飛行器前體與內乘波式高超聲速進氣道一體化設計方法
【技術領域】
[0001]本發明涉及飛行器，尤其是涉及一種飛行器前體與內乘波式高超聲速進氣道一體化設計方法。
【背景技術】
[0002]近空間飛行器研宄是目前國際競相爭奪空間技術的焦點之一，而超燃沖壓發動機研宄又因其重要的戰略意義成為近空間飛行器發展的重中之重。以美、俄、德、法、澳為代表的世界強國都在大力推進各自的超燃沖壓發動機研制計劃([I] Joseph, Μ.H, JamesS.M.Richard C.Μ., The X-51A Scramjet Engine Flight Demonstrat1n Program[R], 15thAIAA Internat1nal Space Planes and Hypersonic Systems and TechnologiesConference, 2008 ； [2] Steven, H.ff., Col, J.S., Dale S.R.et.al The DARPA/AF FalconProgram: The Hypersonic Technology Vehicle#2(HCV-2) Flight Demonstrat1nPhase[R], 15th AIAA Internat1nal Space Planes and Hypersonic Systems andTechnologies Conference, 2008)。
[0003]高超聲速進氣道通常布置于飛行器前部，與飛行器前體造型完全融合、一體設計，如美國近期研制的X43和X51飛行器。可以肯定地說，高超聲速進氣道已經成為聯系飛行器前體和推進系統的重要紐帶，因此，實現高超聲速飛行的關鍵在于推進系統與機體的一體化設計，而機體/推進系統一體化的核心則是飛行器前體和進氣道的一體化。前體對于飛行器的作用主要為提供高升阻比以及良好的前緣氣動熱防護性能；而進氣道的主要功能為壓縮高超聲速來流，為燃燒室提供促進燃燒的有效氣源同時將氣流能量損失降至最低。傳統的設計方法為先設計飛行器前體，根據已設計完成的飛行器前體形狀設計相應的進氣道與之相匹配，該設計方法的缺點為，飛行器前體與進氣道為離散設計，再相互耦合，導致設計完成的前體與進氣道之間相互干擾，由飛行器前體產生的入射激波將對進氣道的入射激波產生不良影響，導致進氣道捕獲能力降低，溢流阻力增大，進而降低推進系統的工作能力。一體化設計并非僅僅將兩個部件分別設計再進行折衷疊加，設計過程中必須充分考慮其與飛行器前體氣動特征、三維外形的匹配，因此，研宄高效的進氣道前體設計方法至關重要。
【發明內容】
[0004]本發明的目的在于針對現有的飛行器前體與進氣道離散設計上存在的缺點，提供一種固定幾何、設計狀態來流激波貼口，低馬赫數自動溢流，飛行器前體產生的入射激波對進氣道性能不產生影響，改善推進系統總體性能的飛行器前體與內乘波式高超聲速進氣道一體化設計方法。
[0005]本發明包括以下步驟:
[0006]I)構造軸對稱內收縮基本流場，軸對稱內收縮基本流場為360°回轉體回轉中心為軸對稱內收縮基本流場回轉中心線，軸對稱內收縮基本流場包括軸對稱內收縮基本流場飛行器前體部分、軸對稱內收縮基本流場內乘波式進氣道部分，兩部分由壓縮角互不相同的兩條壓縮型線構成；
[0007]2)運用CFD技術求解軸對稱內收縮基本流場，得到軸對稱內收縮基本流場飛行器前體部分入射激波、軸對稱內收縮基本流場內乘波式進氣道部分入射激波、軸對稱內收縮基本流場反射激波；
[0008]3)給定飛行器前體與內乘波式高超聲速進氣道一體化裝置出口型線，將飛行器前體與內乘波式高超聲速進氣道一體化裝置出口型線離散成點并在軸對稱內收縮基本流場軸向切面內進行反向流線追蹤；
[0009]4)提取流線與反射激波的交點與流線與入射激波的交點之間的流線，作為飛行器前體與內乘波式高超聲速進氣道一體化裝置的壓縮型線，將截斷后的流線分別布置于軸對稱內收縮基本流場軸向切面內得到內乘波式高超聲速進氣道進口型線、飛行器前體前緣捕獲型線和進氣道肩部型線；
[0010]5)幾何造型完成飛行器前體與內乘波式高超聲速進氣道一體化裝置設計，內乘波式高超聲速進氣道進口型線與飛行器前體前緣捕獲型線之間的壓縮型面即為飛行器前體，飛行器前體前緣捕獲型線與進氣道肩部型線之間的壓縮型面即為內乘波式高超聲速進氣道，將進氣道肩部型線向后等值拉伸獲得進氣道隔離段，即完成飛行器前體與內乘波式高超聲速進氣道一體化設計。
[0011]本發明的優點如下:
[0012]飛行器前體與內乘波式高超聲速進氣道一體化裝置是一種固定幾何進氣道。飛行器前體能夠為飛行器提供高的升力系數，內乘波式進氣道能夠保證進氣道全流量捕獲，增大發動機推力的同時減小溢流阻力，采用兩段壓縮角不同的壓縮型線相連接，構成的內收縮基本流場可以滿足飛行器前體與內乘波進氣道的設計要求，實現飛行器前體與內乘波式高超聲速進氣道的一體化設計。
【附圖說明】
[0013]圖1是軸對稱內收縮基本流場示意圖。
[0014]圖2是軸對稱內收縮基本流場徑向切片圖。
[0015]圖3是飛行器前體與內乘波式高超聲速進氣道一體化設計方法原理圖。
[0016]圖4是飛行器前體與內乘波式高超聲速進氣道一體化裝置三維輪廓圖。
[0017]圖5是飛行器前體與內乘波式高超聲速進氣道一體化裝置三維剖視圖。
[0018]圖6是飛行器前體與內乘波式高超聲速進氣道一體化裝置側視圖。
[0019]圖7是飛行器前體與內乘波式高超聲速進氣道一體化裝置仰視圖。
[0020]圖中各標記為:1表示高超聲速來流、2表示軸對稱內收縮基本流場飛行器前體部分、3表示軸對稱內收縮基本流場內乘波式進氣道部分、4表示軸對稱內收縮基本流場飛行器前體部分入射激波、5表示軸對稱內收縮基本流場內乘波式進氣道部分入射激波、6表示軸對稱內收縮基本流場反射激波、7表示軸對稱內收縮基本流場回轉中心、8表示軸對稱內收縮基本流場中的流線、9表示流線與反射激波的交點、10表示流線與入射激波的交點、11表示流線與進氣道部分入射激波的交