高超聲速飛行器前體、進(jìn)氣道和機(jī)翼乘波一體化設(shè)計(jì)方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及吸氣式高超聲速飛行器氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)的技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種高超 聲速飛行器前體、進(jìn)氣道和機(jī)翼乘波一體化設(shè)計(jì)方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 吸氣式高超聲速飛行器是指飛行馬赫數(shù)大于5、以吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)或其組合發(fā)動(dòng)機(jī) 為主要?jiǎng)恿?、能在大氣層和跨大氣層中遠(yuǎn)程飛行的飛行器，其應(yīng)用形式包括高超聲速巡航 導(dǎo)彈、高超聲速有人/無人飛機(jī)和空天飛機(jī)等多種飛行器。
[0003] 自20世紀(jì)60年代以來的大量研究充分說明，推進(jìn)系統(tǒng)與機(jī)體的一體化設(shè)計(jì)是實(shí)現(xiàn) 尚超聲速飛彳丁的關(guān)鍵，是尚超聲速飛彳丁器技術(shù)亟待解決的關(guān)鍵技術(shù)之一，而機(jī)體/推進(jìn)系統(tǒng) 一體化的核心則是飛行器機(jī)體和進(jìn)氣道的一體化。從設(shè)計(jì)角度出發(fā)考慮，總體對(duì)二者的要 求存在著差異:對(duì)機(jī)體的要求主要為高升阻比，高有效容積，以及良好的前緣氣動(dòng)熱防護(hù)性 能；而對(duì)進(jìn)氣道的要求則是用最小的氣流能量損失為燃燒室提供盡可能多的有效氣源。良 好的機(jī)體-推進(jìn)系統(tǒng)一體化構(gòu)型能滿足設(shè)計(jì)人員對(duì)高超聲速飛行器氣動(dòng)-推進(jìn)性能的綜合 需求。
[0004] 乘波設(shè)計(jì)概念應(yīng)用于高超聲速飛行器機(jī)體-進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)主要有兩大優(yōu)勢(shì)： 一是可以高效地捕獲預(yù)壓縮后的氣流。這是因?yàn)橥ㄟ^乘波體的前緣激波壓縮不僅可以實(shí)現(xiàn) 預(yù)壓縮氣流的目的，而且由于乘波設(shè)計(jì)使得氣動(dòng)構(gòu)型下表面高壓區(qū)溢向上表面低壓區(qū)的氣 流較少，因此可以盡可能多地捕獲氣流。二是通過優(yōu)化設(shè)計(jì)(例如選取合適的激波角），可以 實(shí)現(xiàn)飛行器的高升阻比性能設(shè)計(jì)。
[0005] 乘波設(shè)計(jì)概念應(yīng)用于高超聲速飛行器機(jī)體-進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)的常規(guī)方法主要是 飛行器前體-進(jìn)氣道乘波一體化設(shè)計(jì)，稱之為乘波前體-進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)。如圖1和圖2所 示，將乘波體1用作高超聲速飛行器前體，簡(jiǎn)稱為乘波前體1，進(jìn)氣道采用下頌式進(jìn)氣道，乘 波前體1作為進(jìn)氣道的預(yù)壓縮面，為進(jìn)氣道提供預(yù)壓縮后的氣流，乘波前體1產(chǎn)生前緣激波 5，前緣激波5入射在進(jìn)氣道唇口 2，并產(chǎn)生反射激波6，氣流經(jīng)過前緣激波5、反射激波6以及 進(jìn)氣道外罩3的壓縮進(jìn)入進(jìn)氣道隔離段4,為燃燒室提供氣源。在這種常規(guī)乘波體-進(jìn)氣道一 體化設(shè)計(jì)方法中，僅將乘波體用作飛行器前體，未考慮飛行器其他部位的乘波一體化設(shè)計(jì) (例如機(jī)翼），因此不能充分發(fā)揮乘波體的高升阻比特性。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0006] 針對(duì)現(xiàn)有技術(shù)存在的缺陷，本發(fā)明的目的在于提供一種高超聲速飛行器前體、進(jìn) 氣道和機(jī)翼乘波一體化設(shè)計(jì)方法，可以充分發(fā)揮乘波體高效捕獲預(yù)壓縮氣流特性和高升阻 比兩大特性。
[0007] 本發(fā)明的技術(shù)方案是：
[0008] -種高超聲速飛行器前體、進(jìn)氣道和機(jī)翼乘波一體化設(shè)計(jì)方法，采用以下步驟：
[0009] SI.設(shè)計(jì)一種內(nèi)外錐混合壓縮超聲速軸對(duì)稱流場(chǎng)，作為生成高超聲速飛行器前體- 進(jìn)氣道一體化構(gòu)型的基準(zhǔn)流場(chǎng)，稱該基準(zhǔn)流場(chǎng)為高超聲速飛行器前體-進(jìn)氣道一體化軸對(duì) 稱基準(zhǔn)流場(chǎng)；
[0010] SI. 1給定尖頭回轉(zhuǎn)體母線10-11，尖頭回轉(zhuǎn)體的轉(zhuǎn)軸是X軸，尖頭回轉(zhuǎn)體母線的起 點(diǎn)是點(diǎn)10,尖頭回轉(zhuǎn)體母線的末端點(diǎn)是點(diǎn)11，然后選取進(jìn)氣道唇口所在的橫截面12,所述橫 截面是與X軸相垂直的平面；
[0011] 將超聲速來流條件7和尖頭回轉(zhuǎn)體母線10-11作為輸入?yún)?shù)，利用有旋特征線方法 求解前緣激波15和前緣激波依賴區(qū)16的特征線網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)上的位置坐標(biāo)和流動(dòng)參數(shù)，其中連 接點(diǎn)10與點(diǎn)13的曲線10-13即為前緣激波15,由前緣激波15、曲線10-14以及左行特征線14-13所圍成的區(qū)域即前緣激波依賴區(qū)16;點(diǎn)13為前緣激波15與進(jìn)氣道唇口所在的橫截面12的 交點(diǎn)，點(diǎn)14為經(jīng)過點(diǎn)13的左行特征線與尖頭回轉(zhuǎn)體母線10-11的交點(diǎn)；
[0012] SI. 2連接點(diǎn)14和點(diǎn)13的曲線14-13為左行特征線，由左行特征線14-13和尖頭回轉(zhuǎn) 體母線10-11上的曲線段14-11，利用有旋特征線方法求解經(jīng)過點(diǎn)13的右行特征線與尖頭回 轉(zhuǎn)體母線10-11的交點(diǎn)17,并求解由左行特征線14-13、右行特征線13-17以及曲線14-17所 包圍區(qū)域的流場(chǎng)；
[0013] 點(diǎn)13作為高超聲速飛行器前體-進(jìn)氣道一體化軸對(duì)稱基準(zhǔn)流場(chǎng)的反射激波的起始 點(diǎn)，給定反射激波波后的流動(dòng)方向角分布，利用預(yù)估-校正的迭代方法，求解反射激波的位 置及反射激波與尖頭回轉(zhuǎn)體母線10-11的交點(diǎn)18,稱該反射激波為反射激波13-18,然后利 用斜激波關(guān)系式求解反射激波13-18波后的流動(dòng)參數(shù)；由左行特征線14-13、反射激波13-18 及曲線14-18所圍成區(qū)域19作為高超聲速飛行器前體-進(jìn)氣道一體化軸對(duì)稱基準(zhǔn)流場(chǎng)的激 波間等熵壓縮的主壓縮區(qū)；其中，流動(dòng)方向角是流動(dòng)方向與圓柱坐標(biāo)系的軸向坐標(biāo)軸X的夾 角；
[0014] SI. 3利用有旋特征線方法，由反射激波13-18波后的流動(dòng)參數(shù)，求解高超聲速飛行 器前體-進(jìn)氣道一體化軸對(duì)稱基準(zhǔn)流場(chǎng)的外罩內(nèi)壁面前段曲線13-31，直至與過點(diǎn)18的右行 特征線交于點(diǎn)31，并求解由曲線13-31、反射激波13-18與右行特征線18-31所包圍的高超聲 速飛行器前體-進(jìn)氣道一體化軸對(duì)稱基準(zhǔn)流場(chǎng)的反射激波依賴區(qū)32;
[0015] SI.4、給定點(diǎn)18右側(cè)的中心體壁面曲線33以及該中心體壁面曲線33上的馬赫數(shù)分 布，同時(shí)使中心體壁面曲線33在點(diǎn)18位置的切線角與當(dāng)?shù)亓鲃?dòng)方向角重合，然后給定進(jìn)氣 道出口橫截面34;利用有旋特征線方法，由中心體壁面曲線33以及該中心體壁面曲線33上 的馬赫數(shù)分布，求解點(diǎn)31右側(cè)的外罩內(nèi)壁面后段曲線35,直至進(jìn)氣道出口橫截面34,外罩內(nèi) 壁面后段曲線35的末端點(diǎn)36位于進(jìn)氣道出口橫截面34上；同時(shí)，求解由右行特征線18-31、 外罩內(nèi)壁面后段曲線35、右行特征線36-37及中心體壁面曲線33的曲線段18-37所圍成的高 超聲速飛行器前體-進(jìn)氣道一體化軸對(duì)稱基準(zhǔn)流場(chǎng)的穩(wěn)定區(qū)38,點(diǎn)37是經(jīng)過點(diǎn)36的右行特 征線與中心體壁面曲線33的交點(diǎn)；其中，切向角是曲線的切線與圓柱坐標(biāo)系的軸向坐標(biāo)軸 的夾角；
[0016] 得到一種內(nèi)外錐混合壓縮超聲速軸對(duì)稱流場(chǎng)，將其作為生成高超聲速飛行器前 體-進(jìn)氣道一體化構(gòu)型的基準(zhǔn)流場(chǎng)，該基準(zhǔn)流場(chǎng)包括前緣激波15、反射激波13-18,前緣激波 依賴區(qū)16、激波間等熵壓縮的主壓縮區(qū)19、反射激波依賴區(qū)32和穩(wěn)定區(qū)38。
[0017] S2.設(shè)計(jì)機(jī)翼軸對(duì)稱基準(zhǔn)流場(chǎng)，該基準(zhǔn)流場(chǎng)用于生成機(jī)翼構(gòu)型，稱該基準(zhǔn)流場(chǎng)為機(jī) 翼軸對(duì)稱基準(zhǔn)流場(chǎng)；
[0018] 設(shè)計(jì)尖頭回轉(zhuǎn)體母線43,尖頭回轉(zhuǎn)體母線43的前段曲線10'-17'與步驟SI. 2中所 設(shè)計(jì)的曲線10-17相同，在曲線10'-17'的基礎(chǔ)上繼續(xù)設(shè)計(jì)完整的尖頭回轉(zhuǎn)體母線43。
[0019] 尖頭回轉(zhuǎn)體的轉(zhuǎn)軸是X軸，尖頭回轉(zhuǎn)體的底部橫截面是40,尖頭回轉(zhuǎn)體母線43的起 點(diǎn)是點(diǎn)10'，尖頭回轉(zhuǎn)體母線43的末端點(diǎn)是點(diǎn)39,尖頭回轉(zhuǎn)體母線43是由前段曲線10'-17' 和后段曲線17'_39組成，其中前段曲線10'-17'與步驟Sl中用于設(shè)計(jì)高超聲速飛行器前體-進(jìn)氣道一體化軸對(duì)稱基準(zhǔn)流場(chǎng)的尖頭回轉(zhuǎn)體母線10-11前段曲線10-17是相同的，由尖頭回 轉(zhuǎn)體母線43旋轉(zhuǎn)得到的尖頭回轉(zhuǎn)體在零攻角和超聲速來流7的作用下，產(chǎn)生附體前緣激波 10'-13'-41;其中，激波點(diǎn)13'是前緣激波10'-13'-41與步驟51中所定義的進(jìn)氣道唇口所在 的橫截面12的交點(diǎn)，激波段10 ' -13 '與步驟S1中的前緣激波段10-13是相同的，由前緣激波 段10 ' -13 '、曲線13' -18'及曲線10 '-18 '所圍成的流場(chǎng)與步驟Sl中的由前緣激波15、反射激 波13-18及曲線10-18所圍成的流場(chǎng)也是相同的，其中，點(diǎn)18 '的位置與步驟S1中的點(diǎn)18的位 置是相同的，曲線13'_18'的形狀和位置也與步驟Sl中的反射激波13-18的形狀和位置是相 同的，點(diǎn)14'與步驟Sl中的點(diǎn)14的位置也是相同的。
[0020] 將超聲速來流條件7和尖頭回轉(zhuǎn)體母線43作為輸入?yún)?shù)，利用有旋特征線方法，求 解繞零攻角母線為43的尖頭回轉(zhuǎn)體的超聲速軸對(duì)稱流場(chǎng)，得到前緣激波和激波波后的特征 線網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)上的位置坐標(biāo)和流動(dòng)參數(shù)，其中，位置坐標(biāo)為特征線網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)在圓柱坐標(biāo)系下 軸向坐標(biāo)軸X上的坐標(biāo)值和徑向坐標(biāo)軸γ上的坐標(biāo)值，流動(dòng)參數(shù)包括當(dāng)?shù)仂o壓、當(dāng)?shù)孛芏?、?dāng) 地速度和當(dāng)?shù)亓鲃?dòng)方向角，前緣激波1〇'-13'-41上的特征線網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)上的位置坐標(biāo)可以表 示出前緣激波外形。由前緣激波10 ' -13 ' -41、尖頭回轉(zhuǎn)體母線43及直線41 -39所圍成的區(qū)域 即為機(jī)翼軸對(duì)稱基準(zhǔn)流場(chǎng)。
[0021 ] S3.給定飛行器前體前緣線、進(jìn)氣道唇口型線、進(jìn)氣道前掠側(cè)板前緣線和機(jī)翼前緣 線在底部橫截面的投影曲線;從前體前緣線、進(jìn)氣道唇口型線和進(jìn)氣道前掠側(cè)板前緣線出 發(fā)，在高超聲速飛行器前體-進(jìn)氣道一體化軸對(duì)稱基準(zhǔn)流場(chǎng)中進(jìn)行流線追蹤，生成高超聲速 飛行器前體-進(jìn)氣道一體化構(gòu)型;從機(jī)翼前緣線出發(fā)，在機(jī)翼軸對(duì)稱基準(zhǔn)流場(chǎng)中進(jìn)行流線追 蹤，生成機(jī)翼構(gòu)型;高超聲速飛行器前體-進(jìn)氣道一體化構(gòu)型和機(jī)翼構(gòu)型共同組成高超聲速 飛行器前體-進(jìn)氣道-機(jī)翼乘波一體化構(gòu)型。
[0022]進(jìn)一步地，本發(fā)明的步驟SI. 1中，進(jìn)氣道唇口所在的橫截面12的選取原則是該橫 截面與點(diǎn)10沿X軸方向的距離大于飛行器前體長(zhǎng)度。
[0023]進(jìn)一步地，本發(fā)明的步驟SI. 1中，位置坐標(biāo)為特征線網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)在圓柱坐標(biāo)系下軸 向坐標(biāo)軸X上的坐標(biāo)值和徑向坐標(biāo)軸Y上的坐標(biāo)值，流動(dòng)參數(shù)包括當(dāng)?shù)仂o壓、當(dāng)?shù)孛芏?、?dāng)?shù)?速度、當(dāng)?shù)亓鲃?dòng)方向角，前緣激波15上的特征線網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)上的位置坐標(biāo)可以表示出前緣激 波外形。所述特征線網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)是左行特征線與右行特征線的交點(diǎn)。
[0024]進(jìn)一步地，本發(fā)明的步驟SI. 2中，利用預(yù)估-校正的迭代方法求解反射激波13-18 的位置，其方法如下：
[0025]反射激波13-18的起始點(diǎn)是點(diǎn)13,反射激波13-18與左行特征線的交點(diǎn)稱為激波 點(diǎn)，求解反射激波13-18的位置是求解所有激波點(diǎn)的坐標(biāo)值，直至反射激波13-18與尖頭回 轉(zhuǎn)體母線10-11的交點(diǎn)18。
[0026]針對(duì)反射激波13-18上任意兩個(gè)相鄰的激波點(diǎn)22和23,靠近點(diǎn)13的激波點(diǎn)22定義 為上游激波點(diǎn)22，遠(yuǎn)離點(diǎn)13的激波點(diǎn)定義為下游激波點(diǎn)23，由上游激波點(diǎn)22的坐標(biāo)值求解 下游激波點(diǎn)23的坐標(biāo)值方法如下所述：
[0027]特征線網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)是左行特征線與右行特征線的交點(diǎn)，特征線網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)的位置坐標(biāo) 和流動(dòng)參數(shù)均可以通過有旋特征線方法求解得到，特征線網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)的位置坐標(biāo)為特征線網(wǎng) 格節(jié)點(diǎn)在圓柱坐標(biāo)系下軸向坐標(biāo)軸X上的坐標(biāo)值和徑向坐標(biāo)軸Y上的坐標(biāo)值，流動(dòng)參數(shù)包括 當(dāng)?shù)仂o壓、當(dāng)?shù)孛芏取?dāng)?shù)厮俣?、?dāng)?shù)亓鲃?dòng)方向角；
[0028] 預(yù)估-校正的迭代方法中的預(yù)估方程如式(1)所示，校正的迭代方程如式(2)所示：
[0029] ⑴.
[0030] (2)
[0031] 其中，X為激波點(diǎn)在圓柱坐標(biāo)系的軸向坐標(biāo)軸的坐標(biāo)，r為激波點(diǎn)在圓柱坐標(biāo)系的 徑向坐標(biāo)軸的坐標(biāo)，ri為上游激波點(diǎn)22的在圓柱坐標(biāo)系的徑向坐標(biāo)軸的值，i為激波點(diǎn)的位 置編號(hào)，Ax為下游激波點(diǎn)23和上游激波點(diǎn)22在X方向的差值，β是反射激波的當(dāng)?shù)丶げń牵?所述當(dāng)?shù)丶げń鞘羌げㄅc波前速度方向的夾角；4是下游激波點(diǎn)23預(yù)估后的Ht，W1是下 游激波點(diǎn)23校正η次之后所得到的r值;θ1;1是上游激波點(diǎn)22的波前的當(dāng)?shù)亓鲃?dòng)方向角Θ值， Cu11是下游激波點(diǎn)23校正η-I次之后所得到的波前的當(dāng)?shù)亓鲃?dòng)方向角Θ值，由左行特征 線上的點(diǎn)20和點(diǎn)21的Θ值線性插值得到;β,是上游激波點(diǎn)22的β值，私1是下游激波點(diǎn)23校 正η-I次之后所得到的β值，KI1由式⑶求解得到：
[0032]
⑶
[0033] 其中，風(fēng)=和分別為下游激波點(diǎn)23校正η-I次之后所得到的波前的當(dāng)?shù)伛R赫 數(shù)M值和當(dāng)?shù)亓鲃?dòng)方向角Θ值，由左行特征線上的點(diǎn)20和點(diǎn)21的Θ值線性插值得到；0i+1,2 是下游激波點(diǎn)23的波后的當(dāng)?shù)亓鲃?dòng)方向角Θ值