原则是该横截面与点10沿X轴方 向的距离大于飞行器前体长度。3. 根据权利要求1所述的高超声速飞行器前体、进气道和机翼乘波一体化设计方法，其 特征在于:步骤S1.1中，位置坐标为特征线网格节点在圆柱坐标系下轴向坐标轴X上的坐标 值和径向坐标轴Y上的坐标值，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，前缘激波15上的特征线网格节点上的位置坐标可以表示出前缘激波外形。所述特征线 网格节点是左行特征线与右行特征线的交点。4. 根据权利要求1所述的高超声速飞行器前体、进气道和机翼乘波一体化设计方法，其 特征在于，步骤S1.2中，利用预估-校正的迭代方法求解反射激波13-18的位置，其方法如 下： 反射激波13-18的起始点是点13,反射激波13-18与左行特征线的交点称为激波点，求 解反射激波13-18的位置是求解所有激波点的坐标值，直至反射激波13-18与尖头回转体母 线10-11的交点18; 针对反射激波13-18上任意两个相邻的激波点22和23,靠近点13的激波点22定义为上 游激波点22,远离点13的激波点23定义为下游激波点23,由上游激波点22的坐标值求解下 游激波点23的坐标值方法如下所述： 特征线网格节点是左行特征线与右行特征线的交点，特征线网格节点的位置坐标和流 动参数均可以通过有旋特征线方法求解得到，特征线网格节点的位置坐标为特征线网格节 点在圆柱坐标系下轴向坐标轴X上的坐标值和径向坐标轴Y上的坐标值，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； 预估-校正的迭代方法中的预估方程如式(1)所示，校正的迭代方程如式(2)所示：其中，X为激波点在圆柱坐标系的轴向坐标轴的坐标，r为激波点在圆柱坐标系的径向 坐标轴的坐标为上游激波点22的在圆柱坐标系的径向坐标轴的值，i为激波点的位置编 号，Αχ为下游激波点23和上游激波点22在X方向的差值，β是反射激波的当地激波角，所述 当地激波角是激波与波前速度方向的夹角；是下游激波点23预估后的r值，匕是下游激 波点23校正η次之后所得到的r值;:是上游激波点22的波前的当地流动方向角Θ值，^ 是下游激波点23校正n-1次之后所得到的波前的当地流动方向角Θ值，由左行特征线上 的点20和点21的Θ值线性插值得到;βι是上游激波点22的β值，化/是下游激波点23校正n-1 次之后所得到的β值，由式(3)求解得到：其中，和分别为下游激波点23校正η-1次之后所得到的波前的当地马赫数Μ值 和当地流动方向角Θ值，由左行特征线上的点20和点21的Θ值线性插值得到；θ1+1,2是下 游激波点23的波后的当地流动方向角Θ值，θ1+1,2是已知条件，θ1+1, 2根据反射激波13-18波后 的流动方向角分布得到。5.根据权利要求4所述的高超声速飞行器前体-进气道-机翼乘波一体化设计方法，其 特征在于，步骤S1.2中，所述利用斜激波关系式求解反射激波波后流动参数的公式如(4)~ (8)所示：Λ θ = θι-θ2 (5)其中，β是反射激波的当地激波角，所述当地激波角是激波与波前速度方向的夹角，△ θ 是反射激波的当地气流偏转角，Θ:是反射激波波前的当地流动方向角，Mi是反射激波波前的 当地马赫数，Pi是反射激波波前的当地静压，Pi是反射激波波前的当地密度，Vi是反射激波 波前的当地速度，Θ2是反射激波波后的当地流动方向角，P2是反射激波波后的当地静压，P2 是反射激波波后的当地密度，％是反射激波波后的当地速度。6. 根据权利要求5所述的高超声速飞行器前体-进气道-机翼乘波一体化设计方法，其 特征在于，步骤S1.2中，在激波点处的反射激波的微元与激波点处的反射激波波前速度方 向的夹角是反射激波在激波点位置的当地激波角β，激波点处的反射激波波前速度方向与 圆柱坐标系的轴向坐标轴的夹角是反射激波在激波点位置的波前流动方向角Θ:，激波点处 的反射激波波后速度方向与圆柱坐标系的轴向坐标轴的夹角是反射激波在激波点位置的 波后流动方向角Θ 2，激波点处的反射激波波前速度方向与激波点处的反射激波波后速度方 向的夹角是反射激波在激波点位置的当地气流偏转角Α Θ。7. 根据权利要求1所述的高超声速飞行器前体-进气道-机翼乘波一体化设计方法，其 特征在于，步骤S3的方法为： 给定飞行器机体前缘线投影曲线47-48-49-50-51，该曲线作为飞行器机体前缘线在底 部横截面40的投影曲线，其中，点48和50是飞行器机体前缘线投影曲线与在进气道唇口所 在的横截面12上的激波轮廓线45的交点，点47和点51是飞行器机体前缘线投影曲线与在底 部横截面40上的激波轮廓线46的交点； 激波轮廓线45和激波轮廓线46的圆心重合，由激波轮廓线45和激波轮廓线46的圆心44 发出的左侧射线44-52与飞行器机体前缘线投影曲线47-48-49-50-51交于点52,并与激波 轮廓线45交于点54,由激波轮廓线45和激波轮廓线46的圆心44发出的右侧射线44-53与飞 行器机体前缘线投影曲线47-48-49-50-51交于点53,并与激波轮廓线45交于点55,左侧射 线44-52、右侧射线44-53与飞行器纵向对称面64的夹角均为Φ值;点52、点49和点53之间的 曲线段作为前体前缘线在底部横截面40的投影曲线，称为前体前缘线投影曲线52-49-53; 点47与点52之间的曲线段和点53和点51之间的曲线段作为机翼前缘线在底部横截面40的 投影曲线，称为机翼前缘线投影曲线47-52以及机翼前缘线投影曲线53-51;点54和点55之 间的曲线段作为进气道唇口型线在底部横截面40的投影曲线，称为进气道唇口型线投影曲 线54-55; 应用自由流线法，由前体前缘线投影曲线52-49-53、进气道唇口型线投影曲线54-55和 机翼前缘线投影曲线47-52以及机翼前缘线投影曲线53-51，分别计算前体前缘线、进气道 唇口型线和机翼前缘线； 从前体前缘线和进气道唇口型线出发，在高超声速飞行器前体-进气道一体化轴对称 基准流场中进行流线追踪，求解经过前体前缘线和进气道唇口型线的所有流线，直至进气 道出口横截面34位置，进而得到进气道出口型线即闭环曲线56-57-58-59-60-61;从机翼前 缘线出发，在机翼轴对称基准流场中进行流线追踪，求解经过机翼前缘线的所有流线，直至 底部横截面40位置，进而得到机翼后缘线47-62以及63-51; 将经过前体前缘线的所有流线放样成流面65，将经过进气道唇口型线的所有流线放样 成流面66,并加上进气道前掠侧板67,65、66和67组成高超声速飞行器前体-进气道一体化 构型； 将经过机翼前缘线左侧的所有流线放样成流面68,并将经过机翼前缘线右侧的所有流 线放样成流面69,上表面应用自由流线法生成，组成机翼构型，所述机翼构型包括左机翼70 和右机翼71; 所述高超声速飞行器前体-进气道一体化构型和机翼构型组成了高超声速飞行器前 体-进气道-机翼乘波一体化构型。8. 根据权利要求7所述的高超声速飞行器前体-进气道-机翼乘波一体化设计方法，其 特征在于，步骤S3中，由自由流线法生成前体前缘线和进气道唇口型线的实现方式如下： 设点72是前体前缘线投影曲线52-49-53或进气道唇口型线投影曲线54-55上的一个离 散点，用经过点72并与圆柱坐标系的轴向坐标轴X平行的直线73与前缘激波10-13相交于一 点，该交点是前体前缘线或进气道唇口型线上的点，将其称为前体前缘点或进气道唇口点 74，直线74-72即为经过前体前缘点或进气道唇口点74的自由流线； 从前体前缘点或进气道唇口点74出发，将高超声速飞行器前体-进气道一体化轴对称 基准流场中各特征线网格节点上的位置坐标和流动参数作为已知条件，利用流线追踪方法 求解流线75,直至进气道出口横截面34,流线75在进气道出口横截面34上的末端点是进气 道出口型线上的点，将之称进气道出口点76; 用上述相同方法，求解得到所有前体前缘点和进气道唇口点，以及经过前体前缘点和 进气道唇口点的所有流线，并得到与前体前缘点相对应的进气道出口点以及与进气道唇口 点相对应的进气道出口点；所有前体前缘点组成前体前缘线，所有进气道唇口点组成进气 道唇口型线，所有与前体前缘点相对应的进气道出口点组成进气道出口型线的上壁面56-57-58,所有与进气道唇口点相对应的进气道出口点组成进气道出口型线的下壁面61-60-59 〇9. 根据权利要求8所述的高超声速飞行器前体-进气道-机翼乘波一体化设计方法，其 特征在于，步骤S3中，所述由自由流线法生成机翼前缘线以及生成机翼后缘线的实现方式 如下： 设点77是机翼前缘线投影曲线上的一个离散点，用经过点77并与圆柱坐标系的轴向坐 标轴X平行的直线78与前缘激波10'-13'-41相交于一点，该交点是机翼前缘线上的点，将之 称为机翼前缘点79,直线79-77即为经过前缘点79的自由流线； 从机翼前缘点79出发，将机翼轴对称基准流场中特征线网格节点上的位置坐标和流动 参数作为已知条件，利用流线追踪方法求解流线80，直至底部横截面40，流线80在底部横截 面40上的末端点是机翼后缘线上的点，将该点称为机翼后缘点81; 用上述相同方法，求解得到所有机翼前缘点，以及经过机翼前缘点的所有流线，并得到 所有机翼后缘点，所有左机翼前缘点和右机翼前缘点分别组成左机翼前缘线和右机翼前缘 线，所有左机翼后缘点和右机翼后缘点分别组成左机翼后缘线和右机翼后缘线；左机翼前 缘线和右机翼前缘线组成机翼前缘线，左机翼后缘线和右机翼后缘线组成机翼后缘线。10.根据权利要求9所述的高超声速飞行器前体-进气道-机翼乘波一体化设计方法，其 特征在于，步骤S3中，所述进气道前掠侧板前缘线和进气道前掠侧板的实现方式如下： 进气道前掠侧板包括左侧板和右侧板，左侧板和右侧板的前缘线在底部横截面40的投 影曲线分别为曲线52-54和曲线53-55,侧板前缘线设置在反射激波13-18上； 用经过点52并与圆柱坐标系的轴向坐标轴X平行的直线82与反射激波13-18相交于侧 板前缘点83,侧板前缘点83是左侧板前缘线上的末端点；用经过点54并与圆柱坐标系的轴 向坐标轴X平行的直线84与反射激波13-18相交于侧板前缘点85,侧板前缘点85是左侧板前 缘线上的起始点，在二维平面上，侧板前缘点85与反射激波上的点13重合； 从侧板前缘点83出发，将高超声速飞行器前体-进气道一体化轴对称基准流场的反射 激波依赖区32和稳定区38中特征线网格节点上的位置坐标和流动参数作为已知条件，利用 流线追踪方法求解流线86，直至进气道出口横截面34，流线86在进气道出口横截面34上的 末端点是进气道侧板后缘线上的点，将该末端点称为侧板后缘点87; 用上述相同的方法，求解得到所有侧板前缘点，以及经过侧板前缘点的所有流线，并得 到所有侧板后缘点;将经过左侧板前缘点的所有流线放样成流面，组成左侧板，将所有左侧 板前缘点组成左侧板前缘线，将所有左侧板后缘点组成进气道出口型线的左侧壁面56-61; 将经过右侧板前缘点的所有流线放样成流面，组成右侧板，将所有右侧板前缘点组成右侧 板前缘线，将所有右侧板后缘点组成进气道出口型线的右侧壁面58-59;左侧板前缘线和右 侧板前缘线组成进气道前掠侧板前缘线。
【专利摘要】本发明提供一种高超声速飞行器前体、进气道和机翼乘波一体化设计方法，在乘波前体/进气道一体化设计基础上，应用特征线理论，构建高超声速飞行器前体-进气道一体化轴对称基准流场和机翼轴对称基准流场两个流场，然后在两个基准流场中分别应用流线追踪技术生成高超声速飞行器前体-进气道一体化构型和机翼构型，两个构型共同组成高超声速飞行器前体-进气道-机翼乘波一体化构型。在设计状态下，整个高超声速飞行器外流场具有类乘波特性，乘波前体作为进气道的预压缩面，高效捕获预压缩气流提供给进气道，乘波机翼为飞行器提供高升阻比。
【IPC分类】B64D33/02, B64F5/00
【公开号】CN105667812
【申请号】CN201610064525
【发明人】丁峰, 柳军, 沈赤兵, 刘珍, 黄伟, 王庆文, 姚雷雷
【申请人】中国人民解放军国防科学技术大学
【公开日】2016年6月15日
【申请日】2016年1月29日