高超聲速飛行器與進(jìn)氣道內(nèi)外乘波一體化設(shè)計(jì)方法
【專利摘要】高超聲速飛行器與進(jìn)氣道內(nèi)外乘波一體化設(shè)計(jì)方法，涉及臨近空間飛行器。先指定空氣動(dòng)力學(xué)特征再反推出滿足該特征的設(shè)計(jì)方案。指定某復(fù)雜形狀的三維激波曲面，獲取其橫向曲率中心變化規(guī)律；由此反推出滿足乘波設(shè)計(jì)所需的一系列基本流場；在每一周向位置的基本流場中進(jìn)行不同曲率中心，不同徑向位置的流線追蹤；最終獲得能夠產(chǎn)生該指定復(fù)雜三維激波曲面的乘波裝置，即一體化設(shè)計(jì)方案。在保持乘波體與內(nèi)乘波進(jìn)氣道優(yōu)點(diǎn)的同時(shí)，實(shí)現(xiàn)了兩種高性能裝置的一體化設(shè)計(jì)，能夠同時(shí)獲得高升阻比的乘波體構(gòu)型及全流量捕獲的進(jìn)氣道方案，從而提高飛行器的總體性能。
【專利說明】高超聲速飛行器與進(jìn)氣道內(nèi)外乘波一體化設(shè)計(jì)方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及臨近空間飛行器，尤其是涉及一種高超聲速飛行器與進(jìn)氣道內(nèi)外乘波一體化設(shè)計(jì)方法。
【背景技術(shù)】
[0002]臨近空間飛行器的發(fā)展涉及國家安全與和平利用空間，是目前國際競相爭奪空間技術(shù)的焦點(diǎn)之一，而臨近空間高超聲速遠(yuǎn)程機(jī)動(dòng)飛行器的研究又因其重要的戰(zhàn)略意義成為臨近空間飛行器發(fā)展的重中之重。以美國、俄羅斯為代表的世界強(qiáng)國都在大力推進(jìn)各自的高超聲速飛行研制計(jì)劃。自上世紀(jì)60年代以來的大量研究充分說明，飛機(jī)器與推進(jìn)系統(tǒng)的一體化設(shè)計(jì)是實(shí)現(xiàn)高超聲速飛行的關(guān)鍵，而機(jī)體與推進(jìn)系統(tǒng)一體化的核心則是飛行器和進(jìn)氣道的一體化。近半個(gè)世紀(jì)來，許多學(xué)者在飛行器外形設(shè)計(jì)和高超聲速進(jìn)氣道研究方面開展了細(xì)致的研究工作，從目前的研究熱點(diǎn)和趨勢看，外乘波體飛行器設(shè)計(jì)和三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道研究已經(jīng)成為兩個(gè)領(lǐng)域內(nèi)公認(rèn)的先進(jìn)設(shè)計(jì)方法和領(lǐng)先技術(shù)。
[0003]從目前各國公布的航天計(jì)劃來看，乘波前體外形已經(jīng)成為多數(shù)國家選用的單級(jí)入軌飛行器或雙級(jí)入軌第一級(jí)飛行器的基本構(gòu)型。外乘波體外形特點(diǎn)是可以保證所有前緣都具有附體的激波，從而阻隔了飛行器上下表面的流動(dòng)，因此在獲得相同升力的情況下，夕卜乘波體可以獲得比常規(guī)飛行器構(gòu)型高得多的升阻比。關(guān)于飛行器乘波構(gòu)型的研究已經(jīng)十分深入，國外學(xué)者對它的研究文獻(xiàn)不下百篇，其中Jones和Lewis (M.Lewis, A HypersonicPropulsion Airframe Integration Overview, 39th AIAA 與 ASME 與 SAE 與 ASEE JointPropulsion Conference and Exhibit, 2003)的綜述很詳細(xì)的歸納總結(jié)了外乘波體設(shè)計(jì)方法的技術(shù)特點(diǎn)和發(fā)展歷程。按照外乘波體設(shè)計(jì)理論與方法分，外乘波體設(shè)計(jì)主要包括兩類，即指定激波生成體方法和不需要生成體而直接指定期望的激波形狀的密切錐方法。其中，由于可以指定激波在展向的形狀，密切錐方法較指定激波生成體方法更具有一般性，且它更適合于高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)研究。此外，國內(nèi)外很多學(xué)者還就外乘波體外形優(yōu)化與工程設(shè)計(jì)方面開展了深入而細(xì)致的研究。從效果上說，目前的外乘波體設(shè)計(jì)已經(jīng)可以實(shí)現(xiàn):對于任意給定的等波強(qiáng)三維激波形狀，反設(shè)計(jì)出與之匹配的外乘波體構(gòu)型，即實(shí)現(xiàn)給定激波形狀條件下的三維外乘波體設(shè)計(jì)。
[0004]進(jìn)氣道是高超聲速飛行器推進(jìn)系統(tǒng)中的主要部件。它位于飛行器的前部，直接與高超聲速飛行器前體相連接，起著壓縮來流，為下游提供盡可能多高能氣流的作用。從技術(shù)角度分析，高超聲速進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)要求主要有以下幾點(diǎn):①設(shè)計(jì)狀態(tài)流量捕獲能力強(qiáng)，為推進(jìn)系統(tǒng)提供盡可能多的流量；②在壓縮氣流至所需壓比的同時(shí)，應(yīng)做到效率(出口總壓)高和出口氣流畸變??；③設(shè)計(jì)方案應(yīng)在結(jié)構(gòu)上對飛行器總體性能有利:長度盡量短、幾何形狀固定都有利于減輕重量、提高性能；④外流阻力小，這就要求進(jìn)氣道溢流小，且進(jìn)氣道迎風(fēng)面積與捕獲面積之比盡量??；⑤應(yīng)有盡量寬的工作馬赫數(shù)范圍，因而進(jìn)氣道要能在低M數(shù)時(shí)自動(dòng)溢流。為了實(shí)現(xiàn)以上目標(biāo)，人們提出了一系列高超聲速進(jìn)氣道形式，主要包括:二元式進(jìn)氣道、軸對稱式進(jìn)氣道、側(cè)壓式進(jìn)氣道，并就它們的設(shè)計(jì)方法、流動(dòng)特征、工作特性、工程設(shè)計(jì)研究等問題開展了研究。此外，近兩年來，國外研究人員還提出了一系列三維內(nèi)收縮高超聲速進(jìn)氣道設(shè)計(jì)思路和方案。如:美國約翰霍普金斯大學(xué)F.S.Billig等提出的流線追蹤 Busemann 進(jìn)氣道(O’Brien, T.F.and Colville, J.R., Analytical Computation ofLeading Edge Truncation Effects on InviscidBusemann Inlet Performance, 45th AIMAerospace Sciences Meeting and Exhibit, 2007);美國 Astrox公司的P.K.Ajay 等提出的“Funnel，，型進(jìn)氣道概念(Billig, F.S.and Kothari, A.P., Streamline Tracing:Techniquefor Designing Hypersonic Vehicles, Journal of Propulsion and Power, Vol.16, N0.3，2000, pp.465-471);美國航天宇航研究中心的Μ.K.Smart等提出的將矩形進(jìn)口光滑轉(zhuǎn)為捕圓形出口(Smart, M.K.and Trexler, C.A., Mach4Performance of a Fixed-GeometryHypersonic Inlet with Rectangular-to-Elliptical Shape Transition,41st AIAAAerospace Sciences Meeting&Exhibit, 2002)的思路；英國牛津大學(xué)提出的模塊化乘波式進(jìn)氣道等。在國內(nèi)，尤延鋮等學(xué)者率先將外流乘波理論運(yùn)用在進(jìn)氣道內(nèi)流研究中，提出了一種被稱為內(nèi)乘波式的三維內(nèi)收縮高超聲速進(jìn)氣道。數(shù)值模擬和高焓風(fēng)洞試驗(yàn)證實(shí):設(shè)計(jì)狀態(tài)下，該進(jìn)氣道在可以全流量捕獲來流；在非設(shè)計(jì)狀態(tài)，該類進(jìn)氣道可以通過進(jìn)口的自動(dòng)溢流，明顯改善低馬赫數(shù)工作能力，因而具有較好的總體特性。
[0005]雖然在高超聲速飛行器和高超聲速進(jìn)氣道研究領(lǐng)域，各項(xiàng)研究已經(jīng)取得了顯著的進(jìn)展，部件性能也在不斷提升。然而，迄今為止，科研人員尚未找到有效的方法，將飛行器與進(jìn)氣道部件一體化，使二者的結(jié)合實(shí)現(xiàn)飛行器總體升與推與阻性能的最大化。由于二者工作要求不同，很長一段時(shí)間里，人們一直認(rèn)為一體化就是分別設(shè)計(jì)兩個(gè)高性能部件，對它們進(jìn)行相干疊加和相互折衷。但一體化設(shè)計(jì)問題絕非如此簡單。美國空軍高超聲速計(jì)劃首席科學(xué)家 Mark Lewis 在文獻(xiàn)(Μ.Lewis, A Hypersonic Propulsion AirframeIntegration Overview, 39th AIAA 與ASME 與 SAE 與ASEE Joint Propulsion Conferenceand Exhibit，2003)中指出，雖然完善的乘波理論可以幫助我們很容易地設(shè)計(jì)出升阻比7?8的飛行器，但現(xiàn)有的匹配上發(fā)動(dòng)機(jī)的高超聲速飛行器升阻比最大也只有3.8。由此可見，目前制約高超聲速系統(tǒng)總體性能的關(guān)鍵問題是缺乏高效的飛行器與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)方法。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0006]本發(fā)明的目的旨在針對現(xiàn)有的飛行器與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)方法存在的上述不足，提供一種以乘波理論為基礎(chǔ)，同時(shí)適用于內(nèi)、外流的廣義乘波理論，并將它運(yùn)用于高超聲速系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)的高超聲速飛行器與進(jìn)氣道內(nèi)外乘波一體化設(shè)計(jì)方法。
[0007]本發(fā)明包括以下步驟:
[0008]I)根據(jù)設(shè)計(jì)要求指定三維激波曲面，得到連續(xù)的高超聲速外乘波體飛行器與內(nèi)乘波進(jìn)氣道所乘激波曲線外乘波段、高超聲速外乘波體飛行器與內(nèi)乘波進(jìn)氣道所乘激波曲線內(nèi)乘波段，所述高超聲速外乘波體飛行器與內(nèi)乘波進(jìn)氣道所乘激波曲線外乘波段、所述高超聲速外乘波體飛行器與內(nèi)乘波進(jìn)氣道所乘激波曲線內(nèi)乘波段依靠高超聲速外乘波飛行器前體與內(nèi)乘波進(jìn)氣道所乘激波曲線二元平面乘波段過度，高超聲速外乘波飛行器前體與內(nèi)乘波進(jìn)氣道所乘激波曲線二元平面乘波段所具有的性質(zhì)是曲率半徑無窮大，并獲取三維波系內(nèi)乘波段激波曲線當(dāng)?shù)厍手行呐c三維波系外乘波段激波曲線當(dāng)?shù)厍手行?；三維波系內(nèi)乘波段激波曲線當(dāng)?shù)厍手行呐c三維波系外乘波段激波曲線當(dāng)?shù)厍手行牡姆较蛳喾矗揽咳S波系二元平面乘波段密切軸銜接，從而實(shí)現(xiàn)激波面曲率中心由外流向內(nèi)流的連續(xù)過度；
[0009]2)以離散激波曲線與曲率中心的關(guān)系反推出一系列基本流場，所述基本流場包括外乘波部分與內(nèi)乘波部分，其中外乘波部分的基本流場是一系列變曲率半徑的圓錐流場；內(nèi)乘波部分的基本流場是一系列變曲率半徑的含有中心體的軸對稱內(nèi)收縮流場；
[0010]在步驟2 )中，所述以離散激波曲線與曲率中心的關(guān)系反推出一系列基本流場的具體步驟可為:
[0011](1)確定高超聲速飛行器設(shè)計(jì)條件，所述高超聲速飛行器設(shè)計(jì)條件包括來流馬赫數(shù)Ma、入射激波角β等；
[0012](2)指定三維波系二元平面乘波段密切軸、三維波系內(nèi)乘波段密切軸和三維波系外乘波段密切軸所在垂直于紙面方向的平面為其密切面；
[0013](3)外乘波部分的基本流場是一系列變曲率半徑的圓錐流場，根據(jù)來流條件可計(jì)算出圓錐半頂角α，根據(jù)將激波曲線離散為激波曲線段的離散點(diǎn)的曲率半徑^確定當(dāng)?shù)孛芮休S所對應(yīng)密切錐激波在設(shè)計(jì)截面內(nèi)的形狀，進(jìn)而可根據(jù)密切錐半頂角α確定當(dāng)?shù)孛芮休S所對應(yīng)密切錐的底面形狀，三維波系外乘波段激波曲線當(dāng)?shù)厍手行募串?dāng)?shù)孛芮休S所對應(yīng)密切錐的底面中心(即外乘波段激波曲線的當(dāng)?shù)厍手行?；
[0014](4)內(nèi)乘波部分的基本流場是一系列變曲率半徑的含有中心體的軸對稱內(nèi)收縮流場，內(nèi)收縮基本流場由入口、出口、中心體與壁面型線構(gòu)成，其中當(dāng)?shù)孛芮休S所對應(yīng)內(nèi)收縮基本流場入口由三維波系內(nèi)乘波段激波曲線當(dāng)?shù)厍手行闹廉?dāng)?shù)孛芮休S與前緣捕獲型線在設(shè)計(jì)平面內(nèi)的交點(diǎn)的距離d確定，當(dāng)?shù)孛芮休S所對應(yīng)內(nèi)收縮基本流場中心體截面形狀由將激波曲線離散為激波曲線段的離散點(diǎn)處的曲率半徑^確定，求出當(dāng)?shù)孛芮休S所對應(yīng)內(nèi)收縮基本流場入口與當(dāng)?shù)孛芮休S所對應(yīng)內(nèi)收縮基本流場中心體截面形狀后需設(shè)計(jì)出能夠滿足步驟(1)中所述設(shè)計(jì)條件的壁面型線，從而確定當(dāng)?shù)孛芮休S所對應(yīng)內(nèi)收縮基本流場出口形狀，三維波系內(nèi)乘波段激波曲線當(dāng)?shù)厍手行募礊楫?dāng)?shù)孛芮休S對應(yīng)內(nèi)收縮基本流場回轉(zhuǎn)中心在設(shè)計(jì)截面內(nèi)投影位置(即內(nèi)乘波段激波曲線的當(dāng)?shù)厍手行?。
[0015]3)給定外乘波飛行器前體前緣捕獲型線在設(shè)計(jì)截面上的投影和內(nèi)乘波進(jìn)氣道前緣捕獲型線在設(shè)計(jì)截面上的投影，在三維波系二元平面乘波段密切軸、三維波系內(nèi)乘波段密切軸與三維波系外乘波段密切軸所在垂直于紙面方向的平面內(nèi)進(jìn)行流線追蹤，將所得流線在橫向位置上構(gòu)成流面得到外乘波體飛行器前體壓縮段與內(nèi)乘波進(jìn)氣道壓縮型面，外乘波體飛行器前體壓縮段與內(nèi)乘波進(jìn)氣道壓縮型面相連接即構(gòu)成一體化裝置壓縮型面；
[0016]在步驟3)中，所述在三維波系二元平面乘波段密切軸、三維波系內(nèi)乘波段密切軸與三維波系外乘波段密切軸所在垂直于紙面方向的平面內(nèi)進(jìn)行流線追蹤，將所得流線在橫向位置上構(gòu)成流面得到外乘波體飛行器前體壓縮段與內(nèi)乘波進(jìn)氣道壓縮型面，外乘波體飛行器前體壓縮段與內(nèi)乘波進(jìn)氣道壓縮型面相連接即構(gòu)成一體化裝置壓縮型面的具體方法可為:
[0017](I)給定外乘波飛行器前體前緣捕獲型線在設(shè)計(jì)截面上的投影、內(nèi)乘波進(jìn)氣道前緣捕獲型線在設(shè)計(jì)截面上的投影；
[0018](2)分別根據(jù)三維波系內(nèi)乘波段激波曲線當(dāng)?shù)厍手行摹⑷S波系外乘波段激波曲線當(dāng)?shù)厍手行闹廉?dāng)?shù)孛芮休S與前緣捕獲型線在設(shè)計(jì)平面內(nèi)的交點(diǎn)的距離d與入射激波角β使用計(jì)算公式xf=dXtan(i3)確定外乘波段當(dāng)?shù)厍熬夵c(diǎn)位置與內(nèi)乘波段當(dāng)?shù)厍熬夵c(diǎn)位置；
[0019](3) 一體化裝置壓縮型面由外乘波體飛行器前體壓縮段與內(nèi)乘波進(jìn)氣道壓縮型面構(gòu)成，對于外乘波體飛行器前體壓縮段，根據(jù)將激波曲線離散為激波曲線段的離散點(diǎn)處的曲率半徑rw與入射激波角β使用計(jì)算公式Xt^rwX tan ( β )確定外乘波段當(dāng)?shù)孛芮休S所對應(yīng)密切錐頂點(diǎn)，利用已求出的外乘波段當(dāng)?shù)厍熬夵c(diǎn)位置在對應(yīng)三維波系外乘波段密切軸所在的密切面內(nèi)進(jìn)行流線追蹤，得到外乘波段當(dāng)?shù)叵卤砻嫘途€，各密切面內(nèi)均能用相同的方法生成一條流線，將離散的流線在橫向位置組合成流面，按外乘波飛行器前體設(shè)計(jì)長度要求將流面截?cái)噢D(zhuǎn)平并沿X方向有序排列，即構(gòu)成外乘波體飛行器前體壓縮段；對于內(nèi)乘波進(jìn)氣道壓縮型面，已求出內(nèi)乘波段當(dāng)?shù)厍熬夵c(diǎn)位置即為當(dāng)?shù)孛芮休S所對應(yīng)內(nèi)收縮基本流場入口的X位置，其中心體半徑已在步驟2)中求出，求出滿足設(shè)計(jì)入射激波角β的內(nèi)乘波進(jìn)氣道壓縮面型線；各密切面內(nèi)均能用相同的方法得到一條型線，將離散的型線在橫向位置組合即構(gòu)成內(nèi)乘波進(jìn)氣道壓縮型面，型線的末端對應(yīng)內(nèi)乘波進(jìn)氣道肩部型線；內(nèi)乘波進(jìn)氣道壓縮型面包括內(nèi)乘波進(jìn)氣道外壓縮段與內(nèi)乘波進(jìn)氣道內(nèi)壓縮段，其中位于內(nèi)乘波進(jìn)氣道唇口之前的內(nèi)乘波進(jìn)氣道壓縮型面為內(nèi)乘波進(jìn)氣道外壓縮段，位于內(nèi)乘波進(jìn)氣道唇口之后的內(nèi)乘波進(jìn)氣道壓縮型面為內(nèi)乘波進(jìn)氣道內(nèi)壓縮段；內(nèi)乘波進(jìn)氣道由內(nèi)乘波進(jìn)氣道肩部型線處轉(zhuǎn)平進(jìn)入內(nèi)乘波進(jìn)氣道隔離段，飛行器上表面由高超聲速外乘波飛行器前體與內(nèi)乘波進(jìn)氣道前緣捕獲型線沿X方向拉伸生成；
[0020](4)外乘波體飛行器前體壓縮段與內(nèi)乘波進(jìn)氣道壓縮型面的連接主要體現(xiàn)在外乘波體飛行器前體壓縮段與內(nèi)乘波進(jìn)氣道外壓縮段的連接上；外乘波體飛行器前體壓縮段與內(nèi)乘波進(jìn)氣道外壓縮段依靠二元平面壓縮段連接過渡，當(dāng)離散激波點(diǎn)的曲率半徑分別由三維波系外乘波段激波曲線當(dāng)?shù)厍手行呐c三維波系內(nèi)乘波段激波曲線當(dāng)?shù)厍手行牡挠邢拗第呌谌S波系二元平面乘波段密切軸時(shí)，兩部分同時(shí)趨近于相同的二元平面流動(dòng)，實(shí)現(xiàn)了外乘波體飛行器前體壓縮段與`內(nèi)乘波進(jìn)氣道外壓縮段的無縫對接和一體化設(shè)計(jì)。
[0021]4)以步驟3)中所述流面為基礎(chǔ)對高超聲速飛行器進(jìn)行幾何構(gòu)造，獲得在設(shè)計(jì)飛行狀態(tài)下能夠產(chǎn)生高超聲速外乘波飛行器前體與內(nèi)乘波進(jìn)氣道所乘激波曲線外乘波段、高超聲速外乘波飛行器前體與內(nèi)乘波進(jìn)氣道所乘激波曲線內(nèi)乘波段、高超聲速外乘波飛行器前體與內(nèi)乘波進(jìn)氣道所乘激波曲線二元平面乘波段的一體化裝置。
[0022]在步驟4)中，所述幾何構(gòu)造包括飛行器上表面、飛行器下表面、隔離段向后等直拉伸。
[0023]本發(fā)明的結(jié)構(gòu)包括外乘波飛行器前體和內(nèi)乘波進(jìn)氣道。由于采用了一體化設(shè)計(jì)，內(nèi)乘波進(jìn)氣道與外乘波飛行器前體不再通過分開設(shè)計(jì)、相互疊加的方法，從而克服飛行器設(shè)計(jì)時(shí)內(nèi)、外流部件相結(jié)合所產(chǎn)生的干擾及難兼容問題。
[0024]本發(fā)明以密切錐導(dǎo)乘波理論及其在內(nèi)部管道流動(dòng)上的應(yīng)用為基礎(chǔ)。設(shè)計(jì)過程中預(yù)先設(shè)計(jì)所需要內(nèi)外一體激波曲面，然后將該一體激波曲面橫截面形狀離散為一系列微元段，并根據(jù)它們的當(dāng)?shù)厍手行脑O(shè)計(jì)內(nèi)外乘波一體化方案。其中，外乘波部分嚴(yán)格遵守密切錐導(dǎo)外乘波體理論。外流越靠近內(nèi)乘波進(jìn)氣道部分曲率半徑越大，直至曲率半徑趨于無窮。內(nèi)乘波進(jìn)氣道部分采用含有中心體的軸對稱基本流場，回轉(zhuǎn)母線形狀保持不變，回轉(zhuǎn)半徑(即曲率半徑)可以調(diào)節(jié)。當(dāng)外乘波飛行器前體和內(nèi)乘波進(jìn)氣道基本流場的曲率半徑都趨于無窮時(shí)，基本流場轉(zhuǎn)化為二元楔導(dǎo)平面流場來實(shí)現(xiàn)內(nèi)外乘波的銜接，最終實(shí)現(xiàn)內(nèi)外同時(shí)乘波且波后參數(shù)完全相同的高超聲速飛行器與進(jìn)氣道內(nèi)外乘波一體化裝置。
[0025]本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn):高超聲速飛行器與進(jìn)氣道內(nèi)外乘波一體化同時(shí)兼顧了外乘波飛行器前體與內(nèi)乘波進(jìn)氣道的性能。外乘波飛行器前體采用密切錐導(dǎo)乘波理論可以保證設(shè)計(jì)裝置具有較高的升阻力特性。進(jìn)氣道部分為內(nèi)乘波進(jìn)氣道可保證全流量捕獲來流，增大發(fā)動(dòng)機(jī)推力的同時(shí)減小外流阻力；在低馬赫數(shù)情況下又能自動(dòng)調(diào)整溢流，拓寬進(jìn)氣道的工作馬赫數(shù)范圍。依靠曲率半徑無窮遠(yuǎn)的平面楔導(dǎo)乘波體過渡段，實(shí)現(xiàn)內(nèi)外乘波部分的自然過渡，保證了實(shí)現(xiàn)高升阻比的乘波裝置不會(huì)因?yàn)榕c進(jìn)氣道裝置的耦合而犧牲總體性能，從而在不降低升阻比的情況下出色地完成進(jìn)氣道的工作。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0026]圖1是高超聲速飛行器與進(jìn)氣道內(nèi)外乘波一體化方案設(shè)計(jì)截面二維波系圖。
[0027]圖2是高超聲速飛行器與進(jìn)氣道內(nèi)外乘波一體化方案設(shè)計(jì)截面密切設(shè)計(jì)二維示意圖。
[0028]圖3是高超聲速飛行器與進(jìn)氣道內(nèi)外乘波一體化方案密切錐設(shè)計(jì)三維示意圖。
[0029]圖4是高超聲速飛行器與進(jìn)氣道內(nèi)外乘波一體化方案三維輪廓軸測圖。
[0030]圖5是高超聲速飛行器與進(jìn)氣道內(nèi)外乘波一體化方案乘波前體所乘三維波系示意圖。
[0031]圖6是高超聲速飛行器與進(jìn)氣道內(nèi)外乘波一體化方案半剖軸測圖。
[0032]圖7是高超聲速飛行器與進(jìn)氣道內(nèi)外乘波一體化方案左視圖。
[0033]圖8是高超聲速飛行器與進(jìn)氣道內(nèi)外乘波一體化方案仰視圖。
[0034]圖中標(biāo)記為:1表示高超聲速外乘波飛行器前體與內(nèi)乘波進(jìn)氣道所乘激波曲線外乘波段、2表示高超聲速外乘波飛行器前體與內(nèi)乘波進(jìn)氣道所乘激波曲線內(nèi)乘波段、3表示高超聲速外乘波飛行器前體與內(nèi)乘波進(jìn)氣道所乘激波曲線二元平面乘波段、4表示三維波系內(nèi)乘波段激波曲線當(dāng)?shù)厍手行摹?表示三維波系外乘波段激波曲線當(dāng)?shù)厍手行摹?表示三維波系二元平面乘波段密切軸、7表示外乘波飛行器前體前緣捕獲型線在設(shè)計(jì)截面上的投影、8表示內(nèi)乘波進(jìn)氣道前緣捕獲型線在設(shè)計(jì)截面上的投影、9表示外乘波體飛行器前體壓縮段、10表示內(nèi)乘波進(jìn)氣道外壓縮段、11表示二元平面壓縮段、12表示三維波系內(nèi)乘波段密切軸、13表示三維波系外乘波段密切軸、14表示將激波曲線離散為激波曲線段的離散點(diǎn)、15表示當(dāng)?shù)孛芮休S與前緣捕獲型線在設(shè)計(jì)平面內(nèi)的交點(diǎn)、16表示外乘波飛行器前體下表面型線、17表示當(dāng)?shù)孛芮休S所對應(yīng)圓錐激波在設(shè)計(jì)截面內(nèi)的形狀、18表示當(dāng)?shù)孛芮休S所對應(yīng)圓錐的底面形狀、19表示當(dāng)?shù)孛芮休S所對應(yīng)圓錐的底面中心(S卩外乘波段激波曲線的當(dāng)?shù)厍手行?、20表示當(dāng)?shù)孛芮休S所對應(yīng)內(nèi)收縮基本流場入口、21表示當(dāng)?shù)孛芮休S所對應(yīng)內(nèi)收縮基本流場中心體截面形狀、22表示當(dāng)?shù)孛芮休S所對應(yīng)內(nèi)收縮基本流場出口形狀、23表示當(dāng)?shù)孛芮休S對應(yīng)內(nèi)收縮基本流場回轉(zhuǎn)中心在設(shè)計(jì)截面內(nèi)投影位置(即內(nèi)乘波段激波曲線的當(dāng)?shù)厍手行?、24表示高超聲速來流方向、25表示外乘波段當(dāng)?shù)孛芮休S所對應(yīng)密切錐頂點(diǎn)、26表示外乘波段當(dāng)?shù)孛芮休S所對應(yīng)密切錐中心線、27表示外乘波段當(dāng)?shù)孛芮休S所對應(yīng)的密切錐、28表示外乘波段當(dāng)?shù)孛芮休S所對應(yīng)的圓錐激波面、29表示外乘波段當(dāng)?shù)厍熬夵c(diǎn)位置、30表示內(nèi)收縮基本流場回轉(zhuǎn)中心線、31表示內(nèi)收縮基本流場中心體直線段、32表示外乘波段當(dāng)?shù)叵卤砻嫘途€、33、表示外乘波段當(dāng)?shù)厣媳砻嫘途€、34表示內(nèi)收縮基本流場入射激波、35表示內(nèi)乘波段當(dāng)?shù)厍熬夵c(diǎn)位置、36表示內(nèi)乘波進(jìn)氣道壓縮面型線、37表示構(gòu)成內(nèi)乘波進(jìn)氣道上表面的型線、38表示高超聲速飛行器進(jìn)氣道前緣捕獲型線、39表示內(nèi)乘波進(jìn)氣道肩部型線、40表示內(nèi)乘波進(jìn)氣道隔離段、41表示內(nèi)乘波進(jìn)氣道隔離段出口、42表示外乘波飛行器前體、43表示內(nèi)乘波進(jìn)氣道壓縮型面、44表示內(nèi)乘波進(jìn)氣道唇口、45表示高超聲速飛行器外乘波前體截面形狀、46表示高超聲速飛行器乘波前體所乘三維壓縮波系、47表示內(nèi)乘波進(jìn)氣道橫向溢流口。
【具體實(shí)施方式】
[0035]高超聲速飛行器與進(jìn)氣道內(nèi)外乘波一體化設(shè)計(jì)方法，是一種空氣動(dòng)力學(xué)的反設(shè)計(jì)方法，即先指定其空氣動(dòng)力學(xué)特征再反推出滿足該特征的設(shè)計(jì)方案。
[0036]高超聲速飛行器與進(jìn)氣道內(nèi)外乘波一體化設(shè)計(jì)方法的主要實(shí)施步驟包括:
[0037]I)、根據(jù)設(shè)計(jì)要求指定三維激波曲面，得到連續(xù)的高超聲速外乘波體飛行器與內(nèi)乘波進(jìn)氣道所乘激波曲線外乘波段1、高超聲速外乘波體飛行器與內(nèi)乘波進(jìn)氣道所乘激波曲線內(nèi)乘波段2，高超聲速外乘波體飛行器與內(nèi)乘波進(jìn)氣道所乘激波曲線外乘波段1、高超聲速外乘波體飛行器與內(nèi)乘波進(jìn)氣道所乘激波曲線內(nèi)乘波段2依靠高超聲速外乘波飛行器前體與內(nèi)乘波進(jìn)氣道所乘激波曲線二元平面乘波段3過度，高超聲速外乘波飛行器前體與內(nèi)乘波進(jìn)氣道所乘激波曲線二元平面乘波段3所具有的性質(zhì)是曲率半徑無窮大，并獲取三維波系內(nèi)乘波段激波曲線當(dāng)?shù)厍手行?與三維波系外乘波段激波曲線當(dāng)?shù)厍手行?br> 5。三維波系內(nèi)乘波段激波曲線當(dāng)?shù)厍手行?與三維波系外乘波段激波曲線當(dāng)?shù)厍手行?的方向相反，依靠三維波系二元平面乘波段密切軸6銜接，從而實(shí)現(xiàn)激波面曲率中心由外流向內(nèi)流的連續(xù)過度。
[0038]2)、以離散激波曲線與曲率中心的關(guān)系反推出一系列基本流場?；玖鲌霭ㄍ獬瞬ú糠峙c內(nèi)乘波部分，其中外乘波部分的基本流場是一系列變曲率半徑的圓錐流場；內(nèi)乘波部分的基本流場是一系列變曲率半徑的含有中心體的軸對稱內(nèi)收縮流場。基本流場反推出的具體方法見下文。
[0039]3)、給定外乘波飛行器前體前緣捕獲型線在設(shè)計(jì)截面上的投影7和內(nèi)乘波進(jìn)氣道前緣捕獲型線在設(shè)計(jì)截面上的投影8，在三維波系二元平面乘波段密切軸6、三維波系內(nèi)乘波段密切軸12與三維波系外乘波段密切軸13所在垂直于紙面方向的平面內(nèi)進(jìn)行流線追蹤，將所得流線在橫向位置上構(gòu)成流面得到外乘波體飛行器前體壓縮段9與內(nèi)乘波進(jìn)氣道壓縮型面43，外乘波體飛行器前體壓縮段9與內(nèi)乘波進(jìn)氣道壓縮型面43相連接即構(gòu)成一體化裝置壓縮型面。所述流線追蹤的具體實(shí)施步驟和外乘波體飛行器前體壓縮段9與內(nèi)乘波進(jìn)氣道壓縮型面43的具體連接方法見下文。
[0040]4)、以步驟3)中所述流面為基礎(chǔ)對高超聲速飛行器進(jìn)行幾何構(gòu)造(如飛行器上、下表面，隔離段向后等直拉伸等)，獲得在設(shè)計(jì)飛行狀態(tài)下能夠產(chǎn)生高超聲速外乘波飛行器前體與內(nèi)乘波進(jìn)氣道所乘激波曲線外乘波段1、高超聲速外乘波飛行器前體與內(nèi)乘波進(jìn)氣道所乘激波曲線內(nèi)乘波段2、高超聲速外乘波飛行器前體與內(nèi)乘波進(jìn)氣道所乘激波曲線二元平面乘波段3的一體化裝置。[0041]上述主要實(shí)施步驟2)所述以離散激波曲線與曲率中心的關(guān)系反推出一系列基本流場的實(shí)施步驟包括。
[0042](I)、確定高超聲速飛行器設(shè)計(jì)條件(來流馬赫數(shù)Ma，入射激波角β )。
[0043](2)、根據(jù)圖1，指定三維波系二元平面乘波段密切軸6、三維波系內(nèi)乘波段密切軸12與三維波系外乘波段密切軸13所在垂直于紙面方向的平面為其密切面。
[0044](3)、外乘波部分的基本流場是一系列變曲率半徑的圓錐流場，根據(jù)來流條件可計(jì)算出圓錐半頂角α。根據(jù)將激波曲線離散為激波曲線段的離散點(diǎn)14的曲率半徑rw確定圖2中當(dāng)?shù)孛芮休S所對應(yīng)密切錐激波在設(shè)計(jì)截面內(nèi)的形狀17，進(jìn)而可根據(jù)密切錐半頂角α確定當(dāng)?shù)孛芮休S所對應(yīng)密切錐的底面形狀18。三維波系外乘波段激波曲線當(dāng)?shù)厍手行?即當(dāng)?shù)孛芮休S所對應(yīng)密切錐的底面中心(即外乘波段激波曲線的當(dāng)?shù)厍手行?19。
[0045](4)、內(nèi)乘波部分的基本流場是一系列變曲率半徑的含有中心體的軸對稱內(nèi)收縮流場，內(nèi)收縮基本流場由入口、出口、中心體與壁面型線構(gòu)成，其中當(dāng)?shù)孛芮休S所對應(yīng)內(nèi)收縮基本流場入口 20由三維波系內(nèi)乘波段激波曲線當(dāng)?shù)厍手行?至當(dāng)?shù)孛芮休S與前緣捕獲型線在設(shè)計(jì)平面內(nèi)的交點(diǎn)15的距離d確定，當(dāng)?shù)孛芮休S所對應(yīng)內(nèi)收縮基本流場中心體截面形狀21由將激波曲線離散為激波曲線段的離散點(diǎn)14處的曲率半徑&確定。求出當(dāng)?shù)孛芮休S所對應(yīng)內(nèi)收縮基本流場入口 20與當(dāng)?shù)孛芮休S所對應(yīng)內(nèi)收縮基本流場中心體截面形狀21后需設(shè)計(jì)出能夠滿足(I)中所述設(shè)計(jì)條件的壁面型線，從而確定當(dāng)?shù)孛芮休S所對應(yīng)內(nèi)收縮基本流場出口形狀22。三維波系內(nèi)乘波段激波曲線當(dāng)?shù)厍手行?即為當(dāng)?shù)孛芮休S對應(yīng)內(nèi)收縮基本流場回轉(zhuǎn)中心在設(shè)計(jì)截面內(nèi)投影位置(即內(nèi)乘波段激波曲線的當(dāng)?shù)厍手行?23。
[0046]上述主要實(shí)施步驟3)所述在每一密切平面內(nèi)進(jìn)行流線追蹤的具體實(shí)施步驟和外乘波體飛行器前體壓縮段9與內(nèi)乘波進(jìn)氣道壓縮型面43的具體連接方法為:
[0047](I)、給定外乘波飛行器前體前緣捕獲型線在設(shè)計(jì)截面上的投影7、內(nèi)乘波進(jìn)氣道前緣捕獲型線在設(shè)計(jì)截面上的投影8。
[0048](2)、分別根據(jù)三維波系內(nèi)乘波段激波曲線當(dāng)?shù)厍手行?、三維波系外乘波段激波曲線當(dāng)?shù)厍手行?至當(dāng)?shù)孛芮休S與前緣捕獲型線在設(shè)計(jì)平面內(nèi)的交點(diǎn)15的距離d與入射激波角β使用計(jì)算公式xf=d*tan(i3)確定外乘波段當(dāng)?shù)厍熬夵c(diǎn)位置29與內(nèi)乘波段當(dāng)?shù)厍熬夵c(diǎn)位置35。
[0049](3)、一體化裝置壓縮型面由外乘波體飛行器前體壓縮段9與內(nèi)乘波進(jìn)氣道壓縮型面43構(gòu)成，對于外乘波體飛行器前體壓縮段9，根據(jù)將激波曲線離散為激波曲線段的離散點(diǎn)14處的曲率半徑rw與入射激波角β使用計(jì)算公式Xtj=IV^tan ( β )確定外乘波段當(dāng)?shù)孛芮休S所對應(yīng)密切錐頂點(diǎn)25。利用已求出的外乘波段當(dāng)?shù)厍熬夵c(diǎn)位置29在對應(yīng)三維波系外乘波段密切軸13所在的密切面內(nèi)進(jìn)行流線追蹤，得到外乘波段當(dāng)?shù)叵卤砻嫘途€32。各密切面內(nèi)均能用相同的方法生成一條流線，將離散的流線在橫向位置組合成流面，按外乘波飛行器前體設(shè)計(jì)長度要求將流面截?cái)噢D(zhuǎn)平并沿X方向有序排列，即構(gòu)成外乘波體飛行器前體壓縮段9。對于內(nèi)乘波進(jìn)氣道壓縮型面43，已求出內(nèi)乘波段當(dāng)?shù)厍熬夵c(diǎn)位置35即為當(dāng)?shù)孛芮休S所對應(yīng)內(nèi)收縮基本流場入口 20的X位置，其中心體半徑已在實(shí)施步驟2中求出，求出滿足設(shè)計(jì)入射激波角β的內(nèi)乘波進(jìn)氣道壓縮面型線36。各密切面內(nèi)均能用相同的方法得到一條型線，將離散的型線在橫向位置組合即構(gòu)成內(nèi)乘波進(jìn)氣道壓縮型面43，型線的末端對應(yīng)內(nèi)乘波進(jìn)氣道肩部型線39。內(nèi)乘波進(jìn)氣道壓縮型面43包括內(nèi)乘波進(jìn)氣道外壓縮段與內(nèi)乘波進(jìn)氣道內(nèi)壓縮段，其中位于內(nèi)乘波進(jìn)氣道唇口 44之前的內(nèi)乘波進(jìn)氣道壓縮型面43為內(nèi)乘波進(jìn)氣道外壓縮段10，位于內(nèi)乘波進(jìn)氣道唇口 44之后的內(nèi)乘波進(jìn)氣道壓縮型面43為內(nèi)乘波進(jìn)氣道內(nèi)壓縮段。內(nèi)乘波進(jìn)氣道由內(nèi)乘波進(jìn)氣道肩部型線39處轉(zhuǎn)平進(jìn)入內(nèi)乘波進(jìn)氣道隔離段40。飛行器上表面由高超聲速外乘波飛行器前體與內(nèi)乘波進(jìn)氣道前緣捕獲型線38沿X方向拉伸生成。
[0050](4)、外乘波體飛行器前體壓縮段9與內(nèi)乘波進(jìn)氣道壓縮型面43的連接主要體現(xiàn)在外乘波體飛行器前體壓縮段9與內(nèi)乘波進(jìn)氣道外壓縮段10的連接上。外乘波體飛行器前體壓縮段9與內(nèi)乘波進(jìn)氣道外壓縮段10依靠二元平面壓縮段11連接過渡。當(dāng)離散激波點(diǎn)的曲率半徑分別由三維波系外乘波段激波曲線當(dāng)?shù)厍手行?與三維波系內(nèi)乘波段激波曲線當(dāng)?shù)厍手行?的有限值趨于三維波系二元平面乘波段密切軸6時(shí)，兩部分同時(shí)趨近于相同的二元平面流動(dòng)。實(shí)現(xiàn)了外乘波體飛行器前體壓縮段9與內(nèi)乘波進(jìn)氣道外壓縮段10的無縫對接和一體化設(shè)計(jì)。
[0051]實(shí)施例:高超聲速飛行器與進(jìn)氣道內(nèi)外乘波一體化設(shè)計(jì)方法，本例給定來流馬赫數(shù)Ma=6.5，入射激波角β=12°，可設(shè)計(jì)圖4所示一體化裝置。所述裝置由外乘波飛行器前體42與內(nèi)乘波進(jìn)氣道組成，內(nèi)乘波進(jìn)氣道包括內(nèi)乘波進(jìn)氣道型面43、內(nèi)乘波進(jìn)氣道唇口 44與內(nèi)乘波進(jìn)氣道隔離段40。該裝置在設(shè)計(jì)條件產(chǎn)生入射激波系如圖5中46所示。在設(shè)計(jì)截面之前未區(qū)分高超聲速外乘波飛行器前體與內(nèi)乘波進(jìn)氣道所乘激波曲線外乘波段1、高超聲速外乘波飛行器前體與內(nèi)乘波進(jìn)氣道所乘激波曲線內(nèi)乘波段2，而是連續(xù)的高超聲速飛行器乘波前體所乘三維壓縮波系46。該三維壓縮波系在設(shè)計(jì)狀態(tài)波后參數(shù)一致，因此氣流不發(fā)生橫向流動(dòng)，有助于提高外乘波飛行器的升阻比性能和內(nèi)乘波進(jìn)氣道流量系數(shù)。同時(shí)，按設(shè)計(jì)狀態(tài)獲取一體化方案幾何型面可以有效地減少進(jìn)氣道的浸濕面積，提高內(nèi)乘波進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)。在低馬赫數(shù)非設(shè)計(jì)狀態(tài)下，三維壓縮波系不再完全貼合內(nèi)乘波進(jìn)氣道唇口 40。外乘波飛行器前體42和內(nèi)乘波進(jìn)氣道型面43內(nèi)外產(chǎn)生壓差，內(nèi)乘波進(jìn)氣道依靠內(nèi)乘波進(jìn)氣道橫向溢流口 47產(chǎn)生溢流，從而增大一體化裝置的工作馬赫數(shù)范圍。
[0052]本發(fā)明包括外乘波飛行器前體和內(nèi)乘波進(jìn)氣道，內(nèi)乘波進(jìn)氣道收縮特征為三維向內(nèi)收縮。
[0053]所述一體化裝置由內(nèi)乘波進(jìn)氣道至外乘波飛行器前體實(shí)現(xiàn)內(nèi)、外流同時(shí)乘波。外乘波飛行器前體與內(nèi)乘波進(jìn)氣道依靠平面二元楔導(dǎo)乘波段實(shí)現(xiàn)過渡。高超聲速來流在裝置前緣處形成橫向曲率中心連續(xù)過渡的內(nèi)外一體激波曲面，一體激波曲面在各橫向位置具有相同的激波強(qiáng)度和波后參數(shù)，能夠滿足設(shè)計(jì)狀態(tài)無橫向流動(dòng)的設(shè)計(jì)條件，內(nèi)外一體激波曲面由內(nèi)、外乘波兩部分組成，內(nèi)、外乘波部分的激波各微元段曲率中心分別位于一體激波曲面的兩側(cè)，即靠近機(jī)體側(cè)和偏離機(jī)體側(cè)。其中，內(nèi)乘波部分曲率中心位于激波的偏離機(jī)體一偵牝而外乘波部分曲率中心位于激波的靠近機(jī)體一側(cè)。
[0054]運(yùn)用本發(fā)明在保持外乘波飛行器前體與內(nèi)乘波進(jìn)氣道優(yōu)點(diǎn)的同時(shí)，實(shí)現(xiàn)了兩種高性能裝置的一體化設(shè)計(jì)，能夠同時(shí)獲得高升阻比的飛行器方案及全流量捕獲的進(jìn)氣道方案，從而提高飛行器與推進(jìn)系統(tǒng)的總體性能。
【權(quán)利要求】
1.高超聲速飛行器與進(jìn)氣道內(nèi)外乘波一體化設(shè)計(jì)方法，其特征在于包括以下步驟: 1)根據(jù)設(shè)計(jì)要求指定三維激波曲面，得到連續(xù)的高超聲速外乘波體飛行器與內(nèi)乘波進(jìn)氣道所乘激波曲線外乘波段、高超聲速外乘波體飛行器與內(nèi)乘波進(jìn)氣道所乘激波曲線內(nèi)乘波段，所述高超聲速外乘波體飛行器與內(nèi)乘波進(jìn)氣道所乘激波曲線外乘波段、所述高超聲速外乘波體飛行器與內(nèi)乘波進(jìn)氣道所乘激波曲線內(nèi)乘波段依靠高超聲速外乘波飛行器前體與內(nèi)乘波進(jìn)氣道所乘激波曲線二元平面乘波段過度，高超聲速外乘波飛行器前體與內(nèi)乘波進(jìn)氣道所乘激波曲線二元平面乘波段所具有的性質(zhì)是曲率半徑無窮大，并獲取三維波系內(nèi)乘波段激波曲線當(dāng)?shù)厍手行呐c三維波系外乘波段激波曲線當(dāng)?shù)厍手行?；三維波系內(nèi)乘波段激波曲線當(dāng)?shù)厍手行呐c三維波系外乘波段激波曲線當(dāng)?shù)厍手行牡姆较蛳喾矗揽咳S波系二元平面乘波段密切軸銜接，從而實(shí)現(xiàn)激波面曲率中心由外流向內(nèi)流的連續(xù)過度； 2)以離散激波曲線與曲率中心的關(guān)系反推出一系列基本流場，所述基本流場包括外乘波部分與內(nèi)乘波部分，其中外乘波部分的基本流場是一系列變曲率半徑的圓錐流場；內(nèi)乘波部分的基本流場是一系列變曲率半徑的含有中心體的軸對稱內(nèi)收縮流場； 3)給定外乘波飛行器前體前緣捕獲型線在設(shè)計(jì)截面上的投影和內(nèi)乘波進(jìn)氣道前緣捕獲型線在設(shè)計(jì)截面上的投影，在三維波系二元平面乘波段密切軸、三維波系內(nèi)乘波段密切軸與三維波系外乘波段密切軸所在垂直于紙面方向的平面內(nèi)進(jìn)行流線追蹤，將所得流線在橫向位置上構(gòu)成流面得到外乘波體飛行器前體壓縮段與內(nèi)乘波進(jìn)氣道壓縮型面，外乘波體飛行器前體壓縮段與內(nèi)乘波進(jìn)氣道壓縮型面相連接即構(gòu)成一體化裝置壓縮型面； 4)以步驟3)中所述流面為基礎(chǔ)對高超聲速飛行器進(jìn)行幾何構(gòu)造，獲得在設(shè)計(jì)飛行狀態(tài)下能夠產(chǎn)生高超聲速外乘波飛行器前體與內(nèi)乘波進(jìn)氣道所乘激波曲線外乘波段、高超聲速外乘波飛行器前體與內(nèi)乘波進(jìn)氣道所乘激波曲線內(nèi)乘波段、高超聲速外乘波飛行器前體與內(nèi)乘波進(jìn)氣道所乘激波曲線二元平面乘波段的一體化裝置。
2.如權(quán)利要求1所述高超聲速飛行器與進(jìn)氣道內(nèi)外乘波一體化設(shè)計(jì)方法，其特征在于在步驟2)中，所述以離散激波曲線與曲率中心的關(guān)系反推出一系列基本流場的具體步驟為: (1)確定高超聲速飛行器設(shè)計(jì)條件，所述高超聲速飛行器設(shè)計(jì)條件包括來流馬赫數(shù)Ma、入射激波角β ; (2)指定三維波系二元平面乘波段密切軸、三維波系內(nèi)乘波段密切軸和三維波系外乘波段密切軸所在垂直于紙面方向的平面為其密切面； (3)外乘波部分的基本流場是一系列變曲率半徑的圓錐流場，根據(jù)來流條件可計(jì)算出圓錐半頂角α，根據(jù)將激波曲線離散為激波曲線段的離散點(diǎn)的曲率半徑^確定當(dāng)?shù)孛芮休S所對應(yīng)密切錐激波在設(shè)計(jì)截面內(nèi)的形狀，進(jìn)而可根據(jù)密切錐半頂角α確定當(dāng)?shù)孛芮休S所對應(yīng)密切錐的底面形狀，三維波系外乘波段激波曲線當(dāng)?shù)厍手行募串?dāng)?shù)孛芮休S所對應(yīng)密切錐的底面中心，即外乘波段激波曲線的當(dāng)?shù)厍手行模? (4 )內(nèi)乘波部分的基本流場是一系列變曲率半徑的含有中心體的軸對稱內(nèi)收縮流場，內(nèi)收縮基本流場由入口、出口、中心體與壁面型線構(gòu)成，其中當(dāng)?shù)孛芮休S所對應(yīng)內(nèi)收縮基本流場入口由三維波系內(nèi)乘波段激波曲線當(dāng)?shù)厍手行闹廉?dāng)?shù)孛芮休S與前緣捕獲型線在設(shè)計(jì)平面內(nèi)的交點(diǎn)的距離d確定，當(dāng)?shù)孛芮休S所對應(yīng)內(nèi)收縮基本流場中心體截面形狀由將激波曲線離散為激波曲線段的離散點(diǎn)處的曲率半徑A確定，求出當(dāng)?shù)孛芮休S所對應(yīng)內(nèi)收縮基本流場入口與當(dāng)?shù)孛芮休S所對應(yīng)內(nèi)收縮基本流場中心體截面形狀后需設(shè)計(jì)出能夠滿足步驟(I)中所述設(shè)計(jì)條件的壁面型線，從而確定當(dāng)?shù)孛芮休S所對應(yīng)內(nèi)收縮基本流場出口形狀，三維波系內(nèi)乘波段激波曲線當(dāng)?shù)厍手行募礊楫?dāng)?shù)孛芮休S對應(yīng)內(nèi)收縮基本流場回轉(zhuǎn)中心在設(shè)計(jì)截面內(nèi)投影位置，即內(nèi)乘波段激波曲線的當(dāng)?shù)厍手行摹?br> 3.如權(quán)利要求1所述高超聲速飛行器與進(jìn)氣道內(nèi)外乘波一體化設(shè)計(jì)方法，其特征在于在步驟3)中，所述在三維波系二元平面乘波段密切軸、三維波系內(nèi)乘波段密切軸與三維波系外乘波段密切軸所在垂直于紙面方向的平面內(nèi)進(jìn)行流線追蹤，將所得流線在橫向位置上構(gòu)成流面得到外乘波體飛行器前體壓縮段與內(nèi)乘波進(jìn)氣道壓縮型面，外乘波體飛行器前體壓縮段與內(nèi)乘波進(jìn)氣道壓縮型面相連接即構(gòu)成一體化裝置壓縮型面的具體方法為: (1)給定外乘波飛行器前體前緣捕獲型線在設(shè)計(jì)截面上的投影、內(nèi)乘波進(jìn)氣道前緣捕獲型線在設(shè)計(jì)截面上的投影； (2)分別根據(jù)三維波系內(nèi)乘波段激波曲線當(dāng)?shù)厍手行?、三維波系外乘波段激波曲線當(dāng)?shù)厍手行闹廉?dāng)?shù)孛芮休S與前緣捕獲型線在設(shè)計(jì)平面內(nèi)的交點(diǎn)的距離d與入射激波角β使用計(jì)算公式Xf=dXtan(i3 )確定外乘波段當(dāng)?shù)厍熬夵c(diǎn)位置與內(nèi)乘波段當(dāng)?shù)厍熬夵c(diǎn)位置； (3)—體化裝置壓縮型面由外乘波體飛行器前體壓縮段與內(nèi)乘波進(jìn)氣道壓縮型面構(gòu)成，對于外乘波體飛行器前體壓縮段，根據(jù)將激波曲線離散為激波曲線段的離散點(diǎn)處的曲率半徑1*￥與入射激波角β使用計(jì)算公式x^i^Xtani^ )確定外乘波段當(dāng)?shù)孛芮休S所對應(yīng)密切錐頂點(diǎn)，利用已求出的外乘波段當(dāng)?shù)厍熬夵c(diǎn)位置在對應(yīng)三維波系外乘波段密切軸所在的密切面內(nèi)進(jìn)行流線追蹤，得到外乘波段當(dāng)?shù)叵卤砻嫘途€，各密切面內(nèi)均能用相同的方法生成一條流線，將離散的流線在橫向位置組合成流面，按外乘波飛行器前體設(shè)計(jì)長度要求將流面截?cái)噢D(zhuǎn)平并沿X方向有序排列，即構(gòu)成外乘波體飛行器前體壓縮段；對于內(nèi)乘波進(jìn)氣道壓縮型面，已求出內(nèi)乘波段當(dāng)?shù)厍熬夵c(diǎn)位置即為當(dāng)?shù)孛芮休S所對應(yīng)內(nèi)收縮基本流場入口的X位置，其中心體半徑已在步驟2)中求出，求出滿足設(shè)計(jì)入射激波角β的內(nèi)乘波進(jìn)氣道壓縮面型線；各密切面內(nèi)均能用相同的方法得到一條型線，將離散的型線在橫向位置組合即構(gòu)成內(nèi)乘波進(jìn)氣道壓縮型面，型線的末端對應(yīng)內(nèi)乘波進(jìn)氣道肩部型線；內(nèi)乘波進(jìn)氣道壓縮型面包括內(nèi)乘波進(jìn)氣道外壓縮段與內(nèi)乘波進(jìn)氣道內(nèi)壓縮段，其中位于內(nèi)乘波進(jìn)氣道唇口之前的內(nèi)乘波進(jìn)氣道壓縮型面為內(nèi)乘波進(jìn)氣道外壓縮段，位于內(nèi)乘波進(jìn)氣道唇口之后的內(nèi)乘波進(jìn)氣道壓縮型面為內(nèi)乘波進(jìn)氣道內(nèi)壓縮段；內(nèi)乘波進(jìn)氣道由內(nèi)乘波進(jìn)氣道肩部型線處轉(zhuǎn)平進(jìn)入內(nèi)乘波進(jìn)氣道隔離段，飛行器上表面由高超聲速外乘波飛行器前體與內(nèi)乘波進(jìn)氣道前緣捕獲型線沿X方向拉伸生成； (4)外乘波體飛行器前體壓縮段與內(nèi)乘波進(jìn)氣道壓縮型面的連接主要體現(xiàn)在外乘波體飛行器前體壓縮段與內(nèi)乘波進(jìn)氣道外壓縮段的連接上；外乘波體飛行器前體壓縮段與內(nèi)乘波進(jìn)氣道外壓縮段依靠二元平面壓縮段連接過渡，當(dāng)離散激波點(diǎn)的曲率半徑分別由三維波系外乘波段激波曲線當(dāng)?shù)厍手行呐c三維波系內(nèi)乘波段激波曲線當(dāng)?shù)厍手行牡挠邢拗第呌谌S波系二元平面乘波段密切軸時(shí)，兩部分同時(shí)趨近于相同的二元平面流動(dòng)，實(shí)現(xiàn)了外乘波體飛行器前體壓縮段與內(nèi)乘波進(jìn)氣道外壓縮段的無縫對接和一體化設(shè)計(jì)。
4.如權(quán)利要求1所述高超聲速飛行器與進(jìn)氣道內(nèi)外乘波一體化設(shè)計(jì)方法，其特征在于在步驟4)中，所述幾何構(gòu)造`包括飛行器上表面、飛行器下表面、隔離段向后等直拉伸。
【文檔編號(hào)】B64D33/02GK103662087SQ201310673528
【公開日】2014年3月26日 申請日期:2013年12月11日 優(yōu)先權(quán)日:2013年12月11日
【發(fā)明者】尤延鋮, 李怡慶, 安平, 潘成劍, 陳榮錢 申請人:廈門大學(xué)