基于變激波角吻切錐理論的滑翔-巡航兩級乘波體設計方法
【技術領域】
[0001] 本發明涉及高超聲速飛行器氣動外形設計技術領域，具體涉及一種基于變激波角 吻切錐理論的滑翔-巡航兩級乘波體設計。
【背景技術】
[0002] 高超聲速飛行器是指以馬赫5或更高速度在大氣層和跨大氣層中飛行的飛行器。 根據此類飛行器在飛行中是否有發動機提供推力，可分為無動力滑翔類和帶動力巡航類兩 種。
[0003] 對于無動力的高超聲速滑翔飛行器，當前主要有兩種飛行方案，即，助推-滑翔式 彈道方案以及基于天基平臺的滑翔式再入彈道方案。這兩種方案的共同特點在于：再入 大氣后進行無動力滑翔飛行，增加射程是滑翔段方案設計的一個重要目標。高超聲速滑 翔飛行器無需燃料和沖壓發動機，從而具有實現相對簡單等優勢，但無動力致使終端機動 能力受到限制。如美國的滑翔飛行驗證機HTV-2,具體參見Steven H. Walker, Fredrick Rodgers. Falcon Hypersonic Technology Overview. AIAA 2005-3253, 2005. 〇
[0004] 對于帶動力高超聲速巡航飛行器，受沖壓發動機發展水平限制，仍處于方案論 證以及前期飛行試驗階段，目前提出的方案均是由助推器將其加速至滿足沖壓發動機工 作條件的高度和速度后，轉為沖壓發動機工作，進行高超聲速巡航。如美國的巡航飛行 驗證機 X-43A，可參見 Curtis Peebles. Learning from Experience:Case Studies of the Hyper-X Project. AIAA2009-1523, 2009.;美國的巡航飛行驗證機 X-51A，可參見 Joseph M. Hank, etc. The X-51A Scramjet Engine Flight Demonstration Program. AIAA 2008-2540,2008.等。
[0005] 徐明亮，劉魯華等.在《高超聲速滑翔-巡航飛行器方案彈道設計.飛行力 學》，2010, 28 (5) : 51-54.中提出了一種新型飛行方案，將滑翔與巡航兩者的優勢結合起來， 采用一種新的飛行彈道方案，即，飛行器本身攜帶具有固定推力、可重復開啟的沖壓發動 機，以高超聲速滑翔再入，在距目標達到一定距離或速度降至設定值時，借助所攜帶的沖壓 發動機在距離地面特定高度進行高超聲速巡航。
[0006] 對于高超聲速飛行器而言，無論采用以上哪一種飛行方案，保證飛行器良好的氣 動性能都是必須的前提，其中最重要的指標就是保證飛行器具有較高的升阻比（即升力系 數和阻力系數的比值）。目前一般的做法是采用乘波體作為飛行器的前體，使得激波后的高 壓區完全被包裹于飛行器的下部，上下表面沒有流動泄露，利用乘波體良好的氣動性能提 高飛行器的升阻比。
[0007] 乘波體氣動外形設計需給定設計馬赫數、激波角等參數作為輸入條件，乘波體外 形與設計輸入參數存在單一對應關系，即一組輸入參數對應唯一乘波體外形。而針對高超 聲速滑翔-巡航新型飛行方案，存在兩個不同的主要飛行階段，即高馬赫數滑翔階段和低 馬赫數巡航飛行段。因此，使用常規乘波體設計方法，不能同時滿足兩個不同飛行馬赫數下 的乘波體設計結果。
[0008] 丁峰等人基于錐導理論進行了高超聲速滑翔-巡航兩級乘波設計，但錐導法要求 激波出口型線只能是圓弧，進氣道入口外形受到限制，不利于吸氣式沖壓發動機工作。同時 基于錐導理論設計兩級乘波體存在較強的幾何約束，難以根據任務需求設計出符合的兩級 乘波體。具體參見丁峰.高超聲速滑翔-巡航兩級乘波設計方法研究[D].長沙：國防科 學與技術大學（碩士）.2012.。
【發明內容】
[0009] 本發明提供一種基于變激波角吻切錐理論的滑翔-巡航兩級乘波體設計方法，解 決現有由錐導理論設計兩級乘波體時激波出口型線只能是圓弧的問題，并解決了吻切錐理 論設計兩級乘波體滑翔級存在溢流不乘波的問題，使滑翔級和巡航級乘波體均能夠嚴格地 乘波飛行，具有較高的升阻比。
[0010] 為解決上述技術問題，本發明采用的技術方案是：
[0011] -種基于變激波角吻切錐理論的滑翔-巡航兩級乘波體設計方法，包括滑翔級乘 波體設計和巡航級乘波體設計。首先給定基本型線和設計參數，包括兩級乘波體上表面后 緣線、巡航級激波出口型線和滑翔級激波出口型線，巡航級馬赫數Ma1和激波角β i，滑翔級 馬赫數Ma2，然后采用吻切錐理論設計巡航級乘波體，確定巡航級乘波體前緣線，再根據巡 航級乘波體前緣線和滑翔級激波出口型線在每個吻切平面內確定各自的激波角，進而由吻 切錐理論獲得滑翔級基準流場，在滑翔級基準流場中進行流線追蹤設計滑翔級下表面，保 證兩級乘波體共用一條前緣線，具體步驟如下：
[0012] 巡航級乘波體設計
[0013] (1)建立坐標系，具體可參見丁峰.高超聲速滑翔-巡航兩級乘波設計方法研究
[D].長沙：國防科學與技術大學（碩士）. 2012。根據給定的巡航級激波出口型線，從巡航 級激波出口型線上等間距地取出足夠密的離散點，一般每5mm取一個點，可以保證不同點 產生的流線能夠形成光滑曲面；
[0014] (2)由巡航級激波出口型線上任意一點A點得過A點的曲率圓，A點的曲率圓即為 A點對應的吻切錐激波，吻切錐的軸線平行于X軸，B點為曲率圓的圓心，也為吻切錐頂點在 激波出口截面的投影點；B點和A點的連線交兩級乘波體后緣線于C點；
[0015] (3)由給定的巡航級馬赫數Ma1和激波角β i，通過求解泰勒-麥科爾 (Taylor-Maccoll)錐型流場控制方程獲得吻切錐半錐角δ i，Taylor-Maccoll錐型流場控 制方程如（1)所示。具體求解過程可參見丁峰.高超聲速滑翔-巡航兩級乘波設計方法研 究[D].長沙：國防科學與技術大學（碩士）. 2012。由B點、A點的坐標和激波角P1可獲 得巡航級吻切錐頂點的坐標，B點和巡航級吻切錐頂點的連線為巡航級過A點吻切面吻切 錐的軸線，B點、A點和吻切錐頂點構成過A點的吻切平面，A點和吻切錐頂點的連線為吻切 面內的巡航級激波位置；
[0017] 其中，鏟為速度向量，a為聲速，▽為哈密頓算子。
[0018] (4)由C點作平行于過A點吻切錐軸線的直線交巡航級激波于D點，D點即為前緣 占 .
[0019] (5)由D點進行流線追蹤獲得巡航級下表面流線，即E點和D點之間的曲線，E點 為巡航級下表面后緣線上的點，流線追蹤法可參見丁峰.高超聲速滑翔-巡航兩級乘波設 計方法研究[D].長沙：國防科學與技術大學（碩士）.2012 ;
[0020] (6) -系列前緣點平滑連接構成巡航級乘波體的前緣線；一系列下表面流線構成 巡航級乘波體下表面；一系列后緣線上的點平滑連接構成巡航級下表面后緣線；
[0021] 滑翔級乘波體設計
[0022] (a)根據給定的滑翔級激波出口型線，從滑翔級激波出口型線上等間距地取出足 夠密的離散點，同樣每5mm取一個點，可以保證不同點產生的流線能夠形成光滑曲面；同 時，區別于傳統吻切錐理論設計乘波體，滑翔級每個吻切面內的激波角取值不同。
[0023] (b)由滑翔級激波出口型線上任意一點F點得過F點的曲率圓，F點的曲率圓即為 F點對應的吻切錐激波，吻切錐的軸線平行于X軸，G點為曲率圓的圓心，也為對應F點的吻 切錐頂點在激波出口截面的投影點；F點和G點的連線交上表面后緣線于H點；
[0024] (c)由H點做平行于X軸的直線交巡航級乘波體前緣線于J點，J點即為過F點的 吻切平面內對應的前緣點，F點、H點和J點構成過F點的吻切平面，過F點吻切平面激波