[发明专利]基于弯曲激波理论的全三维两级压缩双乘波一体化设计方法

说明书

基于弯曲激波理论的全三维两级压缩双乘波一体化设计方法，在设计截面内指定所需的两道全三维弯曲激波和一道全三维内流反射激波所交的全三维激波曲线并进行离散；利用弯曲激波理论结合多级压缩理论求解对应的流场参数；利用弯曲激波理论结合多级压缩理论求解对应的流场参数，将各内流伪流动平面叠加获得全三维两级压缩双乘波基准流场的内流部分；在设计截面内指定全三维两级压缩双乘波一体化构型前缘捕获型线的投影型线，并在基准流场中流线追踪；以压缩型面为基础对高超声速全三维两级压缩双乘波一体化构型进行几何构造。兼顾三维外流乘波体的高升阻比和三维内乘波进气道的全流量捕获，利用两级压缩大大提升双乘波体的气动性能。

技术领域

本发明涉及临近空间高超声速飞行器一体化，尤其是涉及一种基于弯曲激波理论的全三维两级压缩双乘波一体化设计方法。

背景技术

目前，临近空间高超声速飞行器是世界各航空航天大国的热门研究内容，也是未来飞行器发展的一个重要方向。乘波体由于其高升阻比特性已经成为高超声速飞行器气动布局设计的首选。然而，单独乘波体的高气动性能不能保证高超声速飞行的成功。Lewis指出，虽然完美的乘波理论可以较好地设计出升阻比7～8的飞行器，但目前匹配上吸气式发动机的高超声速飞行器升阻比在添加各种增升装置后最大也只有3.8，制约总体性能的关键就在于缺乏高效的一体化设计方法(Lewis M A.,Hypersonic propulsion airframeintegration overview,AIAA 2003-4405,2003.)。针对这一问题，国内尤延铖等人在吻切乘波理论基础上首次提出外流乘波体与内转进气道同时乘波的“双乘波”设计概念(YouY.C.,Zhu C.X.and Guo J.L.,“Dual Waverider Concept for the Integration ofHypersonic Inward-Turning Inlet and Airframe Forebody,”16th AIAA/DLR/DGLRInternational Space Planes and Hypersonic Systems and TechnologiesConference,AIAA Paper 2009-7421,2009.)，在气动层面上实现内外流耦合的一体化设计。

虽然在临近空间高超声速飞行器一体化研究领域，各项研究已取得有效进展，飞行器性能也在不断提升。然而，迄今为止，即使是双乘波体也仍旧采用轴对称基准流场进行设计，得到的三维双乘波体仅有流向流动，而横向流动对飞行器性能的提升有至关重要的作用。另外，传统的双乘波体均基于单级压缩的基准流场进行设计，在设计状态下，双乘波体压缩性能有限，制约着其在工程实践中的广泛应用，故希望通过多级压缩的方式来提高双乘波体的综合性能。与此同时，科研人员普遍采用传统特征线法进行基准流场反设计，设计流程较慢且不够稳定，限制双乘波体的设计范围。由此可见，目前制约高超声速飞行器一体化性能的问题之一是缺乏一种基于弯曲激波理论的全三维两级压缩双乘波一体化设计方法。

发明内容

本发明的目的在于针对现有技术存在的上述问题，提供基于弯曲激波理论的全三维两级压缩双乘波一体化设计方法。

本发明包括以下步骤：

1)根据设计要求在设计截面内指定所需的两道全三维弯曲激波和一道全三维内流反射激波所交的全三维激波曲线，包含外流段和内流段两部分，激波曲线采用椭圆或其他非轴对称形状设计，两部分以平面激波进行过渡。根据曲率特性，求出曲率中心，对两段激波进行离散；

2)在各外流伪流动平面内，根据入射激波角，激波曲率以及波后参数，利用弯曲激波理论并结合多级压缩理论求解对应的流场参数，将各外流伪流动平面叠加获得全三维两级压缩双乘波基准流场的外流部分；内外流过渡处平面激波对应二维伪流动平面内的流场参数求解方式与外流伪流动平面相似，区别在于此平面内的曲率半径为无穷大；

3)在各内流伪流动平面内，根据入射激波角，激波曲率以及波后参数，利用弯曲激波理论并结合多级压缩理论求解对应的流场参数，将各内流伪流动平面叠加获得全三维两级压缩双乘波基准流场的内流部分；