一种后掠角可控的双后掠吻切锥全乘波飞行器设计方法

本发明涉及高超声速飞行器，特别涉及一种后掠角可控的双后掠吻切锥全乘波飞行器设计方法。

背景技术：

1、吸气式高超声速飞行器作为可以高效飞行于临近空间空域的运载器，自概念提出以来一直受到较多关注。目前，该类飞行器正朝着更高速度、更强机动和更宽速域的方向发展。

2、吸气式高超声速飞行器能够高效、稳定宽域飞行的关键在于性能优异的气动布局以及发动机能够持续提供推力，而乘波体因其高升力、高升阻比以及下表面流动均匀等优势在高超声速飞行器设计中极具应用价值，是当前国内外高超声速气动布局领域研究的热点之一。并且乘波体是基于特征线理论和流线追踪方法的理论构型，同样也适用于指导三维内收缩进气道的设计。因此，在设计飞行器气动外形时通常将乘波体与三维内转进气道二者进行一体化设计。

3、目前，将乘波体与三维内转进气道二者进行一体化设计的工作可以分为两类。一类仅将乘波体作为进气道的前体预压缩面，利用其强压缩性的优势来提升飞行器捕获性能，即“乘波前体/进气道一体化设计”；第二类不仅前体为乘波体，飞行器的整个构型也基于乘波理论进行设计，使飞行器的捕获压缩性能以及整体性能都得到提升，即“全乘波一体化设计”。其中，全乘波一体化设计方法首先基于特征线法构建同时包含飞行器外部流动以及进气道内部流动的基准流场，之后在该基准流场进行流线追踪生成飞行器的前体、机身、机翼、进气道等部件。该方法在完成一体化设计的同时，能够实现飞行器整个迎风面均具有乘波特性，最终提升整个飞行器的升阻比，是目前一体化设计中通常采用的设计方法。

4、但对于吸气式高超声速飞行器一体化设计而言，不仅要关注飞行器整体气动性能以及进气道的压缩能力，更应该深入研究外部流场与内部流场耦合引起的复杂流动特征，如进气道入口气流均匀性、流场结构和流量捕获能力等。并且为了更好的执行宽域飞行任务，飞行器需要同时兼顾高、低速的气动性能。目前常见的手段是采用飞行器前缘双后掠的方法，从而利用低速时上表面的涡结构来提升飞行器的气动性能。但一般锥导全乘波设计方法中的唇口激波型线为圆弧，横向流动现象较为严重，并且乘波体前缘线水平投影型线是间接受控曲线，无法实现后掠角可控设计，一定程度上降低了飞行器的设计自由度。

技术实现思路

1、本发明的目的是：针对上述背景技术中存在的不足，提供一种改进的设计方法，通过改变飞行器底部激波型线的曲率分布，降低不同吻切面之间压力流场的变化幅度，改善进气道入口处气流横向流动现象，且实现前缘后掠角可控，提高设计自由度。

2、为了达到上述目的，本发明提供了一种后掠角可控的双后掠吻切锥全乘波飞行器设计方法，包括如下步骤：

3、s1，设计基准流场中心体母线，应用特征线理论求解流场区域和激波型线内各点位置坐标及流动参数；

4、s2，设计飞行器前缘、进气道唇口在水平面投影型线，定义后掠角大小以及飞行器尺寸；

5、s3，设计飞行器激波出口型线，确定各吻切面上激波形状与流场参数，以及与竖直面之间的夹角；

6、s4，求解飞行器三维前缘型线及进气道唇口型线的形状和位置坐标，获得各吻切面与飞行器前缘型线、进气道唇口型线交点的位置坐标；

7、s5，根据有旋特征线法求解各吻切面内的基准流场，再利用流线追踪，获得吻切面内对应飞行器各部件型面上的流线；

8、s6，获得每个吻切面内对应的流线，将流线平滑连接，获得飞行器的基本构型。

9、进一步地，在s1中设置中心体母线，在超声速来流条件下基于中心体生成激波型线，形成波后基准流场，给定飞行超声速来流条件，利用有旋特征线理论求解基准流场中任意位置处的位置坐标和流动参数，位置坐标为在圆柱坐标系下轴向坐标和径向坐标值，流动参数包括当地静压、当地密度、当地速度、当地流动方向角。

10、进一步地，s2中投影型线由一段圆弧与两条直线段组成，圆弧作为飞行器头部，第一直线段与前后轴之间的夹角定义了第一级后掠角λ1的大小；第二直线段与前后轴之间的夹角定义了第二级后掠角λ2的大小，同时确定飞行器头部到进气道唇口在前后轴方向的距离，飞行器机身长度，飞行器的翼展。

11、进一步地，在s3中激波出口型线由四次曲线和第三直线段组成，第三直线段在左右轴上，设置第三直线段的长度，确定四次曲线的方程，求出激波出口型线上各离散点对应的曲率半径大小以及曲率中心坐标，每个离散点对应的吻切面内激波形状与流场参数通过s1中的基准流场缩放获得，将各吻切面上的基准流场沿着激波出口型线进行光滑连接，获得飞行器设计所需的三维吻切锥激波流场参数。

12、进一步地，在s4中飞行器三维前缘型线、进气道唇口型线与投影型线对应，基于投影型线获得飞行器三维前缘线与进气道唇口型线上各点在前后轴、左右轴上的坐标，基于s3求得的吻切面内流场流动参数和位置坐标以及吻切面与竖直面之间的夹角，获得吻切面与飞行器前缘型线、进气道唇口型线的交点的三维坐标，确定飞行器水平投影型线上各离散点对应的飞行器前缘型线、进气道唇口型线上的点的三维坐标。

13、进一步地，在s5中确定吻切面内对应前缘型线、进气道唇口型线与激波型线上的离散点在流场圆柱坐标系下的位置坐标，根据位置坐标确定吻切面上轴对称流场的激波半径，吻切面上基准流场通过比例关系将s1中的基准流场进行等比例缩放获得；以前缘型线、进气道唇口型线的离散点作为起始点，运用流线追踪求解过点的流线，前缘型线离散点的流线围成的区域即为飞行器设计过程所在的流场，进气道唇口型线离散点的流线将流场划分为两部分；一部分为外部流场区域用于进行飞行器下表面上流线求解过程；另一部分为内部流场区域，用于进行前体壁面、进气道上壁面、进气道下壁面上流线求解过程。

14、本发明的上述方案有如下的有益效果：

15、本发明提供的后掠角可控的双后掠吻切锥全乘波飞行器设计方法，可以根据需求直接精确控制飞行器的双后掠前缘的后掠角分布，提高设计自由度，同时设计的激波出口型线不再局限于圆弧而是任意二阶导数连续曲线，可以通过改变激波出口型线上曲率分布，降低不同吻切面之间压力流场的变化幅度，进而改善三维进气道唇口气流横向流动现象，为燃烧室提供稳定高能量气源，最终提升所设计的飞行器性能；

16、本发明的其它有益效果将在随后的具体实施方式部分予以详细说明。

技术特征：

1.一种后掠角可控的双后掠吻切锥全乘波飞行器设计方法，其特征在于，包括如下步骤：

2.根据权利要求1所述的一种后掠角可控的双后掠吻切锥全乘波飞行器设计方法，其特征在于，在s1中设置中心体母线，在超声速来流条件下基于中心体生成激波型线，形成波后基准流场，给定飞行超声速来流条件，利用有旋特征线理论求解基准流场中任意位置处的位置坐标和流动参数，位置坐标为在圆柱坐标系下轴向坐标和径向坐标值，流动参数包括当地静压、当地密度、当地速度、当地流动方向角。

3.根据权利要求2所述的一种后掠角可控的双后掠吻切锥全乘波飞行器设计方法，其特征在于，s2中投影型线由一段圆弧与两条直线段组成，圆弧作为飞行器头部，第一直线段与前后轴之间的夹角定义了第一级后掠角λ1的大小；第二直线段与前后轴之间的夹角定义了第二级后掠角λ2的大小，同时确定飞行器头部到进气道唇口在前后轴方向的距离，飞行器机身长度，飞行器的翼展。

4.根据权利要求3所述的一种后掠角可控的双后掠吻切锥全乘波飞行器设计方法，其特征在于，在s3中激波出口型线由四次曲线和第三直线段组成，第三直线段在左右轴上，设置第三直线段的长度，确定四次曲线的方程，求出激波出口型线上各离散点对应的曲率半径大小以及曲率中心坐标，每个离散点对应的吻切面内激波形状与流场参数通过s1中的基准流场缩放获得，将各吻切面上的基准流场沿着激波出口型线进行光滑连接，获得飞行器设计所需的三维吻切锥激波流场参数。

5.根据权利要求4所述的一种后掠角可控的双后掠吻切锥全乘波飞行器设计方法，其特征在于，在s4中飞行器三维前缘型线、进气道唇口型线与投影型线对应，基于投影型线获得飞行器三维前缘线与进气道唇口型线上各点在前后轴、左右轴上的坐标，基于s3求得的吻切面内流场流动参数和位置坐标以及吻切面与竖直面之间的夹角，获得吻切面与飞行器前缘型线、进气道唇口型线的交点的三维坐标，确定飞行器水平投影型线上各离散点对应的飞行器前缘型线、进气道唇口型线上的点的三维坐标。

6.根据权利要求5所述的一种后掠角可控的双后掠吻切锥全乘波飞行器设计方法，其特征在于，在s5中确定吻切面内对应前缘型线、进气道唇口型线与激波型线上的离散点在流场圆柱坐标系下的位置坐标，根据位置坐标确定吻切面上轴对称流场的激波半径，吻切面上基准流场通过比例关系将s1中的基准流场进行等比例缩放获得；以前缘型线、进气道唇口型线的离散点作为起始点，运用流线追踪求解过点的流线，前缘型线离散点的流线围成的区域即为飞行器设计过程所在的流场，进气道唇口型线离散点的流线将流场划分为两部分；一部分为外部流场区域用于进行飞行器下表面上流线求解过程；另一部分为内部流场区域，用于进行前体壁面、进气道上壁面、进气道下壁面上流线求解过程。

技术总结本发明提供了一种后掠角可控的双后掠吻切锥全乘波飞行器设计方法，包括：设计基准流场中心体母线，应用特征线理论求解流场区域和激波型线内各点位置坐标及流动参数；设计飞行器前缘、进气道唇口在水平面投影型线，定义后掠角大小以及飞行器尺寸；设计飞行器激波出口型线，确定各吻切面上激波形状与流场参数，以及与竖直面之间的夹角；求解飞行器三维前缘型线及进气道唇口型线的形状和位置坐标，获得各吻切面与飞行器前缘型线、进气道唇口型线交点的位置坐标；求解各吻切面内的基准流场，利用流线追踪获得吻切面内对应飞行器各部件型面上的流线；将流线平滑连接，获得飞行器的基本构型。本发明在提升设计自由度的基础上保证了飞行器的性能。技术研发人员：王逗,王毅,周创鑫,田家琪受保护的技术使用者：中南大学技术研发日：技术公布日：2024/7/4