【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及计算流体力学和飞行器气动设计领域，主要应用于宽速域飞行器设计，具体为一种高超声速乘波前体-内转式进气道一体化设计方法。
技术介绍
1、未来，低成本天地往返及高超旅行是航空航天领域的发展新趋势。而针对发展新趋势，亟需发展宽速域、可水平起降、可重复使用的远程高超声速巡航飞行器(如htv-3x、sr-72飞行器)。此类飞行器与传统航天飞机和再入导弹不同，其主要采用吸气式超燃冲压发动机或其组合发动机。同时，可重复使用飞行器的机体与超燃冲压发动机高度耦合，前体和后体既是主要的气动型面，也是发动机进气道外压缩型面和尾喷管的膨胀型面，受力较为复杂，一体化气动设计直接影响飞行器的气动特性与发动机性能。
2、而进气道作为发动机主要部件，其选择将会直接决定前体/进气道一体化设计。轴对称进气道的内外流耦合弱、技术成熟度高，二元进气道易于实现一体化设计，但是这两种进气道压缩效率有限，大多适用于高超声速巡航导弹，如：美国的hyfly、x-51a，俄罗斯的“锆石”高超声速巡航导弹等。三维内转式进气道压缩效率高，进气捕获能力强，易于与圆截面燃烧室匹配，是远程高超声速巡航飞行器的较优选择。因此，进行乘波前体-内转式进气道的一体化设计是未来的重要研究方向。
3、根据前体和进气道的相对位置，当前的乘波前体-内转式进气道一体化设计方法有：头部进气、两侧进气、背部进气、腹部进气等方法。头部进气(cn201610126144)、两侧进气(cn201910799830)等正对来流的独立进气方案需要足够大的捕获面积才能满足流量需求，导致
4、带前体预压缩的腹部进气一体化可以通过共用基准流场方法(cn201410344926、cn201610064525、cn201910325410)或者基准流场相交法(cn202111552197、cn202110516537)来实现。虽然这些方法都有效地实现了乘波前体-内转式进气道的一体化设计，但是仍存在一定的不足之处。一方面乘波前体和内转式进气道所采用的基准流场大多是通过正设计得到(即已知壁面求解流场)，相比于反设计(已知流动分布求解壁面形状)，此类正设计基准流场的性能无法达到最优。另一方面，一体化设计过中所采用的基准流场都是通过特征线法求解获得，忽略了流场粘性或者采用平板边界层等较为粗糙的粘性修正。上述基准流场的不足会制约乘波前体-内转式进气道一体化构型的气动性能。
技术实现思路
1、针对现有技术存在的不足，本专利技术提供一种高超声速乘波前体-内转式进气道一体化设计方法，该方法给定流场参数分布，得到设计工况条件下的内压缩基准流场，然后采用计算流体力学(cfd)技术求解流动方程对无粘基准流场进行求解，并基于轴对称边界修正以更好地考虑粘性效应，该方法能有效解决上述一体化设计存在的问题。
2、本专利技术通过以下技术方案来实现：
3、所述一种高超声速乘波前体-内转式进气道一体化设计方法，包括以下步骤：
4、步骤1：设计内压缩基准流场；
5、基于给定进气道入口设计工况和流动参数分布规律，采用特征线法求解获得内压缩基准流场；
6、步骤2：设计外压缩基准流场；
7、基于给定自由来流设计工况，采用特征线法求解获得外压缩基准流场；
8、步骤3：基于cfd的高精度流动模拟结果对所得内、外压缩流场进行粘性修正；
9、对步骤1和步骤2获得的内压缩、外压缩基准流场进行粘性修正，获得修正后的内压缩轴对称构型、外压缩轴对称构型和相对应修正构型的无粘流场；
10、步骤4：生成乘波前体；
11、基于步骤2获得的外压缩基准流场和步骤3修正后的无粘外压缩基准流场，设计获得乘波前体；
12、步骤5：生成一体化构型；
13、基于步骤1设计所得内压缩基准流场、步骤3修正后的无粘内压缩基准流场和步骤4设计获得的乘波前体，设计获得高超声速乘波前体-内转式进气道一体化构型。
14、进一步的，所述步骤1包括如下子步骤：
15、步骤1.1：设定设计工况：海拔hinlet，马赫数mainlet，迎角αinlet，根据hinlet和mainlet计算获得雷诺数reinlet，其中，下标inlet表示进气道入口；
16、步骤1.2：给定内压缩曲壁面ics的流动参数分布规律的函数模型：马赫数分布ma-ics(x)，坐标系采用柱坐标系其中，x为流向坐标，r为径向坐标，为r径向与z向的夹角；同时，给定反射激波rs的流动参数分布规律的函数模型：总压恢复系数分布σrs(r)；
17、步骤1.3：根据步骤1.2给定的流动参数分布规律，采用特征线法求解得到轴对称内收缩流场作为内压缩基准流场；所述特征线法具体是指：利用二阶欧拉预估校正方法求解由二维超声速无粘流动的特征线方程和相容性方程组成的方程组，方程组数学表达式如下：
18、
19、进一步的，所述步骤2包括如下子步骤：
20、步骤2.1：设定外压缩基准流场的来流高度h∞、来流马赫数ma∞、半锥角δ；
21、步骤2.2：根据给定的半锥角δ，生成轴对称外压缩的壁面坐标(x,r)，根据壁面坐标和来流参数，采用特征线法求解得到轴对称外压缩直锥流场和激波角β；
22、步骤2.3：在x正向任意位置，截取外压缩直锥流场的前缘激波ls后的流场分布，获得马赫数ma、压力p、温度t、流动角θ分布，对所得流场分布做沿r向的位置平均，得到波后参数mals、pls、tls、θls和雷诺数rels；
23、步骤2.4：判断mals和mainlet之间的误差是否在设定的收敛精度内，rels和reinlet之间的误差是否在设定的收敛精度内，若不在设定的收敛精度内，则调整ma∞和半锥角δ，重复步骤2.2～步骤2.3直到收敛，得到匹配内压缩流场入口参数mainlet和reinlet的外压缩基准流场。
24、进一步的，所述步骤3包括如下子步骤：
25、步骤3.1：提取步骤1和步骤2设计所得的内、外压缩基准流场的壁面压升pic(x)和poc(x)，下标ic表示内压缩，oc表示外压缩；
26、步骤3.2：分别根据内压缩基准流场的来流条件(hinlet，mainlet)和外压缩基准流场来流条件(h∞，ma∞)，对内、外压缩轴对称构型求解雷诺时均ns方程，分别得到粘性内压缩基准流场及该基准流场下的壁面压升pic-viscous-i(x)和粘性外压缩基准流场及该基准流场下的壁面压升poc-viscous-i(x)；
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【技术保护点】
1.一种高超声速乘波前体-内转式进气道一体化设计方法，其特征在于，包括如下步骤：
2.根据权利要求1所述一种高超声速乘波前体-内转式进气道一体化设计方法，其特征在于，所述步骤1包括如下子步骤：
3.根据权利要求1所述一种高超声速乘波前体-内转式进气道一体化设计方法，其特征在于，所述步骤2包括如下子步骤：
4.根据权利要求1所述一种高超声速乘波前体-内转式进气道一体化设计方法，其特征在于，所述步骤3包括如下子步骤：
5.根据权利要求1所述一种高超声速乘波前体-内转式进气道一体化设计方法，其特征在于，所述步骤4包括如下子步骤：
6.根据权利要求1所述一种高超声速乘波前体-内转式进气道一体化设计方法，其特征在于，所述步骤5包括如下子步骤：
【技术特征摘要】
1.一种高超声速乘波前体-内转式进气道一体化设计方法，其特征在于，包括如下步骤：
2.根据权利要求1所述一种高超声速乘波前体-内转式进气道一体化设计方法，其特征在于，所述步骤1包括如下子步骤：
3.根据权利要求1所述一种高超声速乘波前体-内转式进气道一体化设计方法，其特征在于，所述步骤2包括如下子步骤：
4.根据...
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