内外流解耦的双乘波高速吸气式飞行器及其生成方法与流程

[0001]
本发明涉及飞行器技术领域，具体涉及一种内外流解耦的异侧双乘波高速吸气式飞行器及其生成方法。


背景技术：

[0002]
在高超声速空天动力的气动型面设计方面，传统飞行器需依靠提升翼载荷或飞行攻角改善升力特性，在高空稀薄空气、较大飞行动压状态下，往往引发过大的机体外阻及过高的结构强度负担。锥导乘波体概念的提出解决了以上发展困境，通过对锥形基本流场的流线追踪得到了乘波构型，在飞行中形成紧贴乘波体前缘的激波，平飞状态下即能得到较高的升阻比。在进气系统设计方面，吻切流理论的提出将三维进气道的设计简化为一系列二维吻切面的压缩轮廓设计，既提升了进气道的压缩效率，又实现了适应总体对进气道入口、出口几何形状的需求。同时，因为其压缩面通过纯气动基本流场设计生成，具有气动过渡的特点，其流量捕获、压缩效率、内流性能均优于几何过渡rest进气道。
[0003]
在高速飞发一体化设计中，内外流存在较强的耦合效应，为气动型面设计带来了新的挑战，主要问题在于机体的外部激波与进气道的入口激波相互干扰导致激波形状的畸变，使乘波体的高升阻比、进气道的高流量捕获性能骤降。针对这个问题，国内外研究者提出了内外流耦合设计思路，利用特征线法、非均匀入口指定方法等途径，将飞行器前体压缩面和进气道的内压缩面进行交界面参数交换，初步解决了内外流干扰的问题，在各个状态下具有较为优异的气动性能。然而，内外流耦合思路在进一步开展飞行器总体设计中遇到了以下问题：1)前体压缩面占据了机体较大一部分空间，使其容积率降低，且机体前缘重量过小，导致总体配重/力矩平衡的困难(x-43验证机在前缘采用了金属钨平衡配重)；2)当进气道位置向下游移动时，前体发展的低能流增厚而将影响进气效能，从而降低了飞行器的推力，导致进气道的流向布置范围有限，最终限制了飞行器总长。发明人发现产生以上发展难点的根本原因是此类内外流耦合设计思路对飞行器前体型面流场有较强的依赖性，从而限制了内外流场之间变动的灵活性。因此，设计了一种新的技术方案，以综合解决现有技术中存在的问题。


技术实现要素：

[0004]
本发明的目的是提供一种内外流解耦的双乘波高速吸气式飞行器，能有效解决现有内外流耦合飞行器总体配重/力矩平衡困难、进气道下移时飞行器推力降低、进气道流向布置范围有限以及飞行器总长受限制的问题。
[0005]
为解决上述技术问题，本发明采用了以下技术方案：
[0006]
一种内外流解耦的双乘波高速吸气式飞行器，包括飞行器机体，所述飞行器机体的上表面为bump前体，飞行器机体的下表面为高容积率的乘波体，飞行器机体内部设有进气道、燃烧室和喷管，所述进气道为高外压缩比内乘波进气道。
[0007]
进一步地，所述乘波体为中间凸起、两侧转平结构，且乘波体的前缘线为飞行器机
体前缘，该前缘线由锥形基本流场中通过平面或者曲面截取获得。
[0008]
进一步地，进气道入口前的气流为平直气流，bump前体采用山脊式压力分布bump面的翼身融合体。
[0009]
进一步地，进气道压缩中心包括两种布置方式：其一为中心溢流方式，其进气道位于飞行器机体的中剖面中心区域；其二为两侧溢流方式，其进气道位于飞行器机体侧壁区域。
[0010]
其中，进气道压缩中心采用两侧溢流方式时，进气道压缩中心的位置包括位于近bump前体两侧的唇口前掠、位于远bump前体两侧的唇口后掠以及位于近bump前体两侧的侧壁后掠。
[0011]
上述内外流解耦的双乘波高速吸气式飞行器的生成方法，包括以下步骤：
[0012]
1)获取飞行器机体下表面乘波体的前缘线；选取锥形基本流场的半锥角θ，前缘截取高度为h
t
，截面方程y
t
＝f(x)，截取宽度w
t
，根据圆锥基本方程得到圆锥激波面和截取面的交线，即乘波体前缘线；
[0013]
2)获取乘波体型面；以乘波体前缘线上的各点为起点，求解taylor maccoll方程，得到各点追踪流线在三维空间的排布，即为乘波体型面；
[0014]
3)获取bump前体的压力可控式bump面；确定飞行器机体上表面进气道的流向安装位置，通过数值模拟得到进气道预置位的附面层厚度，以bump末端附面层厚度减少量70％为目标，设计对应的压力可控式bump，同时控制进气道预置位各流线的横向偏移量小于2
°
，最终确定进气道预置位建议宽度w；
[0015]
4)获取高外压缩基本流场；以基本流场压缩中心为起点作流线的垂线，该垂线与基本流场壁面的交点即为内外压缩流动的交界点x，控制进气道外/内压缩比为r
π
＝p
x2
/(p
∞
·
p
out
)>1.8达到高外压缩、提升起动马赫数的标准；
[0016]
5)获取高外压内乘波进气道；根据步骤3)中确定的宽度w以及发动机的流量需求，得到进气道入口的来流捕获面积，根据燃烧室入口的形状尺寸、马赫数要求，得到进气道收缩比，并确定进气道入口、出口轮廓的流向投影，最后结合基本流场和进气道进出口条件，得到高外压内乘波进气道；
[0017]
6)根据工程实践经验，设计燃烧室、喷管尺寸和形状，即得内外流解耦的双乘波高速吸气式飞行器。
[0018]
上述技术方案中提供的内外流解耦的双乘波高速吸气式飞行器及其生成方法，将进气道和乘波体分别置于飞行器机体上下两侧，通过几何布局上的解耦，实现乘波体流场和进气道入口流场的气动解耦，避免因内外流强耦合带来的设计效率低、非设计点外阻大的问题，显著提升高速吸气式空天飞行器的气动设计效率。
[0019]
本发明采用中间凸起、两侧转平的高容积率乘波体，中间凸起提供了飞行器机体内部更多的装载空间，提升了容积率，两侧转平有利于飞行器机体上下表面的型面过渡；bump前体采用压力可控式bump面，根据不同的进气道流向安装位置，采用山脊式压力分布的bump面对来流附面层进行排移，并对进气道入口前的气流进行平直，将原本扩展型的流管调节成均匀、平直的流管，以达到三维内乘波进气道的入口气流均匀性要求。
[0020]
本发明进气道压缩中心包括中心溢流和两侧溢流两种布置方式，当采用两侧溢流方式时，包括三种具体布置方式，其一为唇口前掠，即进气道压缩中心布置在近bump前体两
侧，流量从近壁两侧溢走保证进气道的通流特性；其二为唇口后掠，即进气道压缩中心布置在远bump前体两侧，流量从两侧远端溢走保证进气道的通流特性；其三为侧壁后掠，即进气道压缩中心布置在近bump前体侧，流量从侧壁面溢走保证进气道的通流特性。
[0021]
本发明采用的内外流场解耦，一方面，进气道入口激波与乘波体外压缩激波分别位于机体上下两侧，两者互不干扰，使进气道压缩性能以及乘波体高升阻比特性不受激波相互干扰的影响；另一方面，进气道与机体之间设置bump前体进行气动过渡；由于进气道入口的附面层厚度、流场不均匀度随着进气道流向安装位置的后移而增大，所以设置不同高度的bump面，可以起到排移对应厚度的附面层、平整进气道入口前气流均匀性的作用，实现了进气道流向安装位置的解耦。此外，进气道预置位越靠后，可用于布置进气道的宽度越宽，bump面可用宽度也越大。
[0022]
最后，双乘波可以保证在飞行状态下，飞行器机体的前缘激波保持良好，从而保证了整个弹体的升阻比，实现外乘波，进气道入口激波不受前缘激波的影响，实现激波贴住唇口的内乘波，通过双乘波实现最优的综合飞行性能。同时，机体上表面进气道与前提之间采用低阻力的翼身融合体，进行过渡，实现进气道面对非均匀来流时的高流量捕获特性，以及通过高效的bump低能流排移能力拓展进气道的流向布置范围。
附图说明
[0023]
图1为本发明所述内外流解耦的双乘波高速吸气式飞行器示意图；
[0024]
图2为乘波体前缘线获取示意图；
[0025]
图3为不同流向安装位置的压力可控式bump面；
[0026]
图4为适用于本专利的进气道进口/出口轮廓的流向投影；
[0027]
图5为高外压三维内乘波进气道的设计流程图；
[0028]
图6为各非设计状态下总压恢复系数(左)、升阻比(右)的稳定性分析结果图。
具体实施方式
[0029]
为了使本发明的目的及优点更加清楚明白，以下结合实施例对本发明进行具体说明。应当理解，以下文字仅仅用以描述本发明的一种或几种具体的实施方式，并不对本发明具体请求的保护范围进行严格限定。
[0030]
实施例1
[0031]
本发明采取的技术方案如下：一种内外流解耦的双乘波高速吸气式飞行器，包括飞行器机体，飞行器机体的上表面为bump前体，根据不同的进气道流向安装位置，bump前体采用山脊式压力分布bump面的翼身融合体对来流附面层进行排移，并对进气道入口前的气流进行平直，将原本扩展型的流管调节成均匀、平直的流管，以达到三维内乘波进气道的入口气流均匀性要求。
[0032]
飞行器机体的下表面为高容积率的乘波体，乘波体为中间凸起、两侧转平结构，且乘波体的前缘线为飞行器机体前缘，该前缘线由锥形基本流场中通过平面或者曲面截取获得(参考图2)，之后从前缘线各点进行流线追踪得到乘波构型；控制前缘线形状的变量为基本流场的半锥角θ(对于马赫5.0以上的高超范围，θ建议取值≤5
°
)，前缘截取高度h
t
，截面方程y
t
＝f(x)，截取宽度w
t
。乘波体的重要特点是中间凸起、两侧转平(参考图1下表面)：中
间凸起为飞行器内部提供更多的装载空间，提升了容积率；两侧转平有利于飞行器上下表面的型面过渡。
[0033]
飞行器机体内部设有进气道、燃烧室和喷管，进气道为高外压缩比内乘波进气道，进气道设计包括高外压缩基本流场设计、压缩中心布置以及吻切面压缩型线确定三步；其中高外压缩基本流场设计是以基本流场压缩中心为起点做流线的垂线，最终该垂线与基本流场壁面的交点即为内外压缩流动的交界点x，从而，进气道外/内压缩比为r
π
＝p
x2
/(p
∞
·
p
out
)，本实施例中高外压缩比是指r
π
>1.8。其次是压缩中心的布置，如图4所示，为进气道进口、出口轮廓线在yoz的投影图，本发明的进气道压缩中心有两类布置方式：第一种是中剖面中心区域，采用中心溢流方式；第二种是进气道侧壁区域，采用两侧溢流方案；对于两侧溢流方案，包括唇口前掠、唇口后掠和侧壁后掠三种；对于唇口前掠，其压缩中心布置在近bump前体两侧，流量可从近壁两侧溢走保证进气道的通流特性；对于唇口后掠，其压缩中心布置在远bump前体两侧，流量可从两侧远端溢走保证进气道的通流特性；对于侧壁后掠，其压缩中心布置在近bump前体侧，流量可从侧壁面溢走保证进气道的通流特性。另外，这里的压缩中心可以是图中红圈所示的一点，也可以是红圈附近区域(即变压缩中心的一个区域)。最后是吻切面压缩型线确定，参见图5所示的具体流程，通过进气道入口高度转换、入口高度匹配以及收缩比匹配三个过程，从一系列基本流场中选出并插值得到吻切面压缩型线。
[0034]
本发明采用的内外流场解耦，包含两个方面：一方面，进气道入口激波与乘波体外压缩激波分别位于机体上下两侧，两者互不干扰，使进气道压缩性能以及乘波体高升阻比特性不受激波/激波相互干扰的影响；另一方面，进气道与机体之间设置bump型面进行气动过渡。由于进气道入口的附面层厚度、流场不均匀度随着进气道流向安装位置的后移而增大，所以通过设置不同高度的bump面，可以起到排移对应厚度的附面层、平整进气道入口前气流均匀性的作用，实现了进气道流向安装位置的解耦(参考图3)。此外，进气道预置位越靠后，可用于布置进气道的宽度越宽，所以bump面可用宽度也越大。
[0035]
另外，通过位于飞行器机体下表面的乘波体以及高外压缩比内乘波进气道，实现双乘波，使飞行器机体在飞行状态下，机体的前缘激波保持良好，从而保证了整个弹体的升阻比，实现“外乘波”；进气道入口激波不受前缘激波的影响，实现激波贴住唇口的“内乘波”，通过“双乘波”实现最优的综合飞行性能。
[0036]
实施例2
[0037]
一种内外流解耦的双乘波高速吸气式飞行器的生成方法，包括以下步骤：
[0038]
1)获取飞行器机体下表面乘波体的前缘线；选取锥形基本流场的半锥角θ，前缘截取高度为h
t
，截面方程y
t
＝f(x)，截取宽度w
t
，根据圆锥基本方程得到圆锥激波面和截取面的交线，即乘波体前缘线；
[0039]
2)获取乘波体型面；以乘波体前缘线上的各点为起点，求解taylor maccoll方程，得到各点追踪流线在三维空间的排布，即为乘波体型面；
[0040]
3)获取bump前体的压力可控式bump面；确定飞行器机体上表面进气道的流向安装位置，通过数值模拟得到进气道预置位的附面层厚度，以bump前体末端附面层厚度减少量70％为目标，设计对应的压力可控式bump，同时控制进气道预置位各流线的横向偏移量小于2
°
，最终确定进气道预置位建议宽度w；
[0041]
4)获取高外压缩基本流场；以基本流场压缩中心为起点作流线的垂线，该垂线与基本流场壁面的交点即为内外压缩流动的交界点x，控制进气道外/内压缩比为r
π
＝p
x2
/(p
∞
·
p
out
)>1.8达到高外压缩、提升起动马赫数的标准；
[0042]
5)获取高外压内乘波进气道；根据步骤3)中确定的宽度w以及发动机的流量需求，得到进气道入口的来流捕获面积，根据燃烧室入口的形状尺寸、马赫数要求，得到进气道收缩比，并确定进气道入口、出口轮廓的流向投影，最终按照图5得流程，结合基本流场和进气道进出口条件，得到高外压内乘波进气道；
[0043]
6)根据工程实践经验，设计燃烧室、喷管尺寸和形状，得到内外流解耦的异侧双乘波高速吸气式飞行器的总体气动构型。
[0044]
对本发明内外流解耦的双乘波高速吸气式飞行器以及生成方法进行了初步验证，选定设计状态为ma7.0、30km，得到结果如下：
[0045]
基于锥导乘波面的“外乘波”和三维变截面“内乘波”进气道的“双乘波”概念设计，既能使进气道在非均匀来流下达到高流量捕获(流量系数98％以上)，又能充分利用锥导乘波体高升阻比(小攻角、低翼面情况下达到升阻比5)气动性能和大容积率等特点，并且在变攻角、侧滑角、低马赫数(ma4.5-7.0起动)下的飞行稳定性能优异(见图6)。
[0046]
上面结合附图对本发明的实施方式作了详细说明，但是本发明并不限于上述实施方式，对于本技术领域的普通技术人员来说，在获知本发明中记载内容后，在不脱离本发明原理的前提下，还可以对其作出若干同等变换和替代，这些同等变换和替代也应视为属于本发明的保护范围。

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