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原文传递高超声速飞行器机体与内转式进气道一体化设计方法及系统

专利名称：	高超声速飞行器机体与内转式进气道一体化设计方法及系统
摘要：	本发明公开一种高超声速飞行器内外流一体化设计方法、构型及系统，该设计方法首先生成内转式轴对称基准流场和外压缩基准流场，并在设计条件下生成内转式激波以及外压缩激波，两激波相交生成激波交线，然后设一与基准流场回转轴线垂直的底部投影面，在此投影面上生成激波交线的投影线以及设计乘波体前缘线的投影线，随后生成乘波面、自由流面、内转式进气道以及进气道外整流罩。上述生成的内转式进气道、进气道外整流罩、乘波面和自由流面共同形成高超声速飞行器内外流一体化构型。本发明设计的高超声速内外流一体化构型基本保留了内转式进气道的优良性能和乘波体的高升阻比特性，从流场耦合的角度出发减弱机体与进气道之间的复杂的波系干扰。
专利类型：	发明专利
国家地区组织代码：	湖南;43
申请人：	中国人民解放军国防科技大学
发明人：	张文浩;丁峰;柳军;刘珍;陈韶华;唐培结
专利状态：	有效
申请日期：	2019-08-28T00:00:00+0800
发布日期：	2019-11-15T00:00:00+0800
申请号：	CN201910799830.8
公开号：	CN110450963A
代理机构：	长沙国科天河知识产权代理有限公司
代理人：	段盼姣
分类号：	B64D33/02(2006.01);B;B64;B64D;B64D33
申请人地址：	410073湖南省长沙市开福区德雅路109号
主权项：	1.一种高超声速飞行器内外流一体化设计方法，其特征在于，包括以下步骤： S1：基于设计条件生成内转式轴对称基准流场并在所述内转式轴对称基准流场内生成内转式激波； S2：基于设计条件生成外压缩基准流场并在所述外压缩基准流场内生成外压缩激波； S3：设内转式进气道的尾部出口处有一与内转式轴对称基准流场或外压缩基准流场回转轴线垂直的底部投影面，所述内转式激波与外压缩激波的交线ABC在所述底部投影面上的投影线为A′B′C′；在底部投影面上设计乘波体前缘线DHE的投影线D′F′G′E′以提高乘波体的升阻比和容积效率，D′F′G′E′与A′B′C′相交于F′、G′两点，H′为乘波体前缘线投影线的中点； S4：在S2生成的外压缩基准流场中通过流线追踪方法生成乘波面；在S1生成的内转式轴对称基准流场中通过自由流线法生成自由流面； S5：取F′B′G′封闭曲线为内转式进气道前缘线在底部投影面的投影线，在S1生成的内转式轴对称基准流场中通过自由流线法和流线追踪方法生成内转式进气道； S6：取F′G′端开放的F′B′G′开放曲线为进气道外整流罩前缘线在底部投影面的投影线，在S2生成的外压缩基准流场中通过自由流线法和流线追踪方法生成与内转式进气道适配的进气道外整流罩； S7：以S4获得的乘波面和自由流面，将两次经S5获得的内转式进气道分别安装在自由流面近乘波面侧对称的两边，将两次经S6获得的进气道外整流罩分别罩在两个所述内转式进气道上，最终形成高超声速飞行器内外流一体化构型。 2.如权利要求1所述的高超声速飞行器内外流一体化设计方法，其特征在于，所述S2中，所述外压缩基准流场为能够生成升阻比大于3的乘波体的基准流场。 3.如权利要求1所述的高超声速飞行器内外流一体化设计方法，其特征在于，所述S4中，所述乘波面和自由流面均为对称面，所述生成乘波面和自由流面均是先生成对称面的一半，再进行对称处理。 4.如权利要求3所述的高超声速飞行器内外流一体化设计方法，其特征在于，所述S4具体为： S41：在S2生成的外压缩基准流场中，由乘波体前缘线DHE的投影线D′F′G′E′的线段H′F′、G′E′沿外压缩基准流场回转轴线延伸并在外压缩激波上截出乘波体前缘线的一部分HF、GE，分别将HF、GE均匀离散成若干点，分别由HF、GE的若干离散点进行流线追踪至底部投影面分别生成第一乘波面和第二乘波面的壁面流线，所有第一乘波面和第二乘波面的壁面流线分别放样构成第一乘波面和第二乘波面；将第一乘波面和第二乘波面作为一个整体进行对称处理，得到所述乘波面； S42：在S1生成的内转式轴对称基准流场中，将乘波体前缘线的线段HF、GE分别均匀离散成若干点，应用自由流线法，分别从HF、GE的若干离散点引出自由流线与底部投影面相交生成第一自由流面和第二自由流面；由乘波体前缘线DHE的投影线D′F′G′E′的线段F′G′沿内转式轴对称基准流场回转轴线延伸并在内转式激波上截出乘波体前缘线的一部分FG，将FG均匀离散成若干点，应用自由流线法，从FG的若干离散点引出自由流线与底部投影面相交生成第三自由流面；将第一自由流面、第二自由流面和第三自由流面作为一个整体进行对称处理，得到所述自由流面。 5.如权利要求1所述的高超声速飞行器内外流一体化设计方法，其特征在于，所述S5具体为： S51：取F′B′G′封闭曲线为内转式进气道前缘线在底部投影面的投影线，将F′B′G′封闭曲线均匀离散成若干点，应用自由流线法，从F′B′G′封闭曲线的离散点引出自由流线与内转式激波相交生成内转式进气道前缘线点； S52：在S1生成的内转式轴对称基准流场中，由内转式进气道前缘线点进行流线追踪至底部投影面生成内转式进气道壁面流线，所有内转式进气道壁面流线放样构成内转式进气道。 6.如权利要求1所述的高超声速飞行器内外流一体化设计方法，其特征在于，所述S6具体为： S61：取F′G′端开放的F′B′G′开放曲线为进气道外整流罩前缘线在底部投影面的投影线，将F′B′G′开放曲线均匀离散成若干点，应用自由流线法，从F′B′G′开放曲线的离散点引出自由流线与外压缩激波相交生成进气道外整流罩前缘线点； S62：在S2生成的外压缩基准流场中，由进气道外整流罩前缘线点进行流线追踪至底部投影面生成进气道外整流罩壁面流线，所有进气道外整流罩壁面流线放样构成进气道外整流罩； S63：对所述进气道外整流罩进行几何修型，以避免生成的进气道外整流罩与内转式进气道在进气道唇口处产生几何交叉。 7.一种高超声速飞行器内外流一体化构型，其特征在于，主要包括乘波体、内转式进气道和进气道外整流罩；所述乘波体包括下表面和上表面，所述下表面为乘波面，所述上表面为自由流面；两个所述内转式进气道分别固定安装在自由流面近乘波面侧对称的两边，所述内转式进气道前缘线的非曲线端与乘波体前缘线的FG端重合；所述进气道外整流罩为与内转式进气道适配的外壳，固定连接在所述内转式进气道的外表面；所述进气道外整流罩与所述内转式进气道共前缘线。 8.如权利要求7所述的高超声速飞行器内外流一体化构型，其特征在于，所述内转式进气道在内转式轴对称基准流场中生成，所述进气道外整流罩在外压缩基准流场中生成。 9.一种高超声速飞行器内外流一体化设计方法系统，其特征在于，包括：控制部分和可编程部分；所述可编程部分用于通过配置实现特定功能模块，所述控制部分包括处理单元和存储单元，所述存储单元存储有高超声速飞行器内外流一体化设计程序，所述处理单元在运行所述高超声速飞行器内外流一体化设计程序时，执行权利要求1～6任一项所述方法的步骤。 10.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现权利要求1～6中任一项所述的方法的步骤。
所属类别：	发明专利