高超声速细长体飞行器与三维内转进气道一体化设计方法与流程

本发明涉及临近空间飞行器，尤其是涉及一种高超声速细长体飞行器与三维内转进气道一体化设计方法。

背景技术：
临近空间飞行器的发展涉及国家安全与和平利用空间，是目前国际竞相争夺空间技术的焦点之一。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。自上世纪60年代以来的大量研究充分说明，飞机器与推进系统的一体化设计是实现高超声速飞行的关键，而机体与推进系统一体化的核心则是飞行器和进气道的一体化。从目前的研究热点和趋势看，外乘波体飞行器设计和三维内收缩进气道研究已经成为两个领域内公认的先进设计方法和领先技术。与此同时，现代飞行器为了适应高速飞行和高机动的要求，往往设计成细长机身，这种外形飞行器的质量大部分集中在纵轴周围，使得绕纵轴的转动惯量很小，具有较好的滚转特性。至于进气道，它是高超声速飞行器推进系统中的主要部件，它位于飞行器前部，直接与高超声速飞行器前体相连接，起着压缩来流，为下游提供尽可能多高能气流的作用。经过长期的发展人们提出了一系列高超声速进气道形式，主要包括二元式进气道、轴对称式进气道、侧压式进气道，并就它们的设计方法、流动特征、工作特性、工程设计研究等问题开展了研究。此外，近两年来，国外研究人员还提出了一系列三维内收缩高超声速进气设计思路和方案。如：美国约翰霍普金斯大学F.S.Billig等提出的流线追踪Busemann进气道(Brien,T.F.andColville,J.R.AnalyticalComputationofLeadingEdgeTruncationEffectsonInviscidBusemannInletPerformance,AIAApaper,2007)；美国Astrox公司的P.K.Ajay等提出的“Funnel”型进气道概念(Billig,F.S.andKothari,A.P.,StreamlineTracing:TechniqueforDesigningHypersonicVehicles,JournalofPropulsionandPower,2000,16(3).465-471)；美国航天宇航研究中心的M.K.Smart等提出的将矩形进口光滑转为椭圆形出口(Smart,M.K.andTrexler,C.A.Mach4PerformanceofaFixed-GeometryHypersonicInletwithRectangular-to-EllipticalShapeTransition,41stAIAAAerospaceSciencesMeeting&Exhibit,2002)的思路等。在国内，尤延铖等学者率先将外流乘波理论运用在进气道内流研究中，提出了一种被称为内乘波式的三维内收缩高超声速进气道。数值模拟和高焓风洞试验证实：设计状态下，该进气道可以全流量捕获来流；在非设计状态，该类进气道可以通过进口的自动溢流，明显改善低马赫数工作能力，因而具有较好的总体特性。虽然在高超声速飞行器和高超声速进气道研究领域，各项研究已经取得了显著的进展，部件性能也在不断提升。然而，迄今为止，科研人员尚未得到高性能且适用于高超声速细长体飞行器与三维内转进气道的一体化装置，使二者的结合实现飞行器总体性能的最大化。由于二者工作要求不同，很长一段时间里，人们一直认为一体化就是分别设计两个高性能部件，对它们进行相干叠加和相互折衷。但一体化问题绝非如此简单。美国空军高超声速计划首席科学家MarkLewis(M.Lewis,AHypersonicPropulsionAirframeIntegrationOverview,39thAIAA与ASME与SAE与ASEEJointPropulsionConferenceandExhibit,2003)指出，虽然完善的乘波理论可以帮助我们很容易地设计出升阻比7～8的飞行器，但现有的匹配上发动机的高超声速飞行器升阻比最大也只有3.8。而细长乘波进气道对飞行器性能提升有至关重要的作用。由此可见，目前制约高超声速系统总体性能的关键问题是缺乏一种适用于细长体飞行器与三维内转进气道一体化的设计方法。

技术实现要素：
本发明的目的旨在提供一种高超声速细长体飞行器与三维内转进气道一体化设计方法。本发明包括以下步骤：1)根据设计要求指定三维激波曲面；2)以离散激波曲线与曲率中心的关系反推出一系列基本流场；3)设计细长乘波飞行器下表面型线与三维内转进气道出口截面，在步骤2)所述基本流场中进行逆流向流线追踪，之后在三维波系二元平面乘波段密切轴、三维波系内乘波段密切轴与三维波系外乘波段密切轴所在垂直于纸面方向的平面内进行逆流向流线追踪，将所得流线在横向位置上构成流面得到细长乘波飞行器前体压缩段与三维内转进气道压缩型面，细长乘波飞行器前体压缩段与三维内转进气道压缩型面相连接即构成一体化装置压缩型面；4)设计三维内转进气道唇口的二维投影形状，并根据激波关系得到三维内转进气道唇口的三维构型，高超声速细长乘波飞行器前体与三维内转进气道所乘激波曲线内乘波段沿压缩型面向下游发展，与三维内转进气道唇口的二维投影形状沿流向发展得到的面相贯求得三维内转进气道唇口的三维构型；5)以压缩型面为基础对高超声速细长体飞行器进行几何构造，获得在设计飞行状态下能够产生高超声速细长乘波飞行器前体与三维内转进气道所乘激波曲线外乘波段、高超声速细长乘波飞行器前体与三维内转进气道所乘激波曲线内乘波段、高超声速细长乘波飞行器前体与三维内转进气道所乘激波曲线二元平面乘波段的一体化装置。在步骤1)中，所述根据设计要求指定三维激波曲面的具体方法可为：将高超声速细长乘波飞行器与三维内转进气道所乘激波曲线外乘波段、高超声速细长乘波飞行器与三维内转进气道所乘激波曲线内乘波段通过高超声速细长乘波飞行器与三维内转进气道所乘激波曲线二元平面乘波段过渡，高超声速细长乘波飞行器与三维内转进气道所乘激波曲线二元平面乘波段所具有的性质是曲率半径无穷大，并获取三维波系内乘波段激波曲线当地曲率中心与三维波系外乘波段激波曲线当地曲率中心；三维波系内乘波段激波曲线当地曲率中心与三维波系外乘波段激波曲线当地曲率中心的方向相反，依靠三维波系二元平面乘波段密切轴衔接，从而实现激波面曲率中心由外流向内流的连续过度。在步骤2)中，所述基本流场包括外乘波部分与内乘波部分，其中外乘波部分的基本流场是一系列变曲率半径的圆锥流场；内乘波部分的基本流场是一系列变曲率半径的含有中心体的轴对称内收缩流场。在步骤3)中，所述三维内转进气道出口截面可采用圆形，细长乘波飞行器下表面型线采用三次曲线拟合。在步骤5)中，所述以压缩型面为基础对高超声速细长体飞行器进行几何构造...