圆锥构型高超声速飞行器前体与进气道一体化设计方法

摘要

圆锥构型高超声速飞行器前体与进气道一体化设计方法，涉及飞行器。1)计算圆锥构型的基本流场；2)设计内收缩基本流场；3)给定设计条件并确定进气道实际捕获面积；4)确定进口形状；5)进行流线追踪，即完成圆锥构型高超声速飞行器前体与进气道一体化设计。兼顾了圆锥构型飞行器前体与三维内收缩式进气道的优点，保证一体化装置具有高升阻比及优良的进气道性能。通过考虑圆锥飞行器在大攻角飞行姿态情况下的流场特点，提升了设计的实用性，改善了进气道性能，从而增大了发动机推力。

说明书

技术领域

本发明涉及飞行器，尤其是涉及一种圆锥构型高超声速飞行器前体与进气道一体化设计 方法。

背景技术

临近空间高超声速远程机动飞行器的研究是临近空间飞行器发展的重中之重。以美国、 俄罗斯为代表的世界强国都在大力推进各自的高超声速飞行研制计划(Joseph,M.H,JamesS. M.RichardC.M.,TheX-51AScramjetEngineFlightDemonstrationProgram,15thAIAA InternationalSpacePlanesandHypersonicSystemsandTechnologiesConference,2008)。自20世 纪60年代以来，大量研究充分证明，实现临近空间飞行的关键在于推进系统与飞行器机体的 一体化设计。

在高超声速飞行领域，许多学者都对各类一体化方案进行了深入研究，其中PeterF.Covell, K.Kontis,A.Reggiori等学者主要对无进气道情况下圆锥构型高超声速飞行器的升阻特性、攻 角特性及翼型布局等方面进行了研究。研究认为，圆锥构型高超声速飞行器具有结构简单、 进气道捕获面积大与容积率大等优点。尤延铖等(尤延铖,梁德旺,郭荣伟,等.高超声速三维 内收缩式进气道/乘波前体一体化设计研究评述[J].力学进展,2009,39:513-525. DOI:doi:10.6052/1000-0992-2009-5-J2008-094)详细论述了三维内收缩式进气道优于各类典型 高超声速进气道的总体性能优势，如具有等熵压缩比重大、压缩效率高且理论上保证了设计 状态进气道全流量捕获、低马赫数状态进气道自动溢流等，并提出三维内收缩式进气道与乘 波前体的“双乘波”一体化设计可能为高超声速研究带来新的变革。而RowanJ.Gollan与 MichaelK.Smart(GollanRJ,SmartMK.DesignofModularShape-TransitionInletsforaConical HypersonicVehicle[J].JournalofPropulsion&Power,2013,29(4):832-838)虽在2013年将三维 内收缩式进气道与圆锥构型飞行器相耦合实现了圆锥构型飞行器与进气道的耦合设计，但并 未研究圆锥前体与进气道之间的相互作用，尤其是进气道进口的选择与进气道基本流场的设 计，以及大攻角情况下进气道的设计问题。

然而圆锥构型高超声速飞行器在实际飞行过程中通常具有较大攻角，在该飞行条件下， 前缘入射激波将不再保持常规的圆锥激波面而是形成迎风处激波最强，向两侧逐步减弱，发 展至背风处基本不产生激波的特点。这样的激波分布使圆锥表面气流形成严重的上洗趋势， 即由迎风面向背风面流动，使进气道的性能尤其是流量捕获特性受到严重影响。由此可知， 对于圆锥构型高超声速飞行器前体与进气道一体化方案的研究仍然不够全面，因此，如何构 造有效提高进气道流量捕获特性的前体与进气道一体化方案是亟待解决的关键问题。

发明内容

本发明的目的旨在提供能够准确评估进气道流量捕获特性及气动性能的一种圆锥构型高 超声速飞行器前体与进气道一体化设计方法。

本发明包括以下步骤：

1)计算圆锥构型的基本流场；

2)设计内收缩基本流场；

3)给定设计条件并确定进气道实际捕获面积；

4)确定进口形状；

5)进行流线追踪，即完成圆锥构型高超声速飞行器前体与进气道一体化设计。

在步骤1)中，所述基本流场包括生成入射激波的圆锥构型前体、飞行攻角、入射激波、 波后压缩气流，其中入射激波由高超声速来流撞击具有一定飞行攻角的圆锥构型前体生成， 入射激波的形状由圆锥构型前体的圆锥压缩面确定，高超声速来流经过入射激波后被压缩为 波后压缩气流。

在步骤2)中，所述内收缩基本流场包括进气道入射激波、三维内收缩进气道唇口、反 射激波；所述设计内收缩基本流场的具体方法可为：首先自定义进气道唇口截面所在位置为 圆锥构型前体的末端，即可确定三维内收缩进气道唇口的位置；其次圆锥构型流场产生的入 射激波在三维内收缩进气道唇口位置产生反射激波，而反射激波与自定义三维内收缩进气道 进口入射激波同样相交于三维内收缩进气道唇口，即可由自定义三维内收缩进气道进口入射 激波的形状确定其入射点即上唇罩点和设计截面的位置；最后由已知的进气道入射激波和反 射激波及其相对位置，便可得到内收缩的基本流场。

在步骤3)中，所述设计条件包括但不限于飞行高度(H)、飞行马赫数(Ma_in)、飞行攻 角(α)、捕获流量流量捕获系数(Φ)等；

所述确定进气道实际捕获面积的具体方法可为：通过流量捕获公式确 定进气道理论捕获面积(全流量捕获)A_cap，通过设计条件中的流量捕获系数(Φ)可获得 进气道实际捕获面积其中ρv由高超声速来流确定。

在步骤4)中，所述确定进口形状的具体方法可为：在设计截面的轴向投影图上，首先 计算连结圆锥顶点和三维内收缩进气道唇口确定的直线、连结圆锥顶点与上唇罩点确定的直 线和设计截面投影圆所共同围成扇形面积A₁，其次计算连结圆锥顶点和三维内收缩进气道 唇口确定的直线、设计截面投影圆和第二自定义进气道进口前缘型线所围成的面积A₂，如果 不等，可以通过调节第二自定义进气道进口前缘型线的形状改变面积A₂，从而使其相等。

在步骤5)中，所述进行流线追踪的具体方法可为：将所得进口形状离散成一系列点集， 分别在内收缩基本流场内进行流线追踪，并截取入射激波与反射激波之间的流线作为三维内 收缩进气道的压缩型线，即可得到三维内收缩进气道，三维内收缩进气道与圆锥构型高超声 速飞行器前体的交线便为第一自定义进气道进口前缘型线。

本发明的优点：圆锥构型高超声速飞行器前体与进气道一体化设计方法，兼顾了圆锥构 型飞行器前体与三维内收缩式进气道的优点，保证一体化装置具有高升阻比及优良的进气道 性能。通过考虑圆锥飞行器在大攻角飞行姿态情况下的流场特点，提升了设计的实用性，改 善了进气道性能，从而增大了发动机推力。

附图说明

图1是圆锥构型前体基本流场示意图；

图2是圆锥构型高超声速飞行器前体与进气道一体化设计方法设计截面轴向投影示意 图；

图3是圆锥构型高超声速飞行器前体与进气道一体化设计方法三维内收缩进气道设计原 理图；

图4是圆锥构型高超声速飞行器前体与进气道一体化设计方法轴向剖视图；

图5是圆锥构型高超声速飞行器前体与进气道一体化设计方法具体实施方案轴测图；

图6是圆锥构型高超声速飞行器前体与进气道一体化设计方法具体实施方案俯视图；

图7是圆锥构型高超声速飞行器前体与进气道一体化设计方法具体实施方案正视图；

图8是圆锥构型高超声速飞行器前体与进气道一体化设计方法具体实施方案左视图。

具体实施方式

圆锥构型前体与进气道一体化设计方法是为了在大攻角飞行前提下有效提高前体与进气 道一体化装置气动性能而提出的设计方法。

参见图1～8，圆锥构型前体与进气道一体化设计方法的具体步骤包括：

1)计算圆锥构型的基本流场；所述基本流场包括生成入射激波的圆锥构型前体2、飞行 攻角10、入射激波3、波后压缩气流4，其中入射激波3由高超声速来流1撞击具有一定飞 行攻角10的圆锥构型前体2生成，入射激波3的形状由圆锥构型前体2的圆锥压缩面确定， 高超声速来流1经过入射激波3后被压缩为波后压缩气流4。

2)设计内收缩基本流场；所述内收缩基本流场包括进气道入射激波7、三维内收缩进气 道唇口8、反射激波9；所述设计内收缩基本流场的具体方法可为：首先自定义进气道唇口截 面11所在位置为圆锥构型前体2的末端，即可确定三维内收缩进气道唇口8的位置；其次圆 锥构型流场产生的入射激波3在三维内收缩进气道唇口8位置产生反射激波9，而反射激波9 与自定义三维内收缩进气道进口入射激波7同样相交于三维内收缩进气道唇口8，即可由自 定义三维内收缩进气道进口入射激波7的形状确定其入射点即上唇罩点5和设计截面6的位 置；最后由已知的进气道入射激波7和反射激波9及其相对位置，便可得到内收缩的基本流 场。

3)给定设计条件并确定进气道实际捕获面积；所述设计条件包括但不限于飞行高度(H)、 飞行马赫数(Ma_in)、飞行攻角(α)、捕获流量流量捕获系数(Φ)等；

所述确定进气道实际捕获面积的具体方法可为：通过流量捕获公式确 定进气道理论捕获面积(全流量捕获)A_cap，通过设计条件中的流量捕获系数(Φ)可获得 进气道实际捕获面积其中ρv由高超声速来流1确定。

4)确定进口形状；所述确定进口形状的具体方法可为：在设计截面的轴向投影图上，首 先计算连结圆锥顶点14和三维内收缩进气道唇口8确定的直线、连结圆锥顶点14与上唇罩 点5确定的直线和设计截面投影圆15所共同围成扇形面积A₁，其次计算连结圆锥顶点14和 三维内收缩进气道唇口8确定的直线、设计截面投影圆15和第二自定义进气道进口前缘型线 13所围成的面积A₂，如果不等，可以通过调节第二自定义进气道进口前缘型线13的形状改 变面积A₂，从而使其相等。

5)进行流线追踪，即完成圆锥构型高超声速飞行器前体与进气道一体化设计。所述进行 流线追踪的具体方法可为：将所得进口形状离散成一系列点集20，分别在内收缩基本流场内 进行流线追踪，并截取入射激波与反射激波之间的流线18作为三维内收缩进气道的压缩型 线，即可得到三维内收缩进气道，三维内收缩进气道与圆锥构型高超声速飞行器前体的交线 便为第一自定义进气道进口前缘型线12。

实施例：考虑具有攻角的圆锥构型前体与进气道一体化设计方法，本例给定来流马赫数 Ma＝6.5、α＝H＝27km设计出基本流场如图1所示，按照本发明所述设计方法，可设计如图5 所示一体化装置。所述装置由圆锥构型前体2、三维内收缩进气道21组成。该装置在设计条 件下唇罩激波能够完全贴口，实现指定捕获流量的捕获。

运用如图5所示一体化装置，实现了在圆锥构型飞行器具有大飞行攻角时与三维内收缩 进气道的一体化设计，并为进气道提供了高的流量捕获系数及优良的气动性能。

本发明通过研究在大攻角情况下进气道进口位置与进口形状对一体化设计方法的流量捕 获特性及进气道性能的影响规律，提出一种在能够准确评估进气道流量捕获特性及气动性能 的圆锥构型高超声速飞行器前体与进气道一体化设计方法。

本发明的技术解决方案：圆锥构型高超声速飞行器前体与进气道一体化设计，其结构包 括圆锥构型前体和三维内收缩式进气道，通过计算大攻角情况下圆锥流场并结合进气道给定 捕获流量的要求共同设计三维内收缩式进气道进口位置与进口形状，并运用流线追踪技术构 造三维内收缩进气道。

在图3中，标记16表示三维内收缩进气道进口，17表示三维内收缩进气道出口，19表 示三维内收缩进气道参考面。