高超声速内外流一体化全乘波飞行器设计方法

高超声速内外流一体化全乘波飞行器设计方法
【专利摘要】一种高超声速内外流一体化全乘波飞行器设计方法，首先设计基于任意轴对称基准激波的内外流一体化轴对称基准流场模型；然后给定飞行器前体前缘线、进气道唇口型线和机翼前缘线在底部横截面的投影曲线，从前体前缘线和进气道唇口型线出发，在前体?进气道基准流场区中进行流线追踪，生成乘波前体?进气道；从进气道唇口型线和机翼前缘线出发，在后体基准流场区中进行流线追踪，生成机体腹部乘波面和机翼乘波面，机体腹部乘波面和机翼乘波面共同组成后体乘波面；最后采用自由流面作为上表面，上表面、乘波前体?进气道和后体乘波面共同组成乘波机体?进气道一体化构型。其能够依需求设计不同的前、后体激波，从而提高前、后体激波各自的设计自由度。
【专利说明】
高超声速内外流一体化全乘波飞行器设计方法
技术领域
[0001] 本发明涉及吸气式高超声速飞行器气动外形设计的技术领域，具体涉及一种基于 任意轴对称基准激波的高超声速内外流一体化全乘波飞行器设计方法。
【背景技术】
[0002] 吸气式高超声速飞行器是指飞行马赫数大于5、以吸气式发动机或其组合发动机 为主要动力、能在大气层和跨大气层中远程飞行的飞行器，其应用形式包括高超声速巡航 导弹、高超声速有人/无人飞机和空天飞机等多种飞行器。
[0003] 自20世纪60年代以来的大量研究充分说明，推进系统与机体的一体化设计是实现 尚超声速飞彳丁的关键，是尚超声速飞彳丁器技术亟待解决的关键技术之一，而机体/推进系统 一体化的核心则是飞行器机体和进气道的一体化。从设计角度出发考虑，总体对二者的要 求存在着差异:对机体的要求主要为高升阻比，高有效容积，以及良好的前缘气动热防护性 能；而对进气道的要求则是用最小的气流能量损失为燃烧室提供尽可能多的有效气源。良 好的机体-推进系统一体化构型能满足设计人员对高超声速飞行器气动-推进性能的综合 需求。
[0004] 乘波设计概念应用于高超声速飞行器机体_进气道一体化设计主要有两大优势： 一是可以高效地捕获预压缩后的气流。这是因为通过乘波体的前缘激波压缩不仅可以实现 预压缩气流的目的，而且由于乘波设计使得气动构型下表面高压区溢向上表面低压区的气 流较少，因此可以尽可能多地捕获气流。二是通过优化设计(例如选取合适的激波角），可以 实现飞行器的高升阻比性能设计。流线追踪进气道具有独特的高捕获率和高压缩率等优良 性能，因而乘波体与流线追踪进气道的一体化设计吸引了国内外研究人员的大量关注。
[0005] 公开号为104210672A，【公开日】为2014-12-17的发明专利，公开了一种高超声速乘 波机身与进气道一体化设计方法，其基于尖头回转体设计轴对称激波，进而设计内外流一 体化轴对称基准流场模型，然后在该基准流场中进行流线追踪，设计生成乘波机体_进气道 一体化构型。内外流一体化轴对称基准流场模型是该种乘波机体-进气道一体化设计方法 的核心关键，因此改进基准流场模型是改进该设计方法的重要方向。其中提出的基于尖头 回转体的内外流一体化轴对称基准流场模型的缺陷是：如图1所示，其中1表示超声速来流 条件，2表示经过唇口点4的左行马赫线与尖头回转体母线0-3的壁面交点；3表示尖头回转 体母线0-3在回转体底部横截面的末端点；4表示唇口点；5表示绕母线为0-3的尖头回转体 的前缘激波0-4-5在底部横截面的末端点；6表示经过唇口点4的流线在底部横截面的末端 点；7表示经过唇口点4的流线。设计尖头回转体(0-3)，在超声速来流条件1作用下，由尖头 回转体生成前缘激波(0-5)，唇口点4将前缘激波(0-5)划分为两段激波，即前体激波(0-4) 和后体激波(4-5);因此前体激波(0-4)和后体激波(4-5)在唇口点4位置不仅一阶导数连 续，而且二阶导数也连续，即曲率连续，这降低了前体激波(0-4)和后体激波(4-5)各自的设 计自由度，即前体激波(0-4)在唇口点4的激波角与后体激波(4-5)在唇口点4的激波角不能 进行单独设计等限制;与此同时，该模型也难以控制唇口激波和底部激波尺寸，不利于设计 飞行器前体和后体的尺寸。另外，由于唇罩外壁面型线（即4-6)是在绕尖头回转体的基准流 场中应用流线追踪生成的一条流线，因此这也限制了根据需求设计型线（即4-6)的形状。

【发明内容】

[0006] 针对现有技术存在的缺陷，本发明的目的在于提供一种高超声速内外流一体化全 乘波飞行器设计方法，其是一种基于任意轴对称基准激波的高超声速内外流一体化全乘波 飞行器设计方法，即基于任意轴对称基准激波的乘波机体-进气道一体化设计方法。所述内 外流一体化是指机体-进气道一体化，所述全乘波是指不仅飞行器前体乘波，而且包括机体 腹部和机翼的飞行器后体也同时乘波。该方法可以根据设计需求，任意设计前体激波和后 体激波，从而提高前体激波和后体激波各自的设计自由度，拓展内外流一体化轴对称基准 流场模型和乘波机体-进气道一体化设计方法。
[0007] 本发明的技术方案是：
[0008] 一种高超声速内外流一体化全乘波飞行器设计方法，包括以下步骤：
[0009] S1.设计基于任意轴对称基准激波的内外流一体化轴对称基准流场模型；
[0010] S2.给定飞行器前体前缘线、进气道唇口型线和机翼前缘线在底部横截面的投影 曲线，其中进气道唇口型线在底部横截面的投影曲线为一条圆弧线；从前体前缘线和进气 道唇口型线出发，在前体-进气道基准流场区中进行流线追踪，生成乘波前体-进气道;从进 气道唇口型线和机翼前缘线出发，在后体基准流场区中进行流线追踪，生成机体腹部乘波 面和机翼乘波面，机体腹部乘波面和机翼乘波面共同组成后体乘波面；
[0011] S3.采用自由流面作为上表面，上表面与乘波前体-进气道、后体乘波面共同组成 乘波机体-进气道一体化构型，即为高超声速内外流一体化全乘波飞行器。
[0012] 本发明步骤S1包括以下步骤：
[0013] SI. 1给定前体激波8-9和超声速来流条件1，并将经过前体激波末端点的横截面作 为基准流场的进气道唇口横截面10，其中前体激波末端点也是进气道唇口点9;应用有旋特 征线理论，由超声速来流条件1和前体激波8-9,求解得到前体-进气道基准流场区的前体激 波依赖区8-11-9。与此同时，求解得到经过前体激波起始点8的流线8-11，将流线8-11作为 前体壁面的前段型线，其中点11表示经过进气道唇口点9的左行马赫线11-9与前体壁面型 线的交点;所述横截面是与x轴相垂直的平面。
[0014] S1.2给定前体-进气道基准流场区的等熵压缩区的壁面型线11-12,应用有旋特征 线理论，由左行马赫线11-9和壁面型线11_12，求解由左行马赫线11_9、右行马赫线9_13 (右 行马赫线9-13是由特征线理论得到的，它是等熵压缩区11-13-9的组成部分，求解出等熵压 缩区11-13-9就可以顺带求解出右行马赫线9-13)以及壁面型线11-13(壁面型线11-13是 11-12的前段部分，求解得到右行马赫线9-13之后，点13的位置也就确定了。）所包围的等熵 压缩区11-13-9,其中点13表示经过进气道唇口点9的右行马赫线9-13与壁面型线11-12的 交点。
[0015] S1.3将进气道唇口点9作为唇口反射激波9-14的起始点，给定反射激波9-14波后 的流动方向角分布，利用预估-校正的迭代算法，求解唇口反射激波9-14的位置和形状，直 至唇口反射激波9-14与壁面型线11-13交于点14,并将唇口反射激波9-14与壁面型线11-12 的交点14作为基准流场进气道的肩点。最后利用斜激波关系式求解唇口反射激波9-14波后 的流动参数分布。由左行马赫线11-9、壁面型线11-14和唇口反射激波9-14所围区域是前 体-进气道基准流场区的等熵主压缩区11-14-9。
[0016] S1.4应用有旋特征线理论，由唇口反射激波9-14的位置和波后流动参数，求解唇 口反射激波依赖区9-26-14,直至经过进气道唇口点9的流线与经过点14的右行马赫线26-14(右行马赫线26-14,它是由特征线理论得到的，它是唇口反射激波依赖区9-14-26的组成 部分，求解出反射激波依赖区9-14-26就可以顺带求解出右行马赫线26-14)交于点26,并得 到流线9-26;将流线9-26作为唇罩内壁面的前段型线，点26为唇罩内壁面的前段型线的末 端点。
[0017] S1.5首先给定唇口反射激波9-14与壁面型线11-12的交点14右侧的中心体壁面型 线14-27以及该型线上的马赫数分布，其中点27为中心体壁面型线的末端点；同时使中心体 壁面型线14-27在点14位置的切向角与当地流动方向角重合。然后给定基准流场模型的进 气道出口横截面29与点14沿x方向的距离，即给定了基准流场模型的进气道出口横截面29 的位置。最后利用有旋特征线理论，由右行马赫数26-14的位置坐标和流动参数、中心体壁 面型线14-27以及该型线上的马赫数分布，求解前体-进气道基准流场区的稳定区26-30-27-14,直至经过唇罩内壁面的前段型线的末端点26的流线与经过中心体壁面型线的末端 点27的右行马赫线交于点30,得到流线26-30。将流线26-30作为唇罩内壁面的后段型线，点 30表示唇罩内壁面的后段型线的末端点。
[0018] 前体激波依赖区8-11-9、等熵主压缩区11-14-9、唇口反射激波依赖区9-26-14和 稳定区26-30-27-14共同组成前体-进气道基准流场区8-11-14-27-30-26-9。
[0019] S1.6给定后体激波9-31的形状，其中点31表示后体激波在底部横截面的末端点， 并将经过点31的横截面作为基准流场的底部横截面;应用有旋特征线理论，由超声速来流 条件和后体激波9-31，求解得到后体激波依赖区9-33-31，并得到经过进气道唇口点9的流 线9-33,将流线9-33作为基准流场模型的唇罩外壁面的前段型线；点33表示基准流场模型 的唇罩外壁面的前段型线的末端点。
[0020] S1.7给定后体基准流场区的壁面型线33-34的形状，其中点34表示基准流场模型 的唇罩外壁面的后段型线的末端点；应用有旋特征线理论，求解后体基准流场区的主膨胀 区33-34-31。
[0021] 后体激波依赖区9-33-31和主膨胀区33-34-31共同组成后体基准流场区9-33-34- 31〇
[0022] 前体-进气道基准流场区8-11-14-27-30-26-9和后体基准流场区9-33-34-31共同 组成基于任意轴对称基准激波的内外流一体化轴对称基准流场模型。
[0023]前体激波8-9和后体激波9-31共同组成基准流场的前缘激波8-9-31。
[0024]其中，S1.3中利用预估-校正的迭代方法求解唇口反射激波9-14的位置和形状方 法如下：
[0025] 反射激波9-14的起始点是进气道唇口点9,反射激波9-14与左行马赫线的交点简 称为激波点，求解唇口反射激波9-14的位置和形状就是求解所有激波点的坐标值，直至唇 口反射激波9-14与壁面型线11 -13的交点14。
[0026] 针对唇口反射激波9-14上任意两个相邻的激波点，其中靠近进气道唇口点9的激 波点定义为上游激波点，远离进气道唇口点9的激波点定义为下游激波点，由上游激波点的 坐标值求解下游激波点的坐标值方法如下：
[0027]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 和流动参数均可通过有旋特征线方法求解得到，其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r上的坐标值，流动参数包括当地静压、当地 密度、当地速度和当地流动方向角。
[0028]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：
[0031]其中，x为圆柱坐标系的轴向坐标轴的坐标，r为圆柱坐标系的径向坐标轴的坐标， n为上游激波点在圆柱坐标系的径向坐标轴的值，i为激波点的位置编号，AX为下游和上 游激波点在x方向的差值，0是唇口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；4是下游激波点预估后的r值，'是下游激波点校正n次之后所得到的r 值;是上游激波点的波前的当地流动方向角9值，C!i是下游激波点校正n_l次之后所得 到的波前的当地流动方向角9值，由同一条左行马赫线上的相邻特性线网格节点的9值 线性插值得到;&是上游激波点的m直，/?二是下游激波点校正n-i次之后所得到的m直，/巧 1 由式(3)求解得到。
[0033]其中，别为下游激波点校正n-l次之后所得到的波前的当地马赫数M 值和当地流动方向角9值，由同一条左行马赫线上的相邻特性线网格节点的9值线性插 值得到；91+1,2是下游激波点的波后的当地流动方向角9值，91+1, 2是已知条件，其可以根据反 射激波9-14波后的流动方向角分布得到。
[0034] S1.3中利用斜激波关系式求解唇口反射激波9-14波后流动参数的公式如（4)~ (8)所示：
[0040]其中，0是唇口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，△ Q是唇口反射激波的当地气流偏转角，Qi是唇口反射激波波前的当地流动方向角，Mi 是唇口反射激波波前的当地马赫数，Pi是唇口反射激波波前的当地静压，口:是唇口反射激波 波前的当地密度，W是唇口反射激波波前的当地速度，02是唇口反射激波波后的当地流动方 向角，P2是唇口反射激波波后的当地静压，P2是唇口反射激波波后的当地密度，％是唇口反 射激波波后的当地速度。
[0041 ] S1.3中，在激波点处的唇口反射激波的微元与激波点处的唇口反射激波波前速度 方向的夹角是唇口反射激波在激波点处的当地激波角激波点处的唇口反射激波波前速 度方向与圆柱坐标系的轴向坐标轴的夹角是唇口反射激波在激波点位置的波前流动方向 角Q1;激波点处的唇口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唇口反 射激波在激波点位置的波后流动方向角02 ;激波点处的唇口反射激波波前速度方向与激波 点处的唇口反射激波波后速度方向的夹角是唇口反射激波在激波点位置的当地气流偏转 角A
[0042]本发明步骤S2的方法为：
[0043]给定前体前缘线投影曲线39-40-41，其中，点39是飞行器前体前缘线投影曲线与 进气道唇口横截面10的激波轮廓线36的左交点，点41是飞行器前体前缘线投影曲线与进气 道唇口横截面10的激波轮廓线36的右交点，点40是前体前缘线投影曲线39-40-41在纵向对 称面上的点；激波轮廓线36和激波轮廓线37的圆心重合于点35;其中激波轮廓线36为前缘 激波在进气道唇口横截面10位置的轮廓线，该轮廓线为一个圆；激波轮廓线37是前缘激波 在底部横截面32位置的轮廓线，该轮廓线为一个圆。
[0044]给定进气道唇口型线投影曲线39-43-41，给定机翼前缘线投影曲线，机翼前缘线 投影曲线包括左机翼前缘线投影曲线38-39和右机翼前缘线投影曲线41-42,其中，点38为 左机翼前缘线投影曲线38-39与激波轮廓线37的左交点，42为右机翼前缘线投影曲线41-42 与激波轮廓线37的右交点，43表示进气道唇口型线投影曲线39-43-41在纵向对称面的点。 [0045]应用自由流线法，由前体前缘线投影曲线39-40-41、进气道唇口型线投影曲线39-43-41和机翼前缘线投影曲线38-39和41-42,分别计算前体前缘线、进气道唇口型线和机翼 前缘线。
[0046] 从前体前缘线和进气道唇口型线出发，在前体-进气道基准流场区8-11-14-27-30-26-9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，直至基准流 场模型的进气道出口横截面29位置处，进而得到进气道出口型线即闭环曲线44-45-46-47-44，其中44表示进气道唇口型线44-45-46-47-44的左端点；45表示进气道唇口型线44-45-46-47-44在纵向对称面的上端点；46表示进气道唇口型线44-45-46-47-44的右端点；47表 示进气道唇口型线44-45-46-47-44在纵向对称面的下端点。
[0047] 将经过前体前缘线左侧的所有流线放样成流面51，将经过进气道唇口型线左侧的 所有进气道下壁面的流线放样成流面52,流面51和流面52组成前体-进气道的左侧，将前 体-进气道的左侧镜像生成前体-进气道的右侧，前体-进气道的左侧和右侧组成前体-进气 道。
[0048] 从进气道唇口型线和机翼前缘线出发，在后体基准流场区中进行流线追踪，求解 经过进气道唇口型线和机翼前缘线的所有流线，直至底部横截面32位置，进而分别得到机 体腹部后缘线48-49-50和机翼后缘线(包括左机翼后缘线38-48和右机翼后缘线50-42)，其 中点48表示机体腹部后缘线的左端点；点49表示机体腹部后缘线在纵向对称面的点；点50 表示机体腹部后缘线的右端点。将经过左侧机翼前缘线的所有流线放样成流面54,作为左 侧机翼乘波面。并将经过进气道唇口型线左侧的所有后体的流线放样成流面53,作为左侧 机体腹部乘波面。将左侧机翼乘波面和左侧机体腹部乘波面镜像，得到机翼乘波面和机体 腹部乘波面，机翼乘波面和机体腹部乘波面组成后体乘波面。
[0049]本发明的步骤S2中应用自由流线法，由前体前缘线投影曲线39-40-41和进气道唇 口型线投影曲线39-43-41分别计算前体前缘线和进气道唇口型线的实现方式如下：
[0050] 设点55是前体前缘线投影曲线39-40-41或进气道唇口型线投影曲线39-43-41上 的一个离散点，用经过点55并与圆柱坐标系的轴向坐标轴x平行的直线56与前体激波8-9相 交于一点，该交点是与点55相对应的前体前缘线或进气道唇口型线上的点，称该交点为前 体前缘点或进气道唇口点57,直线56(点57和点55的连线）即为经过前体前缘点或进气道唇 口点57的自由流线。从前体前缘点或进气道唇口点57出发，将前体-进气道基准流场区中各 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58， 直至进气道出口横截面29。流线58即为在前体-进气道基准流场区中经过点57的流线;流线 58在进气道出口横截面29上的末端点59是进气道出口型线上的点，简称进气道出口点。
[0051] 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。
[0052]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44-45-46，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44-47-46，上壁面44-45-46 和下壁面44-47-46共同组成进气道出口型线。
[0053]本发明的步骤S2中应用自由流线法，由左机翼前缘线投影曲线38-39和右机翼前 缘线投影曲线41-42,生成机翼前缘线，应用流线追踪方法，由机翼前缘线生成机翼后缘线， 并由进气道唇口型线生成机体腹部后缘线48-49-50的获取方式如下：
[0054]设点60是机翼前缘线投影曲线或进气道唇口型线投影曲线39-43-41上的一个离 散点，用经过点60并与圆柱坐标系的轴向坐标轴x平行的直线61与后体激波9-31相交于一 点，该交点是与点60相对应的机翼前缘线上或进气道唇口型线上的点，称该交点为机翼前 缘点或进气道唇口点62,直线61(点62和点60的连线）即为经过机翼前缘点或进气道唇口点 62的自由流线。
[0055]从机翼前缘点或进气道唇口点62出发，将后体基准流场区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63，直至底部横截面32，63 表示在后体基准流场区中经过点62的流线，流线63在底部横截面32上的末端点64是机翼后 缘线或机体腹部后缘线上的点，称点64为机翼后缘点或机体腹部后缘点。
[0056] 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和进气道唇口点 的所有流线，并得到所有机翼后缘点和机体腹部后缘点，其中进气道唇口点对应机体腹部 后缘点。
[0057] 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38-48和右机翼后缘线50-42组成机翼后缘线； 所有机体腹部后缘点组成机体腹部后缘线48-49-50;机翼后缘线和机体腹部后缘线组成后 体后缘线 38-48-49-50-42。
[0058]本发明的有益效果是：
[0059] 本发明在基于尖头回转体的乘波机体-进气道一体化设计基础上，为了改进内外 流一体化轴对称基准流场模型，设计了基于任意轴对称基准激波的内外流一体化轴对称基 准流场模型。然后在该基准流场中应用流线追踪技术生成乘波机体-进气道一体化构型，并 命名为高超声速内外流一体化全乘波飞行器。
[0060] 该改进方法可以根据设计需求，单独给定不同前体激波(8-9)和后体激波(9-31) 的形状。在如图10所示的内外流一体化轴对称基准流场模型中，前体激波(8-9)和后体激波 (9-31)在进气道唇口点位置不需要一阶导数或二阶导数连续，即前体激波(8-9)在进气道 唇口点位置的激波角与后体激波(9-31)在进气道唇口点位置的激波角可以不相同，这提高 了前体激波(8-9)和后体激波(9-31)各自的设计自由度。
[0061] 与此同时，由于可以单独给定前体激波(8-9)和后体激波(9-31)的形状，因此可以 控制在唇口横截面10和底部横截面32位置的激波尺寸，这有利于设计飞行器前体和后体的 尺寸。另外，本发明可以单独设计唇罩外壁面的后段型线33-34。
[0062] 本发明拓展了内外流一体化轴对称基准流场模型和乘波机体-进气道一体化设计 方法。在设计状态下，整个飞行器机体具有"全乘波"特性，即不仅飞行器前体"乘波"，而且 包括机体腹部和机翼的飞行器后体也同时乘波，从而为飞行器提供高升阻比特性;与此同 时，乘波前体作为进气道预压缩面，为进气道高效捕获预压缩气流。
【附图说明】
[0063] 图1为常规基于尖头回转体的内外流一体化轴对称基准流场模型；
[0064] 图2为基准流场模型的前体激波8-9和前体壁面的前段型线8-11;
[0065]图3为等熵压缩壁面型线11-12;
[0066]图4为唇口反射激波9-14;
[0067]图5为求解唇口反射激波位置和形状的示意图；
[0068]图6为唇口反射激波的当地激波角0，唇口反射激波波前的流动方向角01，唇口反 射激波波后的流动方向角h以及唇口反射激波的当地气流偏转角A 0的定义；
[0069]图7为求解唇罩内壁面的前段型线9-26;
[0070]图8为求解唇罩内壁面的后段型线26-30;
[0071]图9为后体激波9-31;
[0072]图10为唇罩外壁面的后段型线33-34;
[0073]图11示出了飞行器前体前缘线、进气道唇口型线、机翼前缘线在底部横截面32的 投影曲线，进气道唇口横截面10和底部横截面32位置的激波轮廓线在底部横截面32的投影 曲线以及进气道出口型线、机体腹部后缘线和机翼后缘线；
[0074]图12为乘波前体-进气道的左侧部分以及构造它的流线；
[0075]图13为组成后体乘波面的机体腹部乘波面和机翼乘波面的左侧部分以及构造它 的流线；
[0076] 图14为前体前缘线、进气道唇口型线、流线和进气道出口型线的设计示意图；
[0077] 图15为进气道唇口型线和相对应的机体腹部后缘线、机翼前缘线和相对应的机翼 后缘线、流线的设计示意图；
[0078] 图16为由乘波前体_进气道、后体乘波面和上表面组成的高超声速乘波机体-进气 道一体化构型，即高超声速内外流一体化全乘波飞行器；
[0079] 图17为飞行器上表面自由流面设计示意图；
[0080] 图18为高超声速内外流一体化全乘波飞行器设计原理图；
[0081] 图19为高超声速内外流一体化全乘波飞行器在设计状态下全乘波的理论效果图；
[0082] 图20为高超声速内外流一体化全乘波飞行器在设计状态下全乘波的数值模拟效 果图。
[0083]图中，1表示超声速来流条件;2表示经过唇口点4的左行马赫线与尖头回转体母线 0-3的壁面交点；3表示尖头回转体母线0-3在回转体底部横截面的末端点；4表示唇口点；5 表示绕母线为0-3的尖头回转体的前缘激波0-4-5在底部横截面的末端点；6表示经过唇口 点4的流线在底部横截面的末端点；7表示经过唇口点4的流线;8表示前体激波起始点；9表 示前体激波末端点，也是进气道唇口点；10表示基准流场的进气道唇口横截面经过进气道 唇口点9的横截面位置；11表示经过进气道唇口点9的左行马赫线与前体壁面型线的交点； 12表示等熵压缩区的壁面型线的末端点；13表示经过进气道唇口点9的右行马赫线与壁面 型线11-12的交点；14表示唇口反射激波9-14与壁面型线11-12的交点；15和16表示同一条 左行马赫线上的相邻特性线网格节点；17和18表示唇口反射激波9-14上的相邻的两激波 点；19表示激波点18处的唇口反射激波的微元;20表示激波点18处的唇口反射激波9-14波 前速度方向；21表示激波点18处的唇口反射激波9-14波后速度方向；22表示反射激波9-14 在激波点18处的当地激波角0; 23表示唇口反射激波9-14在激波点18位置的波前流动方向 角9i; 24表示唇口反射激波在激波点18位置的波后流动方向角％; 25表示唇口反射激波在激 波点18位置的当地气流偏转角A 0;26表示唇罩内壁面的前段型线的末端点；27表示中心体 壁面型线的末端点；28表示基准流场模型的进气道出口横截面与点14沿x方向的距离;29表 示基准流场模型的进气道出口横截面位置;30表示唇罩内壁面的后段型线的末端点；31表 示后体激波在底部横截面的末端点；32表示底部横截面位置;33表示基准流场模型的唇罩 外壁面的前段型线的末端点；34表示基准流场模型的唇罩外壁面的后段型线的末端点；35 表示激波轮廓线36和37的圆心；36表示前缘激波在唇口横截面10位置的轮廓线，该轮廓线 为一个圆；37表示前缘激波在底部横截面32位置的轮廓线，该轮廓线为一个圆；38表示机翼 前缘线投影曲线38-39与激波轮廓线37的左交点；39表示前体前缘线投影曲线39-40-41与 激波轮廓线36的左交点；40表示前体前缘线投影曲线39-40-41在纵向对称面的点；41表示 前体前缘线投影曲线39-40-41与激波轮廓线36的右交点；42表示机翼前缘线投影曲线Aids 与激波轮廓线 37 的右交点； 43 表示进气道唇口 型线投影曲线 39-43-41 在纵向对称面的 点；44表示进气道唇口型线44-45-46-47-44的左端点；45表示进气道唇口型线44-45-46-47-44在纵向对称面的上端点；46表示进气道唇口型线44-45-46-47-44的右端点；47表示进 气道唇口型线44-45-46-47-44在纵向对称面的下端点；48表示机体腹部后缘线的左端点； 49表示机体腹部后缘线在纵向对称面的点；50表示机体腹部后缘线的右端点；51表示经过 前体前缘线左侧的所有流线放样成的流面;52表示经过进气道唇口型线左侧的所有进气道 下壁面的流线放样成的流面;53表示经过进气道唇口型线左侧的所有后体的流线放样成的 流面;54表示经过左侧机翼前缘线的所有流线放样成的流面;55表示前体前缘线投影曲线 39-40-41或进气道唇口型线投影曲线39-43-41上的一个离散点；56表示经过点57的自由流 线。；57表示与点55相对应的前体前缘线或进气道唇口型线上的点；58表示在前体-进气道 基准流场区中经过点57的流线；59表示流线58在进气道唇口横截面29的末端点；60表示机 翼前缘线投影曲线（38-39,41-42)或进气道唇口型线投影曲线（39-43-41)上的一个离散 点;61表示经过点62的自由流线;62表示与点60相对应的机翼前缘点或进气道唇口点;63表 示在后体基准流场区中经过点62的流线;64表示流线63在底部横截面32的末端点；65表示 前体前缘线的左端点;66表示前体前缘线在纵向对称面的点;67表示前体前缘线的右端点。
【具体实施方式】
[0084] 下面结合附图对本发明提供的一种高超声速内外流一体化全乘波飞行器设计方 法进行详细说明。
[0085] 步骤S1、设计基于任意轴对称基准激波的内外流一体化轴对称基准流场模型。
[0086] 设计该基准流场模型的具体步骤如下SI. 1~S1.7所述。
[0087] SI. 1、如图2所示，给定前体激波8-9的形状，8为前体激波起始点，9为前体激波末 端点，也是进气道唇口点，并将经过点9的横截面作为基准流场的进气道唇口横截面10。
[0088] 将超声速来流条件1和前体激波8-9作为输入条件，超声速来流条件包括来流马赫 数、来流静压以及来流静温，应用有旋特征线理论(有旋特征线理论为本领域的公知技术， 具体可参见"《气体动力学》，M.J.左克罗，J.D.霍夫曼，国防工业出版社，1984年，pl38-195"），求解得到前体-进气道基准流场区的前体激波依赖区8-11-9的特征线网格节点上的 位置坐标和流动参数，与此同时，求解得到经过前体激波起始点8的流线8-11，将流线8-11 作为前体壁面的前段型线，其中点11表示经过进气道唇口点9的左行马赫线与前体壁面型 线的交点，11-9为点11与点9之间的左行马赫线。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r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，本步骤所述特征线网格节点是左行马赫线与流线的交点。
[0089] S1.2、如图3所示，给定前体-进气道基准流场区的等熵压缩区的壁面型线11-12， 12表示等熵压缩区的壁面型线的末端点。应用有旋特征线理论，有旋特征线理论为本领域 的公知技术，具体可参见"《气体动力学》，M.J.左克罗，J.D.霍夫曼，国防工业出版社，1984 年，P138-195"，由左行马赫线11-9和壁面型线11-12,求解由左行马赫线11-9、右行马赫线 9_13(右行马赫线9-13它是由特征线理论得到的，它是等熵压缩区11-13-9的组成部分，求 解出等熵压缩区11-13-9就可以顺带求解出右行马赫线9-13)以及壁面型线11-13(壁面型 线11-13是11-12的前段部分，求解得到右行马赫线9-13之后，点13的位置也就确定了）所包 围的等熵压缩区11-13-9,其中13表示经过进气道唇口点9的右行马赫线与壁面型线11-12 的交点。
[0090] S1.3、如图4所示，将前体激波末端点9作为唇口反射激波9-14的起始点，给定反射 激波9-14波后的流动方向角分布，利用预估-校正的迭代算法，求解唇口反射激波9-14的位 置和形状，直至唇口反射激波9-14与壁面型线11-13交于点14,并将唇口反射激波9-14与壁 面型线11-12的交点14作为基准流场进气道的肩点；最后利用斜激波关系式求解唇口反射 激波9-14波后的流动参数分布。由左行马赫线11-9、壁面型线11-14和唇口反射激波9-14所 围区域11-14-9为前体-进气道基准流场区的等熵主压缩区11-14-9。其中，流动方向角是流 动方向与圆柱坐标系的轴向坐标轴x的夹角。
[0091] 所述利用预估-校正的迭代方法求解唇口反射激波9-14的位置和形状具体方法如 下所示。
[0092] 如图5所示，图5中的细实线代表左行马赫线，虚线代表右行马赫线，空心节点代表 左行马赫线与右行马赫线的交点，简称为特征线网格节点，反射激波9-14的起始点是点9， 反射激波9-14与左行马赫线的交点简称为激波点，例如上游激波点17、下游激波点18,所述 求解唇口反射激波9-14的位置和形状是求解所有激波点的坐标值，直至唇口反射激波9-14 与壁面型线11-13的交点14。
[0093] 针对唇口反射激波9-14上任意两个相邻的激波点（如图5中的激波点17和激波点 18，激波点17和激波点18表示唇口反射激波9-14上的相邻激波点），靠近进气道唇口点9的 激波点定义为上游激波点（如激波点17 ))，远离进气道唇口点9的激波点定义为下游激波点 (如激波点18))，由上游激波点的坐标值求解下游激波点的坐标值方法如下所述。
[0094] 图5中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，有旋特征线方法为本领域的公知技术，具体可参见"《气体动力学》，M.J.左克罗，J.D.霍 夫曼，国防工业出版社，1984年，pl38-195。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r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。
[0095]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：
[0098]其中，x为圆柱坐标系的轴向坐标轴的坐标，r为圆柱坐标系的径向坐标轴的坐标， n为上游激波点在圆柱坐标系的径向坐标轴的值，i为激波点的位置编号，AX为下游和上 游激波点在x方向的差值，0是唇口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；匕是下游激波点预估后的r值，^是下游激波点校正n次之后所得到的r 值;是上游激波点的波前的当地流动方向角9值，Ct是下游激波点校正n_l次之后所得 到的波前的当地流动方向角9值，同一条左行马赫线上的相邻特性线网格节点即点 15和点16的0值线性插值得到也是上游激波点的0值，及^是下游激波点校正n_l次之后所 得到的m直，/G 1由式(3)求解得到。
[0100]其中，和&11分别为下游激波点校正n-l次之后所得到的波前的当地马赫数M 值和当地流动方向角9值，C1,由左行马赫线上的点15和点16的0值线性插值得到；01+1, 2是 下游激波点的波后的当地流动方向角9值，91+1,2是已知条件，它可以根据反射激波9-14波后 的流动方向角分布得到。
[0101]所述利用斜激波关系式求解唇口反射激波波后流动参数的公式如(4)~(8)所示。
[0107] 其中，0是唇口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，△ Q是唇口反射激波的当地气流偏转角，Qi是唇口反射激波波前的当地流动方向角，Mi 是唇口反射激波波前的当地马赫数，Pi是唇口反射激波波前的当地静压，口:是唇口反射激波 波前的当地密度，W是唇口反射激波波前的当地速度，0 2是唇口反射激波波后的当地流动方 向角，p2是唇口反射激波波后的当地静压，P2是唇口反射激波波后的当地密度，％是唇口反 射激波波后的当地速度。
[0108] 所述唇口反射激波的当地激波角0，唇口反射激波波前的流动方向角91，唇口反射 激波波后的流动方向角92以及唇口反射激波的当地气流偏转角A 0的定义如图6所示，在激 波点18处的唇口反射激波的微元19与激波点18处的唇口反射激波波前速度方向20的夹角 是唇口反射激波在激波点18处的当地激波角0，即图中的22。激波点18处的唇口反射激波波 前速度方向20与圆柱坐标系的轴向坐标轴的夹角是唇口反射激波在激波点18位置的波前 流动方向角9i，即图中的23。激波点18处的唇口反射激波波后速度方向21与圆柱坐标系的 轴向坐标轴的夹角24是唇口反射激波在激波点18位置的波后流动方向角0 2，即图中的24， 激波点18处的唇口反射激波波前速度方向20与激波点18处的唇口反射激波波后速度方向 21的夹角是唇口反射激波在激波点18位置的当地气流偏转角A 0，即图中的25。
[0109] S1.4、如图7所示，应用有旋特征线理论，有旋特征线理论为本领域的公知技术，具 体可参见"《气体动力学》，M.J.左克罗，J.D.霍夫曼，国防工业出版社，1984年，pl38-195"， 由唇口反射激波9-14的位置和波后流动参数，求解唇口反射激波依赖区9-26-14，直至经过 点9的流线与经过点14的右行马赫线26-14(右行马赫线26-14,它是由特征线理论得到的， 它是唇口反射激波依赖区9-14-26的组成部分，求解出反射激波依赖区9-14-26就可以顺带 求解出右行马赫线26-14)交于点26,并得到流线9-26;将流线9-26作为唇罩内壁面的前段 型线，点26为唇罩内壁面的前段型线的末端点。
[0110] S1.5、如图8所示，首先给定唇口反射激波9-14与壁面型线11-12的交点14右侧的 中心体壁面型线14-27以及该型线上的马赫数分布，其中点27为中心体壁面型线的末端点。 同时使中心体壁面型线14-27在点14位置的切向角与当地流动方向角重合（当地流动方向 角即为唇口反射激波9-14在肩点14的波后流动方向角）；然后给定基准流场模型的进气道 出口横截面与点14沿x方向的距离28,即给定了基准流场模型的进气道出口横截面位置29; 最后利用有旋特征线理论，由右行马赫数26-14的位置坐标和流动参数、中心体壁面型线 14-27以及该型线上的马赫数分布，求解前体-进气道基准流场区的稳定区26-30-27-14,直 至经过点26的流线与经过点27的右行马赫线交于点30,得到流线26-30;将流线26-30作为 唇罩内壁面的后段型线，30表示唇罩内壁面的后段型线的末端点。
[0111] 前体激波依赖区8-11-9、等熵主压缩区11-14-9、唇口反射激波依赖区9-26-14和 稳定区26-30-27-14共同组成前体-进气道基准流场区8-11-14-27-30-26-9。
[0112] S1.6、如图9所示，给定后体激波9-31的形状，31表示后体激波在底部横截面的末 端点，并将经过点31的横截面作为基准流场的底部横截面，图9中33表示该底部横截面位 置。应用有旋特征线理论（，由超声速来流条件1和后体激波9-31，求解得到后体激波依赖区 9-33-31，并得到经过进气道唇口点9的流线9-33，将流线9-33作为基准流场模型的唇罩外 壁面的前段型线。点33表示基准流场模型的唇罩外壁面的前段型线的末端点。
[0113] S1.7、如图10所示，给定后体基准流场区的壁面型线33-34的形状，34表示基准流 场模型的唇罩外壁面的后段型线的末端点。应用有旋特征线理论，求解后体基准流场区的 主膨胀区33-34-31。
[0114] 后体激波依赖区9-33-31和主膨胀区33-34-31共同组成后体基准流场区9-33-34-31〇
[0115] 前体-进气道基准流场区8-11-14-27-30-26-9和后体基准流场区9-33-34-31共同 组成基于任意轴对称基准激波的内外流一体化轴对称基准流场模型。
[0116] 前体激波8-9和后体激波9-31共同组成基准流场的前缘激波8-9-31。
[0117] 步骤S2、给定飞行器前体前缘线、进气道唇口型线和机翼前缘线在底部横截面的 投影曲线，其中进气道唇口型线在底部横截面的投影曲线为一条圆弧线；从前体前缘线和 进气道唇口型线出发，在前体-进气道基准流场区中进行流线追踪，生成乘波前体-进气道； 从进气道唇口型线和机翼前缘线出发，在后体基准流场区中进行流线追踪，生成机体腹部 乘波面和机翼乘波面，机体腹部乘波面和机翼乘波面共同组成后体乘波面。
[0118] 如图11所示，给定二维开环曲线39-40-41，该曲线作为飞行器前体前缘线在底部 横截面32的投影曲线，简称为前体前缘线投影曲线39-40-41，其中，点39是飞行器前体前缘 线投影曲线与进气道唇口横截面10的激波轮廓线36的左交点，点41是飞行器前体前缘线投 影曲线与进气道唇口横截面10的激波轮廓线36的右交点，点40是前体前缘线投影曲线39- 40-41在纵向对称面上的点。激波轮廓线36和激波轮廓线37的圆心重合于点35。激波轮廓线 36表示前缘激波在进气道唇口横截面10位置的轮廓线，该轮廓线为一个圆；激波轮廓线37 表示前缘激波在底部横截面32位置的轮廓线，该轮廓线为一个圆。
[0119] 给定二维圆弧线39-43-41，该曲线作为进气道唇口型线在底部横截面32的投影曲 线，简称为进气道唇口型线投影曲线39-43-41。给定左机翼前缘线投影曲线38-39和右机翼 前缘线投影曲线41-42,曲线38-39,41-42分别为左、右机翼前缘线在底部横截面32的投影 曲线，其中，点38为左机翼前缘线投影曲线38-39与激波轮廓线37的左交点，点42为右机翼 前缘线投影曲线41-42与激波轮廓线37的右交点，点43表示进气道唇口型线投影曲线39-43-41在纵向对称面的点。
[0120]应用自由流线法，由前体前缘线投影曲线39-40-41、进气道唇口型线投影曲线39-43-41和机翼前缘线投影曲线(包括左机翼前缘线投影曲线38-39和右机翼前缘线投影曲线 41-42)，分别计算前体前缘线、进气道唇口型线和机翼前缘线。
[0121 ]从前体前缘线和进气道唇口型线出发，在前体-进气道基准流场区8-11-14-27-30-26-9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，直至基准流 场模型的进气道出口横截面位置29,进而得到进气道出口型线，即闭环曲线44-45-46-47-44，其中44表示进气道唇口型线44-45-46-47-44的左端点；点45表示进气道唇口型线44-45-46-47-44在纵向对称面的上端点；点46表示进气道唇口型线44-45-46-47-44的右端点； 点47表示进气道唇口型线44-45-46-47-44在纵向对称面的下端点。
[0122] 如图12所示，将经过前体前缘线左侧的所有流线放样成流面51，将经过进气道唇 口型线左侧的所有进气道下壁面的流线放样成流面52,流面51和流面52组成前体-进气道 的左侧，将前体-进气道的左侧镜像生成前体-进气道的右侧，前体-进气道的左侧和右侧组 成前体-进气道。
[0123] 从进气道唇口型线和机翼前缘线出发，在后体基准流场区中进行流线追踪，求解 经过进气道唇口型线和机翼前缘线的所有流线，直至底部横截面32位置，进而分别得到机 体腹部后缘线(48-49-50)和机翼后缘线(包括左机翼后缘线38-48和右机翼后缘线50-42)， 其中点48表示机体腹部后缘线的左端点；点49表示机体腹部后缘线在纵向对称面的点；点 50表示机体腹部后缘线的右端点。如图13所示，将经过左侧机翼前缘线的所有流线放样成 流面54,作为左侧机翼乘波面，并将经过进气道唇口型线左侧的所有后体的流线放样成流 面53,作为左侧机体腹部乘波面，将左侧机翼乘波面和左侧机体腹部乘波面镜像，得到机翼 乘波面和机体腹部乘波面，机翼乘波面和机体腹部乘波面组成后体乘波面。
[0124] 所述应用自由流线法，由前体前缘线投影曲线39-40-41和进气道唇口型线投影曲 线39-43-41，分别计算前体前缘线和进气道唇口型线，其实现方式如下所述。
[0125] 如图14所示，设点55是前体前缘线投影曲线39-40-41或进气道唇口型线投影曲线 39-43-41上的一个离散点，用经过点55并与圆柱坐标系的轴向坐标轴x平行的直线56与前 体激波8-9相交于交点57,交点57是与点55相对应的前体前缘线或进气道唇口型线上的点， 简称为前体前缘点或进气道唇口点57,直线56(点57和点55的连线）即为经过前体前缘点或 进气道唇口点57的自由流线;从前体前缘点或进气道唇口点57出发，将前体-进气道基准流 场区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(其中：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r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），利用流线追踪方法求解流线58，直 至进气道出口横截面29，流线58即在前体-进气道基准流场区中经过点57的流线。流线58在 进气道出口横截面29上的末端点59是进气道出口型线上的点，简称进气道出口点。
[0126] 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 (44-45-46)，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 (44-47-46)，上壁面(44-45-46)和下壁面(44-47-46)共同组成进气道出口型线（闭环曲线 44-45-46-47-44)。
[0127] 所述由自由流线法生成机翼前缘线的实现方式，以及生成机翼后缘线(包括左机 翼后缘线38-48和右机翼后缘线50-42)和机体腹部后缘线（48-49-50)的实现方式如下所 述：
[0128] 如图15所示，设点60是机翼前缘线投影曲线(包括左机翼前缘线投影曲线38-39和 右机翼前缘线投影曲线41-42)或进气道唇口型线投影曲线(39-43-41)上的一个离散点，用 经过点60并与圆柱坐标系的轴向坐标轴x平行的直线61与后体激波9-31相交于一点，该点 是与点60相对应的机翼前缘线上或进气道唇口型线上的点，简称为机翼前缘点或进气道唇 口点62,直线61 (点62和点60的连线）即为经过机翼前缘点或进气道唇口点62的自由流线； 从机翼前缘点或进气道唇口点62出发，将后体基准流场区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(其中，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r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），利用流线追踪方法(流线追踪方法为本领域的公知技术，具体可参见"《基于 特征线理论的流线追踪内转向进气道设计方法研究》，卫锋，国防科学技术大学学位论文， 2012，p67-69"）求解流线63，直至底部横截面32，63表示在后体基准流场区中经过点62的流 线，流线63在底部横截面32上的末端点64是机翼后缘线或机体腹部后缘线上的点，简称为 机翼后缘点或机体腹部后缘点。由于机翼后缘线和机体腹部后缘线组成后体后缘线，因此 机翼后缘点和机体腹部后缘点也称为后体后缘点。
[0129] 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和进气道唇口 点的所有流线，并得到所有机翼后缘点和机体腹部后缘点，其中进气道唇口点对应机体腹 部后缘点。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(38-48)和右机翼后缘线(50-42)组成机翼后 缘线。所有机体腹部后缘点组成机体腹部后缘线(48-49-50)。机翼后缘线和机体腹部后缘 线（48-49-50)组成后体后缘线（38-48-49-50-42)。
[0130] 步骤S3、采用自由流面作为飞行器上表面，上表面与乘波前体-进气道、后体乘波 面共同组成乘波机体-进气道一体化构型，命名为高超声速内外流一体化全乘波飞行器。
[0131 ]如图16所示，所述乘波前体-进气道、后体乘波面和上表面组成了乘波机体-进气 道一体化构型，命名为高超声速内外流一体化全乘波飞行器。
[0132] 如图17所示，所述采用自由流面作为飞行器上表面，自由流面是由飞行器前体前 缘线在底部横截面的投影曲线(39-40-41)和机翼前缘线在底部横截面的投影曲线(38-39， 41-42)与前体前缘线（65-66-67)和机翼前缘线(包括左机翼前缘线38-65和右机翼前缘线 67-42)直接放样生成的，其中点65表示前体前缘线的左端点，点66表示前体前缘线在纵向 对称面的点，点67表示前体前缘线的右端点。
[0133] 基于任意轴对称基准激波的高超声速内外流一体化全乘波飞行器的设计原理如 图18所示，在超声速来流条件1作用下，设计任意轴对称基准激波，然后在该基准激波波后 构建高超声速内外流一体化全乘波飞行器。
[0134] 高超声速内外流一体化全乘波飞行器在设计状态下全乘波效果的理论示意如图 19所示，在超声速来流条件1作用下，"前体"激波面贴附在飞行器前体前缘，"后体"乘波面 贴附在进气道唇口和机翼前缘；由于"前体"激波面和"后体"激波面共同组成前缘激波面， 因此整个飞行器乘坐在前缘激波面上，即飞行器是全乘波的；与此同时，"前体"激波面也贴 附在唇口前缘，即前体激波是封口的，确保了乘波前体为进气道高效捕获预压缩气流。
[0135] 高超声速内外流一体化全乘波飞行器在设计状态下全乘波效果的数值模拟结果 如图20所示，图20示出了如图16所示的高超声速内外流一体化全乘波飞行器数值模拟结果 的压力等值线分布。图中展示了 2个前体横截面、1个唇口横截面和3个后体横截面的激波形 态，三类激波分别称为前体横截面激波、唇口横截面激波和后体横截面激波。前体横截面激 波贴附在前体前缘，表明前体乘波，后体横截面激波贴附在后体前缘，表明后体乘波，前体 和后体均乘波，即飞行器是全乘波的；唇口横截面激波贴附在进气道唇口，表明前体激波是 封口的，确保了乘波前体为进气道高效捕获预压缩气流。
[0136] 综上所述，虽然本发明已以较佳实施例揭露如上，然其并非用以限定本发明，任何 本领域普通技术人员，在不脱离本发明的精神和范围内，当可作各种更动与润饰，因此本发 明的保护范围当视权利要求书界定的范围为准。
【主权项】
1. 一种高超声速内外流一体化全乘波飞行器设计方法，其特征在于:包括以下步骤：51. 设计基于任意轴对称基准激波的内外流一体化轴对称基准流场模型；52. 给定飞行器前体前缘线、进气道唇口型线和机翼前缘线在底部横截面的投影曲线， 其中进气道唇口型线在底部横截面的投影曲线为一条圆弧线;从前体前缘线和进气道唇口 型线出发，在前体-进气道基准流场区中进行流线追踪，生成乘波前体-进气道;从进气道唇 口型线和机翼前缘线出发，在后体基准流场区中进行流线追踪，生成机体腹部乘波面和机 翼乘波面，机体腹部乘波面和机翼乘波面共同组成后体乘波面；53. 采用自由流面作为上表面，上表面与乘波前体-进气道、后体乘波面共同组成乘波 机体-进气道一体化构型，即为高超声速内外流一体化全乘波飞行器。2. 根据权利要求1所述的高超声速内外流一体化全乘波飞行器设计方法，其特征在于， Sl包括以下步骤： SI. 1给定前体激波8-9和超声速来流条件，并将经过前体激波末端点且垂直于X轴的横 截面作为基准流场的进气道唇口横截面10，其中前体激波末端点也是进气道唇口点9;应用 有旋特征线理论，由超声速来流条件1和前体激波8-9,求解得到前体-进气道基准流场区的 前体激波依赖区8-11-9;与此同时，求解得到经过前体激波起始点8的流线8-11，将流线8-11作为前体壁面的前段型线，其中点11表示经过进气道唇口点9的左行马赫线11-9与前体 壁面型线的交点； SI. 2给定前体-进气道基准流场区的等熵压缩区的壁面型线11-12,应用有旋特征线理 论，由左行马赫线11 _9和壁面型线11_12，求解由左行马赫线11_9、右行马赫线9_13以及壁 面型线11-13所包围的等熵压缩区11-13-9,其中点13表示经过进气道唇口点9的右行马赫 线与壁面型线11-12的交点； SI. 3将进气道唇口点9作为唇口反射激波9-14的起始点，给定反射激波9-14波后的流 动方向角分布，利用预估-校正的迭代算法，求解唇口反射激波9-14的位置和形状，直至唇 口反射激波9-14与壁面型线11-13交于点14,并将唇口反射激波9-14与壁面型线11-12的交 点14作为基准流场进气道的肩点;最后利用斜激波关系式求解唇口反射激波9-14波后的流 动参数分布；由左行马赫线11-9、壁面型线11-14和唇口反射激波9-14所围区域是前体-进 气道基准流场区的等熵主压缩区11-14-9; SI. 4应用有旋特征线理论，由唇口反射激波9-14的位置和波后流动参数，求解唇口反 射激波依赖区9-26-14,直至经过进气道唇口点9的流线与经过点14的右行马赫线26-14交 于点26,并得到流线9-26;将流线9-26作为唇罩内壁面的前段型线，点26为唇罩内壁面的前 段型线的末端点； SI. 5首先给定唇口反射激波9-14与壁面型线11-12的交点14右侧的中心体壁面型线 14-27以及该型线上的马赫数分布，其中点27为中心体壁面型线的末端点；同时使中心体壁 面型线14-27在点14位置的切向角与当地流动方向角重合;然后给定基准流场模型的进气 道出口横截面29与点14沿X方向的距离，即给定了基准流场模型的进气道出口横截面29的 位置;最后利用有旋特征线理论，由右行马赫数26-14的位置坐标和流动参数、中心体壁面 型线14-27以及该型线上的马赫数分布，求解前体-进气道基准流场区的稳定区26-30-27-14,直至经过唇罩内壁面的前段型线的末端点26的流线与经过中心体壁面型线的末端点27 的右行马赫线交于点30，得到流线26-30;将流线26-30作为唇罩内壁面的后段型线，点30表 示唇罩内壁面的后段型线的末端点； 前体激波依赖区8-11-9、等熵主压缩区11-14-9、唇口反射激波依赖区9-26-14和稳定 区26-30-27-14共同组成前体-进气道基准流场区8-11-14-27-30-26-9; Sl. 6给定后体激波9-31的形状，其中点31表示后体激波在底部横截面的末端点，并将 经过点31的横截面作为基准流场的底部横截面;应用有旋特征线理论，由超声速来流条件 和后体激波9-31，求解得到后体激波依赖区9-33-31，并得到经过进气道唇口点9的流线9-33,将流线9-33作为基准流场模型的唇罩外壁面的前段型线；点33表示基准流场模型的唇 罩外壁面的前段型线的末端点； SI. 7给定后体基准流场区的壁面型线33-34的形状，其中点34表示基准流场模型的唇 罩外壁面的后段型线的末端点;应用有旋特征线理论，求解后体基准流场区的主膨胀区33-34-31； 后体激波依赖区9-33-31和主膨胀区33-34-31共同组成后体基准流场区9-33-34-31; 前体-进气道基准流场区8-11-14-27-30-26-9和后体基准流场区9-33-34-31共同组成 基于任意轴对称基准激波的内外流一体化轴对称基准流场模型； 前体激波8-9和后体激波9-31共同组成基准流场的前缘激波8-9-31。3.根据权利要求2所述的高超声速内外流一体化全乘波飞行器设计方法，其特征在于： SI.3中利用预估-校正的迭代方法求解唇口反射激波9-14的位置和形状方法如下： 反射激波9-14的起始点是进气道唇口点9,反射激波9-14与左行马赫线的交点简称为 激波点，求解唇口反射激波9-14的位置和形状就是求解所有激波点的坐标值，直至唇口反 射激波9-14与壁面型线11-13的交点14; 针对唇口反射激波9 -14上任意两个相邻的激波点，其中靠近进气道唇口点9的激波点 定义为上游激波点，远离进气道唇口点9的激波点定义为下游激波点，由上游激波点的坐标 值求解下游激波点的坐标值方法如下： 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 动参数均可通过有旋特征线方法求解得到，其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r上的坐标值，流动参数包括当地静压、当地密度、 当地速度和当地流动方向角； 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为圆柱坐标系的轴向坐标轴的坐标，r为圆柱坐标系的径向坐标轴的坐标，ri为 上游激波点在圆柱坐标系的径向坐标轴的值，i为激波点的位置编号，Ax为下游和上游激 波点在X方向的差值，β是唇口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；'是下游激波点预估后的 r值，G是下游激波点校正η次之后所得到的^直； θ1;1是上游激波点的波前的当地流动方向角Θ值，扣匕是下游激波点校正η-I次之后所得到 的波前的当地流动方向角Θ值，由同一条左行马赫线上的相邻特性线网格节点的Θ值线 性插值得到;私是上游激波点的m直，汉:^是下游激波点校正n-1次之后所得到的β值，汉G1由 式（3)求解得到： 其中，M,=,和€=分别为下游激波点校正η-1次之后所得到的波前的当地马赫数M值和 当地流动方向角θ值，Cl11由同一条左行马赫线上的相邻特性线网格节点的Θ值线性插值得 至Ι」；θ 1+1,2是下游激波点的波后的当地流动方向角Θ值，θ1+1,2是已知条件，其可以根据反射激 波9-14波后的流动方向角分布得到。4. 根据权利要求2所述的高超声速内外流一体化全乘波飞行器设计方法，其特征在于： SI.3中利用斜激波关系式求解唇口反射激波9-14波后流动参数的公式如(4)~(8)所示：其中，β是唇口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是唇口反射激波的当地气流偏转角，Q1是唇口反射激波波前的当地流动方向角，Mi是 唇口反射激波波前的当地马赫数，P 1是唇口反射激波波前的当地静压，P1是唇口反射激波波 前的当地密度，V1是唇口反射激波波前的当地速度，θ 2是唇口反射激波波后的当地流动方向 角，P2是唇口反射激波波后的当地静压，P2是唇口反射激波波后的当地密度，V 2是唇口反射 激波波后的当地速度。5. 根据权利要求4所述的高超声速内外流一体化全乘波飞行器设计方法，其特征在于： Sl. 3中，在激波点处的唇口反射激波的微元与激波点处的唇口反射激波波前速度方向的夹 角是唇口反射激波在激波点处的当地激波角β;激波点处的唇口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唇口反射激波在激波点位置的波前流动方向角θ 1;激波 点处的唇口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唇口反射激波在 激波点位置的波后流动方向角θ 2;激波点处的唇口反射激波波前速度方向与激波点处的唇 口反射激波波后速度方向的夹角是唇口反射激波在激波点位置的当地气流偏转角A Θ。6. 根据权利要求1所述的高超声速内外流一体化全乘波飞行器设计方法，其特征在于： 步骤S2的方法为： 给定前体前缘线投影曲线39-40-41，其中，点39是飞行器前体前缘线投影曲线与进气 道唇口横截面10的激波轮廓线36的左交点，点41是飞行器前体前缘线投影曲线与进气道唇 口横截面10的激波轮廓线36的右交点，点40是前体前缘线投影曲线39-40-41在纵向对称面 上的点；激波轮廓线36和激波轮廓线37的圆心重合于点35;其中激波轮廓线36为前缘激波 在进气道唇口横截面10位置的轮廓线，该轮廓线为一个圆；激波轮廓线37是前缘激波在底 部横截面32位置的轮廓线，该轮廓线为一个圆； 给定进气道唇口型线投影曲线39-43-41，给定机翼前缘线投影曲线，机翼前缘线投影 曲线包括左机翼前缘线投影曲线38-39和右机翼前缘线投影曲线41-42,其中，点38为左机 翼前缘线投影曲线38-39与激波轮廓线37的左交点，42为右机翼前缘线投影曲线41-42与激 波轮廓线37的右交点，43表示进气道唇口型线投影曲线39-43-41在纵向对称面的点； 应用自由流线法，由前体前缘线投影曲线39-40-41、进气道唇口型线投影曲线39-43-41和机翼前缘线投影曲线38-39和41-42,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，在前体-进气道基准流场区8-11-14-27-30-26-9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，直至基准流场模型 的进气道出口横截面29位置处，进而得到进气道出口型线即闭环曲线44-45-46-47-44，其 中44表示进气道唇口型线44-45-46-47-44的左端点；45表示进气道唇口型线44-45-46-47-44在纵向对称面的上端点；46表示进气道唇口型线44-45-46-47-44的右端点；47表示进气 道唇口型线44-45-46-47-44在纵向对称面的下端点； 将经过前体前缘线左侧的所有流线放样成流面51，将经过进气道唇口型线左侧的所有 进气道下壁面的流线放样成流面52,流面51和流面52组成前体-进气道的左侧，将前体-进 气道的左侧镜像生成前体-进气道的右侧，前体-进气道的左侧和右侧组成前体-进气道； 从进气道唇口型线和机翼前缘线出发，在后体基准流场区中进行流线追踪，求解经过 进气道唇口型线和机翼前缘线的所有流线，直至底部横截面32位置，进而分别得到机体腹 部后缘线48-49-50和机翼后缘线，其中点48表示机体腹部后缘线的左端点；点49表示机体 腹部后缘线在纵向对称面的点；点50表示机体腹部后缘线的右端点；将经过左侧机翼前缘 线的所有流线放样成流面54,作为左侧机翼乘波面，并将经过进气道唇口型线左侧的所有 后体的流线放样成流面53,作为左侧机体腹部乘波面，将左侧机翼乘波面和左侧机体腹部 乘波面镜像，得到机翼乘波面和机体腹部乘波面，机翼乘波面和机体腹部乘波面组成后体 乘波面。7.根据权利要求6所述的高超声速内外流一体化全乘波飞行器设计方法，其特征在于： 步骤S2中应用自由流线法，由前体前缘线投影曲线39-40-41、进气道唇口型线投影曲线39-43-41、左机翼前缘线投影曲线38-39和右机翼前缘线投影曲线41-42,分别计算前体前缘线 和进气道唇口型线的实现方式如下： 设点55是前体前缘线投影曲线39-40-41或进气道唇口型线投影曲线39-43-41上的一 个离散点，用经过点55并与圆柱坐标系的轴向坐标轴X平行的直线56与前体激波8-9相交于 一点，该交点是与点55相对应的前体前缘线或进气道唇口型线上的点，称该交点为前体前 缘点或进气道唇口点57;直线56为点57和点55之间的连线，即为经过前体前缘点或进气道 唇口点57的自由流线;从前体前缘点或进气道唇口点57出发，将前体-进气道基准流场区中 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 58,直至进气道出口横截面29,流线58即在前体-进气道基准流场区中经过点57的流线；流 线58在进气道出口横截面29上的末端点59是进气道出口型线上的点，简称进气道出口点； 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44-45-46，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44-47-46,上壁面44-45-46和下 壁面44-47-46共同组成进气道出口型线。8.根据权利要求6所述的高超声速内外流一体化全乘波飞行器设计方法，其特征在于： 步骤S2中机翼前缘线、机翼后缘线和机体腹部后缘线48-49-50的获取方式如下： 设点60是机翼前缘线投影曲线或进气道唇口型线投影曲线39-43-41上的一个离散点， 用经过点60并与圆柱坐标系的轴向坐标轴X平行的直线61与后体激波9-31相交于一点，该 交点是与点60相对应的机翼前缘线上或进气道唇口型线上的点，称该交点为机翼前缘点或 进气道唇口点62;直线61为点62和点60的连线，即为经过机翼前缘点或进气道唇口点62的 自由流线； 从机翼前缘点或进气道唇口点62出发，将后体基准流场区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63,直至底部横截面32,63表示 在后体基准流场区中经过点62的流线，流线63在底部横截面32上的末端点64是机翼后缘线 或机体腹部后缘线上的点，称点64为机翼后缘点或机体腹部后缘点； 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和进气道唇口点的所 有流线，并得到所有机翼后缘点和机体腹部后缘点，其中进气道唇口点对应机体腹部后缘 占. 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38-48和右机翼后缘线50-42组成机翼后缘线；所有 机体腹部后缘点组成机体腹部后缘线48-49-50;机翼后缘线和机体腹部后缘线组成后体后 缘线 38-48-49-50-42。
【文档编号】B64F5/00GK106005475SQ201610552526
【公开日】2016年10月12日
【申请日】2016年7月14日
【发明人】丁峰, 柳军, 沈赤兵, 刘珍, 黄伟, 王源杰, 罗仕超, 陈韶华, 符翔
【申请人】中国人民解放军国防科学技术大学