基于吻切锥理论的滑翔-巡航两级乘波体设计方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及高超声速飞行器气动外形设计，具体涉及基于吻切锥理论的高超声速 滑翔-巡航两级乘波体设计方法。
【背景技术】
[0002] 高超声速飞行器是指以马赫5或更高速度在大气层和跨大气层中飞行的飞行器。 根据此类飞行器在飞行中是否有发动机提供推力，可分为无动力滑翔类和带动力巡航类两 种。
[0003] 对于无动力的高超声速滑翔飞行器，当前主要有两种飞行方案，即，助推-滑翔式 弹道方案以及基于天基平台的滑翔式再入弹道方案。这两种方案的共同特点在于：再入 大气后进行无动力滑翔飞行，增加射程是滑翔段方案设计的一个重要目标。高超声速滑 翔飞行器无需燃料和冲压发动机，从而具有实现相对简单等优势，但无动力致使终端机动 能力受到限制。如美国的滑翔飞行验证机HTV-2,具体参见Steven H. Walker, Fredrick Rodgers. Falcon Hypersonic Technology Overview. AIAA 2005-3253, 2005. 〇
[0004] 对于带动力高超声速巡航飞行器，受冲压发动机发展水平限制，仍处于方案论 证以及前期飞行试验阶段，目前提出的方案均是由助推器将其加速至满足冲压发动机工 作条件的高度和速度后，转为冲压发动机工作，进行高超声速巡航。如美国的巡航飞行 验证机 X-43A，可参见 Curtis Peebles. Learning from Experience:Case Studies of the Hyper-X Project. AIAA2009-1523, 2009.;美国的巡航飞行验证机 X-51A，可参见 Joseph M. Hank, etc. The X-51A Scramjet Engine Flight Demonstration Program. AIAA 2008-2540,2008.等。
[0005] 徐明亮，刘鲁华等.在《高超声速滑翔-巡航飞行器方案弹道设计.飞行力 学》，2010, 28 (5) : 51-54.中提出了一种新型飞行方案，将滑翔与巡航两者的优势结合起来， 采用一种新的飞行弹道方案，即，飞行器本身携带具有固定推力、可重复开启的冲压发动 机，以高超声速滑翔再入，在距目标达到一定距离或速度降至设定值时，借助所携带的冲压 发动机在距离地面特定高度进行高超声速巡航。
[0006] 对于高超声速飞行器而言，无论采用以上哪一种飞行方案，保证飞行器良好的气 动性能都是必须的前提，其中最重要的指标就是保证飞行器具有较高的升阻比（即升力系 数和阻力系数的比值）。目前一般的做法是采用乘波体作为飞行器的前体，使得激波后的高 压区完全被包裹于飞行器的下部，上下表面没有流动泄露，利用乘波体良好的气动性能提 高飞行器的升阻比。
[0007] 乘波体气动外形设计需给定设计马赫数、激波角等参数作为输入条件，乘波体外 形与设计输入参数存在单一对应关系，即一组输入参数对应唯一乘波体外形。而针对高超 声速滑翔-巡航新型飞行方案，存在两个不同的主要飞行阶段，即高马赫数滑翔阶段和低 马赫数巡航飞行段。因此，使用常规乘波体设计方法，不能同时满足两个不同飞行马赫数下 的乘波体设计结果。
[0008] 丁峰等人基于锥导理论进行了高超声速滑翔-巡航两级乘波设计，但锥导法要求 激波出口型线只能是圆弧，进气道入口外形受到限制，不利于吸气式冲压发动机工作。同时 基于锥导理论设计两级乘波体存在较强的几何约束，难以根据任务需求设计出符合的两级 乘波体。具体参见丁峰.高超声速滑翔-巡航两级乘波设计方法研宄[D].长沙：国防科 学与技术大学（硕士）.2012.。
【发明内容】
[0009] 本发明提供一种基于吻切锥理论的滑翔-巡航两级乘波体设计方法，解决现有由 锥导理论设计高超声速滑翔-巡航两级乘波体的不足，使两级乘波体能够按照任务需求来 进行设计，设计方法更为灵活。同时设计出来的两级乘波体在滑翔阶段和巡航阶段均具有 良好的乘波性能，在飞行全过程中均具有较高的升阻比。
[0010] 为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是：
[0011] 一种基于吻切锥理论的滑翔-巡航两级乘波体设计方法，包括以下步骤：
[0012] 步骤一、给定两级乘波体的上表面后缘线和巡航级激波出口型线；
[0013] 步骤二、给定巡航级马赫数Ma1、激波角β JP滑翔级马赫数Ma2、激波角β2，并满 足 β Z β 2;
[0014] 步骤三、确定两级乘波体的前缘线；
[0015] 巡航级乘波体的基准流场由设计的马赫数Ma1、激波角β JP巡航级激波出口型线 获得，基于吻切锥理论由乘波体上表面后缘线获得乘波体前缘线；
[0016] 步骤四、基于吻切锥理论，由前缘线出发在巡航级流场中用流线追踪法求解巡航 级乘波体的乘波面，即低马赫乘波面；
[0017] 步骤五、假设过上表面后缘线上任一点的巡航级吻切面和滑翔级吻切面在一个平 面内，并且滑翔级的基准锥轴线和巡航级基准锥轴线相同，由前缘线设计滑翔级激波出口 型线；
[0018] 步骤六、基于吻切锥理论，由前缘线出发在滑翔级流场中用流线追踪法求解滑翔 级乘波体的乘波面，即高马赫乘波面；
[0019] 步骤七、基于吻切锥理论设计的两级乘波体包括滑翔级乘波体和巡航级乘波体， 乘波体上表面为滑翔级乘波体和巡航级乘波体共同拥有的上表面，高马赫乘波面是滑翔级 乘波体的乘波面，低马赫乘波面是巡航级乘波体的乘波面。
[0020] 具体地，一种基于吻切锥理论的滑翔-巡航两级乘波体设计方法，包括滑翔级乘 波体设计和巡航级乘波体设计。首先给定基本型线和设计参数，包括巡航级激波出口型线 以及乘波体上表面后缘线，巡航级马赫数Ma 1和激波角β i，滑翔级马赫数MajP激波角β 2， 然后采用吻切锥理论设计巡航级乘波体，确定乘波体前缘线，再根据前缘线来设计滑翔级 乘波体下表面，保证两级乘波体共用一条前缘线，具体步骤如下：
[0021] (1)建立坐标系，具体可参见丁峰.高超声速滑翔-巡航两级乘波设计方法研宄 [D].长沙：国防科学与技术大学（硕士）. 2012。然后根据给定的巡航级激波出口型线，从 巡航级激波出口型线上等间距地取出足够密的离散点，一般每5mm取一个点，可以保证不 同点产生的流线能够形成光滑曲面；
[0022] (2)由巡航级激波出口型线上任意一点A点得过A点的曲率圆，A点的曲率圆即为 A点对应的吻切锥激波，吻切锥的轴线平行于X轴，B点为曲率圆的圆心，也为吻切锥顶点在 激波出口截面的投影点；B点和A点的连线交两级乘波体后缘线于C点；
[0023] (3)由给定的Ma1和激波角β i，通过求解Taylor-Maccoll锥型流场控制方程获得 吻切锥半锥角S1, Taylor-Maccoll锥型流场控制方程如（1)所示。具体求解过程可参见 丁峰.高超声速滑翔-巡航两级乘波设计方法研宄[D].长沙：国防科学与技术大学（硕 士）. 2012。由B点、A点的坐标和激波角β i可获得吻切锥顶点的坐标，B点和吻切锥顶点 的连线为巡航级过A点的吻切锥的轴线，B点、A点和吻切锥顶点构成过A点的吻切平面，A 点和吻切锥顶点的连线为吻切面内的巡航级激波位置；
[0026] 其中，P为速度向量