前体对比模型，分别对两种乘波前体与进气道一体化模型进行了全三维流场计算，研究了两种模型在不同飞行状态下的气动性能。这些研究工作以及所提出的设计方法已使得平前缘或类平前缘乘波前体/二元进气道以及异型前体/内转进气道的一体化设计方法逐渐成熟。
[0004]现有技术中，乘波进气道的设计方法主要采用基准流场、流线抽取与密切方法。目前的密切方法与内转进气道设计相关联，常被称为密切轴对称方法；而流线抽取与基准流场紧密相关。实际上，密切轴对称方法与基准流场选择轴对称内锥流场相互支撑。
[0005]密切轴对称方法是将二维轴对称流场推广到三维空间流场的主要方法。该方法应用的典型例子是内转进气道的设计(如REST进气道，即Rectanglar to
‑ꢀ
Elliptical
‑
Shape Transition进气道)，每个密切面上的压缩型线来源于同一个流场中不同位置的流线。
[0006]带前体的进气道分为升力体前体/进气道、轴对称前体/进气道两类。目前前体的主要类型有：平前缘升力体前体、尖头升力体前体、异型前体。进气道设计类型主要有：矩形/类矩形进气道、轴对称进气道、内转进气道。升力体前体往往可与乘波理念相结合，从而形成乘波前体设计。按照乘波升力体前体与进气道的不同组合方式，得到不同形式的乘波升力体前体/进气道方案：直前缘乘波前体/矩形进气道（如X
‑
43A构型）、类轴对称外锥乘波前体/内转进气道（如HSSW构型）、异型前体/内转进气道（如TriJet构型）、曲边前缘前体/矩形进气道（如锆石构型）、尖前缘升力体前体/内转进气道（如SR
‑
72构型）、尖前缘升力体前体/矩形进气道（如IgLa构型）。
[0007]这些升力体/进气道方案中，尖前缘/矩形进气道构型值得关注。这一类构型的设
计方法尚未公开，推测很可能是将二元进气道设计与前体设计进行了解耦、并在几何上进行对接配置，因此这种设计极有可能无法顾及进气道的捕获性能。由于尖前缘升力体构型在减小阻力上有优势，特别适用于高超声速情况。如果在设计中保留尖前缘的减阻优势，同时在前体设计上充分利用乘波体的高升力与高捕获特点，并与矩形进气道进行一体化设计，则必能建立一种高升阻比、高捕获性能的乘波前体/类矩形进气道设计方法，这正是本专利技术需要解决的问题。
[0008]现有技术的不足之处：如IgLa构型所示，为了减少飞行阻力，一些飞行器的前体均呈现尖细特征，其前体以尖三角形或类尖三角的形状出现，与腹部矩形进气道一体化后，进气道的唇口前缘依然可以保持平直前缘。尽管这种前体/进气道的设计方法与气动性能均尚未见公开，但从一体化性能上分析，这种前体/进气道在气动上应该是一种完全耦合的一体化设计，也许这种设计方法有多种多样，但如果存在一种乘波前体/进气道一体化设计方法满足上述几何特征，在上述强几何约束下得到的一体化构型必然是一种高性能前体/进气道构型。在尚无或尚未公开设计方法的前提下，如何在这种强几何约束下设计尖三角或类尖三角乘波前体/类矩形进气道，是摆在设计者面前的一个技术问题。

技术实现思路

[0009]本专利技术所要解决的技术问题是：
①
前体进气道一体化乘波设计的基准流场设计；
②
具有尖前缘的尖三角形或类尖三角形乘波前体的形状控制；
③
平行密切面、特征型线的相似比与位置的确定。
[0010]为了解决上述技术问题，本专利技术提出了二元平面基准流场、边缘轮廓线及平行密切面特征型线相似缩放方法，据此提供了一种尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化设计方法, 解决了高超声速类IgLa构型飞行器前体进气道的设计问题。该方法采用二元平面压缩流场为基准流场，结合平行于子午面的密切面特征型线相似缩放方法，通过边缘轮廓线法将前体设计成类三角形，腹部类矩形进气道的唇口设计成平直前缘，设计点上进气道自身乘波设计，并与前体共同乘波形成一体化构型。
[0011]为实现上述专利技术目的，本专利技术的技术方案如下：一种尖前缘类三角形乘波前体直唇口进气道一体化设计方法，包括如下步骤：S1、二元平面基准流场设计，得到子午面上包括背面自由流型线、压缩面型线、激波型线在内的三条特征型线；S2、构造展向平行于子午面的密切面，根据尖前缘类三角乘波前体的边缘线对密切面上特征型线进行缩放与平移定位，特征型线的集合构成尖前缘类三角乘波前体；S3、根据进气道压缩面基准构型在平行于子午面的密切面上构造进气道，将密切面上的进气道压缩面型线缩放和平移定位，压缩面型线的集合与前体特征型线组合得到进气道宽度范围内的尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化构型；S4、生成全宽度范围内的尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化构型。
[0012]进一步的， 所述步骤S1中，二元平面基准流场设计，具体为：S11、根据设计参数采用激波+等熵波系对外压缩流场进行配波；S12、采用平直唇罩单波系对内压缩流场进行设计；S13、获得从上到下依次包括背面自由流型线OA、压缩面型线OB、激波型线OC三条
特征型线在内的基准流场；S14、将基准流场垂直于纸面即子午面等直拉伸，得到乘波面为平面激波的三维基准流场及对应的三维基准构型，包括：S1401、将背面自由流型线OA垂直纸面等值拉伸得到自由流面，形成三维基准构型的背面；S1402、将压缩面型线OB垂直纸面等直拉伸得到前体压缩面，形成三维基准构型的底面；S1403、将激波型线OC垂直纸面拉伸得到激波平面，形成三维基准构型的乘波平面。
[0013]进一步的，所述步骤S2中，得到尖前缘类三角乘波前体，具体为：S21、通过边缘轮廓线控制尖前缘类三角乘波前体的形状，包括本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化设计方法，其特征在于，包括如下步骤：S1、二元平面基准流场设计，得到子午面上包括背面自由流型线、压缩面型线、激波型线在内的三条特征型线；S2、构造展向平行于子午面的密切面，根据尖前缘类三角乘波前体的边缘线对密切面上特征型线进行缩放与平移定位，特征型线的集合构成尖前缘类三角乘波前体；S3、根据进气道压缩面基准构型在平行于子午面的密切面上构造进气道，将密切面上的进气道压缩面型线缩放和平移定位，压缩面型线的集合与前体特征型线组合得到进气道宽度范围内的尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化构型；S4、生成全宽度范围内的尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化构型。2.根据权利要求1所述的一种尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化设计方法，其特征在于，步骤S1中的二元平面基准流场设计，具体为：S11、根据设计参数采用激波+等熵波系对外压缩流场进行配波；S12、采用平直唇罩单波系对内压缩流场进行设计；S13、获得从上到下依次包括背面自由流型线OA、压缩面型线OB、激波型线OC三条特征型线在内的基准流场；S14、将基准流场垂直于纸面即子午面等直拉伸，得到乘波面为平面激波的三维基准流场及对应的三维基准构型，包括：S1401、将背面自由流型线OA垂直纸面等值拉伸得到自由流面，形成三维基准构型的背面；S1402、将压缩面型线OB垂直纸面等直拉伸得到前体压缩面，形成三维基准构型的底面；S1403、将激波型线OC垂直纸面拉伸得到激波平面，形成三维基准构型的乘波平面。3.根据权利要求2所述的一种尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化设计方法，其特征在于，步骤S2中，构成尖前缘类三角乘波前体，具体为：S21、通过边缘轮廓线控制尖前缘类三角乘波前体的形状，包括：S2101、从三维基准构型的上方观察获得乘波前体的俯视图；S2102、在俯视图上设置尖前缘类三角形状，利用数学方法设置侧面边缘形状，获得顶点为O、端点分别为M和N的边缘投影线MON，其中M与N关于OC对称，OC为MON的对称轴；S2103、将尖前缘类三角乘波前体边缘的投影线MON向前体激波面投影，得到尖前缘类三角乘波前体的边缘轮廓线；S22、根据尖前缘类三角乘波前体的边缘轮廓线MON和三维基准构型，构造展向平行于子午面的密切面，包括：S2201、形成从上到下依次包括背面自由流型线OA、压缩面型线OB、激波型线OC三条型线的子午面OABC，垂直于子午面OABC的下方平面MONC激波面即乘波面；S2202、将子午面OABC沿OM或ON平移，使得O1、O2、
…
点始终落在OM或ON上，从而得到一系列平行于子午面的密切面O1A1B1C1、O2A2B2C2、
…
；S2203、得到每一个密切面上的三条型线O1A1、O1B1、O1C1，O2A2、O2B2、O2C2，
…
，且O1A1∥O2A2∥
…
∥OA、O1B1∥O2B2∥
…
∥OB、O1C1∥O2C2∥
…
∥OC；
S23、密切面上的特征型线集合构成尖前缘类三角乘波前体，包括：S2301、将背面自由流型线O1A1、O2A2、O3A3、
…
组合，形成乘波前体的背面即上流面；S2302、将压缩面型线O1B1、O2B2、O3B3、
…
组合，形成乘波前体的底面即压缩面；S2303、将激波型线O1C1、O2C2、O3C3、
…
组合，形成激波面即所乘激波平面。4.根据权利要求3所述的一种尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体...

【专利技术属性】
技术研发人员：余安远，黎崎，吴杰，马志成，乐嘉陵，王锋，李姝源，杨辉，
申请(专利权)人：中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所，
类型：发明
国别省市：