一种基于锥型流场的吸气式高超声速飞行器组合设计方法

1.本发明属于飞行器设计领域，具体涉及一种基于锥型流场的吸气式高超声速飞行器组合设计方法。


背景技术：

2.高超声速飞行器通常是指以超燃冲压发动机为动力或者高速滑翔的飞行器，相比传统的火箭具有成本更低、使用周期短、快速响应、机动性强等特点。高超声速飞行器应用的一个重要指标是航程和载荷能力，其设计水平提升受多种因素影响，如超燃冲压发动机、先进气动布局、轻质与防热结构、飞行控制等技术状态，且各因素在高超声速条件下呈相互紧密耦合特征，设计中不但需要考虑单学科因素，还要考虑多个约束的一体化设计要求，如推进与机体布局一体化设计、气动力/热布局与机体结构一体化设计等。
3.高超声速先进气动布局设计与进气道的耦合设计是吸气式高超飞行器的核心关键技术。传统的一体化设计需要同时考虑整机的气动性能和发动机的性能需求，因此设计变量巨大，设计难度大大提升。超燃冲压发动机需要前体提供高压低马赫数气体，由于传统的高超声速飞行器设计都是前体和进气道完全一体化耦合设计，相互制约非常严重，对于工程应用和加工难度较大，且参数调整很不容易。


技术实现要素：

4.针对上述高超声速飞行器进气道与气动布局一体化设计的缺点，本发明提出了一种基于锥型流场的吸气式高超声速飞行器组合设计方法，以设计具有较好总体气动性能和发动机进气道需求，同时飞行器可参数化设计、便于分块加工的高超声速飞行器。
5.为达到上述目的，本发明提供如下技术方案：
6.一种基于锥型流场的吸气式高超声速飞行器组合设计方法，以基准圆锥流场为基础，将飞行器的设计分为前体设计、机翼设计和中心体设计，实现吸气式高超声速飞行器分块组合设计。
7.优选的，所述前体采用吻切锥乘波体设计方法进行设计，所述前体沿轴向的中间位置激波角大于两侧激波角。
8.优选的，定义进气道(icc)和上表面出口型线(fcc)，选取下表面出口激波曲线和上表面出口型线作为控制曲线，通过设计曲线参数从而生成吻切前体的不同乘波体构型。
9.优选的，上表面出口型线方程为，
[0010][0011]
激波出口型线方程为，
[0012]
[0013]
其中h＝l
·
tanβ，l表示前体长度，β表示激波角。
[0014]
为了保证上下曲线闭合，在端点处满足以下关系，
[0015]
a(l
w-lu)
m-h＝b(l
w-ls)n[0016]
从而可以得到系数a，设计过程中，出口直线段激波半径取不同定值，在直线段与曲线段衔接处保持曲率相同。
[0017]
优选的，所述机翼采用锥导乘波设计或吻切乘波设计，所述机翼对称位置处激波角与机体两侧的激波角保持一致。
[0018]
优选的，所述进气道以前体下表面激波出口型线为基准，以高超声速飞行器飞行参数为来流条件，采用流线追踪方法设计进气道下表面构型，发动机所在中心体的下表面采用不考虑横向流动的流线追踪设计方法。
[0019]
相对现有技术，本发明的有益效果是：
[0020]
本发明所建立的方法具有一般性和拓展性，可以应用在其他不同条件下的高超声速飞行器布局设计中，是高超声速飞行器复杂布局设计方法中的基础。本发明以基准圆锥流场为基础，将飞行器的设计分为前体设计、机翼设计和进气道与机体设计，实现了高超声速飞行器进气道与总体气动布局的分块组合设计，使得各部件设计能够单独完成，特别是解决了进气道发动机与前体匹配问题，提升了发动机机体的气动性能，使得高超声速飞行器中的各部件设计更加独立清晰明确，实现了高超声速飞行器的变参数设计。本发明不但可以满足飞行器的高效乘波特性，还可实现高超声速飞行器各部件组合，可以为未来吸气式高超声速飞行器气动布局提供一种新的可选设计方案。
[0021]
本发明使得整个前体都满足乘波特性，能够得到较好的预压缩进气道入口气流。
[0022]
本发明通过发动机下表面的乘波性能设计，使得发动机也可以满足较高升阻比特性，从而改善整个飞行器的气动性能。而且发动机下表面激波压缩角的设计也可以实现飞行器的压心和容积调整。发动机下表面的激波压缩角可根据设计需求进行分布式设计，从而达到发动机不同位置的不同程度压强分布，高激波角对应高的压缩程度，低激波角对应低的压缩程度。
[0023]
本发明设计机翼对称位置处激波角与机体两侧的激波角保持一致，实现机翼与机体的无缝衔接。如果机翼激波角与发动机设计激波角不同，那则改变发动机下表面两侧激波角分布，使得对接处机体激波角与机翼相同，然后缓慢过渡到机体的主要激波角。反之，若机体激波角固定，机翼也可以采用变激波角过度。
附图说明
[0024]
图1为本发明实施例提供的乘波前体出口型线设计示意图；
[0025]
图2为本发明实施例提供的前体不同吻切面的曲率半径分布图；
[0026]
图3为本发明实施例提供的前体设计示意图；
[0027]
图4为本发明实施例提供的中心体出口型线设计示意图；
[0028]
图5为本发明实施例提供的中心体吻切面激波半径；
[0029]
图6为本发明实施例提供的前体与中心体组合外形图；
[0030]
图7为本发明实施例提供的组合布局设计示意图；
[0031]
图8为本发明实施例提供的无粘流场等压线计算结果图。
具体实施方式
[0032]
下面结合附图和实施方式对本发明做进一步的详细说明：
[0033]
一种基于锥型流场的吸气式高超声速飞行器组合设计方法，高超声速组合布局飞行器采用乘波前体、乘波机翼和发动机机体组合设计。
[0034]
参考图1至图8，本发明高超声速巡航飞行器的设计采用了不同部件不同基准乘波体的设计思路，实现了高超声速飞行器总体布局的部件化设计。该方法突破了传统乘波体对于飞行器尺寸、激波角、一体化等的设计约束，可实现工程应用中变参数变工况的灵活设计要求。
[0035]
具体设计流程如下：
[0036]
一、前体设计
[0037]
首先定义进气道(icc)和上表面出口型线(fcc)，然后采用吻切锥乘波体进行前体设计，在设计过程中使前体中间位置激波角大于两侧激波角，实现进气道压缩需求，给进气道提供良好的入口流场，两侧小激波角可以减少在不同飞行工况下压力泄露，提高总压恢复系数。
[0038]
在本实施例中，选取下表面出口激波曲线和上表面出口型线作为控制曲线，通过设计曲线参数从而生成吻切前体的不同乘波体构型。
[0039]
上表面出口型线方程为，
[0040][0041]
激波出口型线方程为，
[0042][0043]
其中h＝l
·
tanβ，l表示前体长度。
[0044]
如图所示，hs表示的是icc曲线的直线段距离出口原点的距离，h表示的是乘波体出口处中心位置厚度，lu表示fcc的直线段长度的一半，ls表示icc的直线段长度的一半，lw表示前体乘波体宽度的一半。m是fcc曲线段的系数，设计时需要给定，n是icc曲线段的指数系数，在设计时需要给定，b是系数，设计时也是给定的。
[0045]
为了保证上下曲线闭合，在端点处满足以下关系，
[0046]
a(l
w-lu)
m-h＝b(l
w-ls)n[0047]
对于直线段激波，认为激波曲线的曲率半径为无穷大，可以采用楔形激波流场求解，本实施例采用近似吻切流场，对于出口直线段激波半径取不同定值，在直线段与曲线段衔接处保持曲率相同。
[0048]
二、进气道设计
[0049]
在进行中心体设计时，icc相当于变成了中心体的前缘线，基于近似当地吻切乘波体设计概念，icc上面每一点的流线相当于一个当地锥型流激波面上的一点，同时激波角也可变化。
[0050]
如图所示，前体的激波出口型线成为了中心体乘波设计的上表面后缘曲线，也就是进气道唇口位置。对于中心体下表面出口激波的设计借鉴吻切设计思想可以采用各种曲
线形式，取消了对激波曲线二阶以上可导的需求，只要满足对称性就行。同时也可以保证中心体具有更高的容积率。
[0051]
中心体下表面出口型线方程为
[0052][0053]
其中hs表示的是前体icc直线段距离出口平面原点的距离，hc表示的是中心体出口厚度，lc中心体下表面出口型线直线段长度的一半，k是下表面出口型线曲线指数，设计时需要给定，为了保证上下曲线闭合，在端点处满足以下关系，
[0054]
c(y-lc)k hc＝b(y-ls)n[0055]
从而可以得到系数c。
[0056]
三、机翼设计
[0057]
(1)锥导机翼设计
[0058]
为了中心体与机翼更好衔接，对机翼进行变激波角设计是合适的，如果让机翼对称位置处的流线与中心体两侧流线相同，那么就可以实现机翼与中心体的无缝衔接。
[0059]
对于机翼的设计只要机翼对称位置的下表面流线与中心体两端下表面的流线相同，则可以保证机翼与中心体直接对接，根据图中可以得到中心体下表面端点流线的前缘坐标，也就是只要机翼上表面后缘曲线中点距离出口截面原点的距离为hs。就可以保证得到的机翼与中心体直接组合而不需要做任何修正处理。即机翼对称位置处激波角与中心体两侧的激波角保持一致。
[0060]
假设机翼上表面出口型线方程，
[0061]
x＝r ay2 by4[0062]
根据约束可得，r＝hs，如果中心体的长度为lc，那么出口截面的激波半径必须满足以下关系式；
[0063]
rc≥lc·
tan(β) hs[0064]
其中rc表示的是机翼出口激波半径，β是机翼的设计激波角，通过分析可知，为了保证机翼前缘的后掠角与机翼上表面出口型线的设计紧密相关，需要得到机翼前缘曲线的水平投影曲线与机翼的后掠特性的关系。这里给出锥导乘波体fcc对前缘曲线投影形状的影响，因此以不同fcc曲线类型的影响为研究对象。
[0065]
分三种情况，当fcc为直线时，机翼前缘一定是直线，使其容易满足后掠设计。
[0066]
case1：直线fcc对前缘后掠的影响
[0067][0068]
联立求导可得
[0069][0070]
由于r是确定的，那么前缘点ztan(β)＝r，进一步可得前缘点导数
[0071]
[0072]
可以看出，前缘点的后掠角由直线的系数a(a＞0，如果a＜0，前缘会出现一段前掠)决定，a越大后掠角越大。
[0073]
case2：对称曲线fcc对前缘后掠的影响
[0074]
联立fcc和圆锥激波面可得，
[0075][0076]
对上式消去x即可得到水平面z和y的关系式；
[0077][0078]
容易得到，
[0079][0080]
也就是说，如果采用上式fcc表达式，无法使得前缘点满足一定的后掠角。
[0081]
case3：一般曲线fcc对前缘后掠的影响
[0082]
联立fcc和圆锥激波面可得，
[0083][0084]
可得到水平面z和y的关系式；
[0085][0086]
容易得到，
[0087][0088]
因此，可以推断fcc对前缘曲线斜率的影响主要取决于一次方的系数，如果fcc一次方项系数为0，前缘曲线的斜率就为0。
[0089]
对于锥导乘波体设计，如果想要在乘波体前缘产生一定的后掠角就必须使得上表面靠近对称面的fcc必须为包含一次项系数大于0的曲线。或者直接设计乘波体投影曲线的形状，如前文的三次前缘投影曲线可以满足对不同前缘处后掠的设计。
[0090]
(2)吻切锥机翼设计
[0091]
基于吻切理论设计的乘波机翼同样需要满足前缘后掠特性，通过给定前缘曲线和上表面后缘曲线，然后将前缘曲线进行离散，通过沿流向追踪得到与上表面后缘曲线的交点，然后为每一点建立对应的当地吻切面。然后根据确定的激波角就可以得到乘波机翼的构型。
[0092]
同样的，为了满足与机体的无缝对接，在对称面处的流线依然需要和发动机下表面两侧流线吻合。
[0093]
需要说明的是这里的机翼设计无论是锥导机翼还是吻切机翼，都只是机翼的一种设计方法，还可以包括及其他设计方法，只要可以可机体对接。本发明的核心思想将整个飞
行器设计进行拆解处理，同时满足较好的乘波特性。
[0094]
以上所述的仅是本发明的实施例，由技术常识可知，本发明能够在高超声速飞行器设计初期简化问题，便于把握问题的主要因素：将包含前体压缩、容积调整和设备安装等复杂型面的高超声速巡航飞行器布局设计问题，拆解为前体、机翼和进气道发动机分部件设计，为更为复杂的设计问题奠定了方法基础。将强气动干扰下的乘波特性设计问题拆解为独立乘波前体设计问题和机翼边缘压力封闭问题，从基础科学问题角度探索各部件之间的耦合关系。另外本发明在实例中只是列举了纵向分为两段的特殊案例，本发明也包含展到三段及三段以上的布局设计方法，所有采用本发明范围内或设计问题的维度拓展上的设计都被本发明包含。本技术要求的保护范围应当以其权利要求的内容为准，说明书中的具体实施方式等记载可以用于解释权利要求的内容。