高超聲速內(nèi)外流一體化全乘波飛行器設(shè)計方法
【專利摘要】一種高超聲速內(nèi)外流一體化全乘波飛行器設(shè)計方法，首先設(shè)計基于任意軸對稱基準(zhǔn)激波的內(nèi)外流一體化軸對稱基準(zhǔn)流場模型；然后給定飛行器前體前緣線、進(jìn)氣道唇口型線和機(jī)翼前緣線在底部橫截面的投影曲線，從前體前緣線和進(jìn)氣道唇口型線出發(fā)，在前體?進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場區(qū)中進(jìn)行流線追蹤，生成乘波前體?進(jìn)氣道；從進(jìn)氣道唇口型線和機(jī)翼前緣線出發(fā)，在后體基準(zhǔn)流場區(qū)中進(jìn)行流線追蹤，生成機(jī)體腹部乘波面和機(jī)翼乘波面，機(jī)體腹部乘波面和機(jī)翼乘波面共同組成后體乘波面；最后采用自由流面作為上表面，上表面、乘波前體?進(jìn)氣道和后體乘波面共同組成乘波機(jī)體?進(jìn)氣道一體化構(gòu)型。其能夠依需求設(shè)計不同的前、后體激波，從而提高前、后體激波各自的設(shè)計自由度。
【專利說明】
高超聲速內(nèi)外流一體化全乘波飛行器設(shè)計方法
技術(shù)領(lǐng)域
[0001] 本發(fā)明涉及吸氣式高超聲速飛行器氣動外形設(shè)計的技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種基于 任意軸對稱基準(zhǔn)激波的高超聲速內(nèi)外流一體化全乘波飛行器設(shè)計方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 吸氣式高超聲速飛行器是指飛行馬赫數(shù)大于5、以吸氣式發(fā)動機(jī)或其組合發(fā)動機(jī) 為主要動力、能在大氣層和跨大氣層中遠(yuǎn)程飛行的飛行器，其應(yīng)用形式包括高超聲速巡航 導(dǎo)彈、高超聲速有人/無人飛機(jī)和空天飛機(jī)等多種飛行器。
[0003] 自20世紀(jì)60年代以來的大量研究充分說明，推進(jìn)系統(tǒng)與機(jī)體的一體化設(shè)計是實現(xiàn) 尚超聲速飛彳丁的關(guān)鍵，是尚超聲速飛彳丁器技術(shù)亟待解決的關(guān)鍵技術(shù)之一，而機(jī)體/推進(jìn)系統(tǒng) 一體化的核心則是飛行器機(jī)體和進(jìn)氣道的一體化。從設(shè)計角度出發(fā)考慮，總體對二者的要 求存在著差異:對機(jī)體的要求主要為高升阻比，高有效容積，以及良好的前緣氣動熱防護(hù)性 能；而對進(jìn)氣道的要求則是用最小的氣流能量損失為燃燒室提供盡可能多的有效氣源。良 好的機(jī)體-推進(jìn)系統(tǒng)一體化構(gòu)型能滿足設(shè)計人員對高超聲速飛行器氣動-推進(jìn)性能的綜合 需求。
[0004] 乘波設(shè)計概念應(yīng)用于高超聲速飛行器機(jī)體_進(jìn)氣道一體化設(shè)計主要有兩大優(yōu)勢： 一是可以高效地捕獲預(yù)壓縮后的氣流。這是因為通過乘波體的前緣激波壓縮不僅可以實現(xiàn) 預(yù)壓縮氣流的目的，而且由于乘波設(shè)計使得氣動構(gòu)型下表面高壓區(qū)溢向上表面低壓區(qū)的氣 流較少，因此可以盡可能多地捕獲氣流。二是通過優(yōu)化設(shè)計(例如選取合適的激波角），可以 實現(xiàn)飛行器的高升阻比性能設(shè)計。流線追蹤進(jìn)氣道具有獨特的高捕獲率和高壓縮率等優(yōu)良 性能，因而乘波體與流線追蹤進(jìn)氣道的一體化設(shè)計吸引了國內(nèi)外研究人員的大量關(guān)注。
[0005] 公開號為104210672A，【公開日】為2014-12-17的發(fā)明專利，公開了一種高超聲速乘 波機(jī)身與進(jìn)氣道一體化設(shè)計方法，其基于尖頭回轉(zhuǎn)體設(shè)計軸對稱激波，進(jìn)而設(shè)計內(nèi)外流一 體化軸對稱基準(zhǔn)流場模型，然后在該基準(zhǔn)流場中進(jìn)行流線追蹤，設(shè)計生成乘波機(jī)體_進(jìn)氣道 一體化構(gòu)型。內(nèi)外流一體化軸對稱基準(zhǔn)流場模型是該種乘波機(jī)體-進(jìn)氣道一體化設(shè)計方法 的核心關(guān)鍵，因此改進(jìn)基準(zhǔn)流場模型是改進(jìn)該設(shè)計方法的重要方向。其中提出的基于尖頭 回轉(zhuǎn)體的內(nèi)外流一體化軸對稱基準(zhǔn)流場模型的缺陷是：如圖1所示，其中1表示超聲速來流 條件，2表示經(jīng)過唇口點4的左行馬赫線與尖頭回轉(zhuǎn)體母線0-3的壁面交點；3表示尖頭回轉(zhuǎn) 體母線0-3在回轉(zhuǎn)體底部橫截面的末端點；4表示唇口點；5表示繞母線為0-3的尖頭回轉(zhuǎn)體 的前緣激波0-4-5在底部橫截面的末端點；6表示經(jīng)過唇口點4的流線在底部橫截面的末端 點；7表示經(jīng)過唇口點4的流線。設(shè)計尖頭回轉(zhuǎn)體(0-3)，在超聲速來流條件1作用下，由尖頭 回轉(zhuǎn)體生成前緣激波(0-5)，唇口點4將前緣激波(0-5)劃分為兩段激波，即前體激波(0-4) 和后體激波(4-5);因此前體激波(0-4)和后體激波(4-5)在唇口點4位置不僅一階導(dǎo)數(shù)連 續(xù)，而且二階導(dǎo)數(shù)也連續(xù)，即曲率連續(xù)，這降低了前體激波(0-4)和后體激波(4-5)各自的設(shè) 計自由度，即前體激波(0-4)在唇口點4的激波角與后體激波(4-5)在唇口點4的激波角不能 進(jìn)行單獨設(shè)計等限制;與此同時，該模型也難以控制唇口激波和底部激波尺寸，不利于設(shè)計 飛行器前體和后體的尺寸。另外，由于唇罩外壁面型線（即4-6)是在繞尖頭回轉(zhuǎn)體的基準(zhǔn)流 場中應(yīng)用流線追蹤生成的一條流線，因此這也限制了根據(jù)需求設(shè)計型線（即4-6)的形狀。
【發(fā)明內(nèi)容】
[0006] 針對現(xiàn)有技術(shù)存在的缺陷，本發(fā)明的目的在于提供一種高超聲速內(nèi)外流一體化全 乘波飛行器設(shè)計方法，其是一種基于任意軸對稱基準(zhǔn)激波的高超聲速內(nèi)外流一體化全乘波 飛行器設(shè)計方法，即基于任意軸對稱基準(zhǔn)激波的乘波機(jī)體-進(jìn)氣道一體化設(shè)計方法。所述內(nèi) 外流一體化是指機(jī)體-進(jìn)氣道一體化，所述全乘波是指不僅飛行器前體乘波，而且包括機(jī)體 腹部和機(jī)翼的飛行器后體也同時乘波。該方法可以根據(jù)設(shè)計需求，任意設(shè)計前體激波和后 體激波，從而提高前體激波和后體激波各自的設(shè)計自由度，拓展內(nèi)外流一體化軸對稱基準(zhǔn) 流場模型和乘波機(jī)體-進(jìn)氣道一體化設(shè)計方法。
[0007] 本發(fā)明的技術(shù)方案是：
[0008] 一種高超聲速內(nèi)外流一體化全乘波飛行器設(shè)計方法，包括以下步驟：
[0009] S1.設(shè)計基于任意軸對稱基準(zhǔn)激波的內(nèi)外流一體化軸對稱基準(zhǔn)流場模型；
[0010] S2.給定飛行器前體前緣線、進(jìn)氣道唇口型線和機(jī)翼前緣線在底部橫截面的投影 曲線，其中進(jìn)氣道唇口型線在底部橫截面的投影曲線為一條圓弧線；從前體前緣線和進(jìn)氣 道唇口型線出發(fā)，在前體-進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場區(qū)中進(jìn)行流線追蹤，生成乘波前體-進(jìn)氣道;從進(jìn) 氣道唇口型線和機(jī)翼前緣線出發(fā)，在后體基準(zhǔn)流場區(qū)中進(jìn)行流線追蹤，生成機(jī)體腹部乘波 面和機(jī)翼乘波面，機(jī)體腹部乘波面和機(jī)翼乘波面共同組成后體乘波面；
[0011] S3.采用自由流面作為上表面，上表面與乘波前體-進(jìn)氣道、后體乘波面共同組成 乘波機(jī)體-進(jìn)氣道一體化構(gòu)型，即為高超聲速內(nèi)外流一體化全乘波飛行器。
[0012] 本發(fā)明步驟S1包括以下步驟：
[0013] SI. 1給定前體激波8-9和超聲速來流條件1，并將經(jīng)過前體激波末端點的橫截面作 為基準(zhǔn)流場的進(jìn)氣道唇口橫截面10，其中前體激波末端點也是進(jìn)氣道唇口點9;應(yīng)用有旋特 征線理論，由超聲速來流條件1和前體激波8-9,求解得到前體-進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場區(qū)的前體激 波依賴區(qū)8-11-9。與此同時，求解得到經(jīng)過前體激波起始點8的流線8-11，將流線8-11作為 前體壁面的前段型線，其中點11表示經(jīng)過進(jìn)氣道唇口點9的左行馬赫線11-9與前體壁面型 線的交點;所述橫截面是與x軸相垂直的平面。
[0014] S1.2給定前體-進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場區(qū)的等熵壓縮區(qū)的壁面型線11-12,應(yīng)用有旋特征 線理論，由左行馬赫線11-9和壁面型線11_12，求解由左行馬赫線11_9、右行馬赫線9_13 (右 行馬赫線9-13是由特征線理論得到的，它是等熵壓縮區(qū)11-13-9的組成部分，求解出等熵壓 縮區(qū)11-13-9就可以順帶求解出右行馬赫線9-13)以及壁面型線11-13(壁面型線11-13是 11-12的前段部分，求解得到右行馬赫線9-13之后，點13的位置也就確定了。）所包圍的等熵 壓縮區(qū)11-13-9,其中點13表示經(jīng)過進(jìn)氣道唇口點9的右行馬赫線9-13與壁面型線11-12的 交點。
[0015] S1.3將進(jìn)氣道唇口點9作為唇口反射激波9-14的起始點，給定反射激波9-14波后 的流動方向角分布，利用預(yù)估-校正的迭代算法，求解唇口反射激波9-14的位置和形狀，直 至唇口反射激波9-14與壁面型線11-13交于點14,并將唇口反射激波9-14與壁面型線11-12 的交點14作為基準(zhǔn)流場進(jìn)氣道的肩點。最后利用斜激波關(guān)系式求解唇口反射激波9-14波后 的流動參數(shù)分布。由左行馬赫線11-9、壁面型線11-14和唇口反射激波9-14所圍區(qū)域是前 體-進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場區(qū)的等熵主壓縮區(qū)11-14-9。
[0016] S1.4應(yīng)用有旋特征線理論，由唇口反射激波9-14的位置和波后流動參數(shù)，求解唇 口反射激波依賴區(qū)9-26-14,直至經(jīng)過進(jìn)氣道唇口點9的流線與經(jīng)過點14的右行馬赫線26-14(右行馬赫線26-14,它是由特征線理論得到的，它是唇口反射激波依賴區(qū)9-14-26的組成 部分，求解出反射激波依賴區(qū)9-14-26就可以順帶求解出右行馬赫線26-14)交于點26,并得 到流線9-26;將流線9-26作為唇罩內(nèi)壁面的前段型線，點26為唇罩內(nèi)壁面的前段型線的末 端點。
[0017] S1.5首先給定唇口反射激波9-14與壁面型線11-12的交點14右側(cè)的中心體壁面型 線14-27以及該型線上的馬赫數(shù)分布，其中點27為中心體壁面型線的末端點；同時使中心體 壁面型線14-27在點14位置的切向角與當(dāng)?shù)亓鲃臃较蚪侵睾?。然后給定基準(zhǔn)流場模型的進(jìn) 氣道出口橫截面29與點14沿x方向的距離，即給定了基準(zhǔn)流場模型的進(jìn)氣道出口橫截面29 的位置。最后利用有旋特征線理論，由右行馬赫數(shù)26-14的位置坐標(biāo)和流動參數(shù)、中心體壁 面型線14-27以及該型線上的馬赫數(shù)分布，求解前體-進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場區(qū)的穩(wěn)定區(qū)26-30-27-14,直至經(jīng)過唇罩內(nèi)壁面的前段型線的末端點26的流線與經(jīng)過中心體壁面型線的末端 點27的右行馬赫線交于點30,得到流線26-30。將流線26-30作為唇罩內(nèi)壁面的后段型線，點 30表示唇罩內(nèi)壁面的后段型線的末端點。
[0018] 前體激波依賴區(qū)8-11-9、等熵主壓縮區(qū)11-14-9、唇口反射激波依賴區(qū)9-26-14和 穩(wěn)定區(qū)26-30-27-14共同組成前體-進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場區(qū)8-11-14-27-30-26-9。
[0019] S1.6給定后體激波9-31的形狀，其中點31表示后體激波在底部橫截面的末端點， 并將經(jīng)過點31的橫截面作為基準(zhǔn)流場的底部橫截面;應(yīng)用有旋特征線理論，由超聲速來流 條件和后體激波9-31，求解得到后體激波依賴區(qū)9-33-31，并得到經(jīng)過進(jìn)氣道唇口點9的流 線9-33,將流線9-33作為基準(zhǔn)流場模型的唇罩外壁面的前段型線；點33表示基準(zhǔn)流場模型 的唇罩外壁面的前段型線的末端點。
[0020] S1.7給定后體基準(zhǔn)流場區(qū)的壁面型線33-34的形狀，其中點34表示基準(zhǔn)流場模型 的唇罩外壁面的后段型線的末端點；應(yīng)用有旋特征線理論，求解后體基準(zhǔn)流場區(qū)的主膨脹 區(qū)33-34-31。
[0021] 后體激波依賴區(qū)9-33-31和主膨脹區(qū)33-34-31共同組成后體基準(zhǔn)流場區(qū)9-33-34- 31〇
[0022] 前體-進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場區(qū)8-11-14-27-30-26-9和后體基準(zhǔn)流場區(qū)9-33-34-31共同 組成基于任意軸對稱基準(zhǔn)激波的內(nèi)外流一體化軸對稱基準(zhǔn)流場模型。
[0023]前體激波8-9和后體激波9-31共同組成基準(zhǔn)流場的前緣激波8-9-31。
[0024]其中，S1.3中利用預(yù)估-校正的迭代方法求解唇口反射激波9-14的位置和形狀方 法如下：
[0025] 反射激波9-14的起始點是進(jìn)氣道唇口點9,反射激波9-14與左行馬赫線的交點簡 稱為激波點，求解唇口反射激波9-14的位置和形狀就是求解所有激波點的坐標(biāo)值，直至唇 口反射激波9-14與壁面型線11 -13的交點14。
[0026] 針對唇口反射激波9-14上任意兩個相鄰的激波點，其中靠近進(jìn)氣道唇口點9的激 波點定義為上游激波點，遠(yuǎn)離進(jìn)氣道唇口點9的激波點定義為下游激波點，由上游激波點的 坐標(biāo)值求解下游激波點的坐標(biāo)值方法如下：
[0027]特征線網(wǎng)格節(jié)點是左行特征線與右行特征線的交點，特征線網(wǎng)格節(jié)點的位置坐標(biāo) 和流動參數(shù)均可通過有旋特征線方法求解得到，其中位置坐標(biāo)為特征線網(wǎng)格節(jié)點在圓柱坐 標(biāo)系下軸向坐標(biāo)軸x上的坐標(biāo)值和徑向坐標(biāo)軸r上的坐標(biāo)值，流動參數(shù)包括當(dāng)?shù)仂o壓、當(dāng)?shù)?密度、當(dāng)?shù)厮俣群彤?dāng)?shù)亓鲃臃较蚪恰?br>[0028]預(yù)估-校正的迭代方法中的預(yù)估方程如式(1)所示，校正的迭代方程如式(2)所示：
[0031]其中，x為圓柱坐標(biāo)系的軸向坐標(biāo)軸的坐標(biāo)，r為圓柱坐標(biāo)系的徑向坐標(biāo)軸的坐標(biāo)， n為上游激波點在圓柱坐標(biāo)系的徑向坐標(biāo)軸的值，i為激波點的位置編號，AX為下游和上 游激波點在x方向的差值，0是唇口反射激波的當(dāng)?shù)丶げń?，所述?dāng)?shù)丶げń鞘羌げㄅc波前 速度方向的夾角；4是下游激波點預(yù)估后的r值，'是下游激波點校正n次之后所得到的r 值;是上游激波點的波前的當(dāng)?shù)亓鲃臃较蚪?值，C!i是下游激波點校正n_l次之后所得 到的波前的當(dāng)?shù)亓鲃臃较蚪?值，由同一條左行馬赫線上的相鄰特性線網(wǎng)格節(jié)點的9值 線性插值得到;&是上游激波點的m直，/?二是下游激波點校正n-i次之后所得到的m直，/巧 1 由式(3)求解得到。
[0033]其中，別為下游激波點校正n-l次之后所得到的波前的當(dāng)?shù)伛R赫數(shù)M 值和當(dāng)?shù)亓鲃臃较蚪?值，由同一條左行馬赫線上的相鄰特性線網(wǎng)格節(jié)點的9值線性插 值得到；91+1,2是下游激波點的波后的當(dāng)?shù)亓鲃臃较蚪?值，91+1, 2是已知條件，其可以根據(jù)反 射激波9-14波后的流動方向角分布得到。
[0034] S1.3中利用斜激波關(guān)系式求解唇口反射激波9-14波后流動參數(shù)的公式如（4)~ (8)所示：
[0040]其中，0是唇口反射激波的當(dāng)?shù)丶げń?，所述?dāng)?shù)丶げń鞘羌げㄅc波前速度方向的 夾角，△ Q是唇口反射激波的當(dāng)?shù)貧饬髌D(zhuǎn)角，Qi是唇口反射激波波前的當(dāng)?shù)亓鲃臃较蚪牵琈i 是唇口反射激波波前的當(dāng)?shù)伛R赫數(shù)，Pi是唇口反射激波波前的當(dāng)?shù)仂o壓，口:是唇口反射激波 波前的當(dāng)?shù)孛芏?，W是唇口反射激波波前的當(dāng)?shù)厮俣龋?2是唇口反射激波波后的當(dāng)?shù)亓鲃臃?向角，P2是唇口反射激波波后的當(dāng)?shù)仂o壓，P2是唇口反射激波波后的當(dāng)?shù)孛芏?，％是唇口?射激波波后的當(dāng)?shù)厮俣取?br>[0041 ] S1.3中，在激波點處的唇口反射激波的微元與激波點處的唇口反射激波波前速度 方向的夾角是唇口反射激波在激波點處的當(dāng)?shù)丶げń羌げc處的唇口反射激波波前速 度方向與圓柱坐標(biāo)系的軸向坐標(biāo)軸的夾角是唇口反射激波在激波點位置的波前流動方向 角Q1;激波點處的唇口反射激波波后速度方向與圓柱坐標(biāo)系的軸向坐標(biāo)軸的夾角是唇口反 射激波在激波點位置的波后流動方向角02 ;激波點處的唇口反射激波波前速度方向與激波 點處的唇口反射激波波后速度方向的夾角是唇口反射激波在激波點位置的當(dāng)?shù)貧饬髌D(zhuǎn) 角A
[0042]本發(fā)明步驟S2的方法為：
[0043]給定前體前緣線投影曲線39-40-41，其中，點39是飛行器前體前緣線投影曲線與 進(jìn)氣道唇口橫截面10的激波輪廓線36的左交點，點41是飛行器前體前緣線投影曲線與進(jìn)氣 道唇口橫截面10的激波輪廓線36的右交點，點40是前體前緣線投影曲線39-40-41在縱向?qū)?稱面上的點；激波輪廓線36和激波輪廓線37的圓心重合于點35;其中激波輪廓線36為前緣 激波在進(jìn)氣道唇口橫截面10位置的輪廓線，該輪廓線為一個圓；激波輪廓線37是前緣激波 在底部橫截面32位置的輪廓線，該輪廓線為一個圓。
[0044]給定進(jìn)氣道唇口型線投影曲線39-43-41，給定機(jī)翼前緣線投影曲線，機(jī)翼前緣線 投影曲線包括左機(jī)翼前緣線投影曲線38-39和右機(jī)翼前緣線投影曲線41-42,其中，點38為 左機(jī)翼前緣線投影曲線38-39與激波輪廓線37的左交點，42為右機(jī)翼前緣線投影曲線41-42 與激波輪廓線37的右交點，43表示進(jìn)氣道唇口型線投影曲線39-43-41在縱向?qū)ΨQ面的點。 [0045]應(yīng)用自由流線法，由前體前緣線投影曲線39-40-41、進(jìn)氣道唇口型線投影曲線39-43-41和機(jī)翼前緣線投影曲線38-39和41-42,分別計算前體前緣線、進(jìn)氣道唇口型線和機(jī)翼 前緣線。
[0046] 從前體前緣線和進(jìn)氣道唇口型線出發(fā)，在前體-進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場區(qū)8-11-14-27-30-26-9中進(jìn)行流線追蹤，求解經(jīng)過前體前緣線和進(jìn)氣道唇口型線的所有流線，直至基準(zhǔn)流 場模型的進(jìn)氣道出口橫截面29位置處，進(jìn)而得到進(jìn)氣道出口型線即閉環(huán)曲線44-45-46-47-44，其中44表示進(jìn)氣道唇口型線44-45-46-47-44的左端點；45表示進(jìn)氣道唇口型線44-45-46-47-44在縱向?qū)ΨQ面的上端點；46表示進(jìn)氣道唇口型線44-45-46-47-44的右端點；47表 示進(jìn)氣道唇口型線44-45-46-47-44在縱向?qū)ΨQ面的下端點。
[0047] 將經(jīng)過前體前緣線左側(cè)的所有流線放樣成流面51，將經(jīng)過進(jìn)氣道唇口型線左側(cè)的 所有進(jìn)氣道下壁面的流線放樣成流面52,流面51和流面52組成前體-進(jìn)氣道的左側(cè)，將前 體-進(jìn)氣道的左側(cè)鏡像生成前體-進(jìn)氣道的右側(cè)，前體-進(jìn)氣道的左側(cè)和右側(cè)組成前體-進(jìn)氣 道。
[0048] 從進(jìn)氣道唇口型線和機(jī)翼前緣線出發(fā)，在后體基準(zhǔn)流場區(qū)中進(jìn)行流線追蹤，求解 經(jīng)過進(jìn)氣道唇口型線和機(jī)翼前緣線的所有流線，直至底部橫截面32位置，進(jìn)而分別得到機(jī) 體腹部后緣線48-49-50和機(jī)翼后緣線(包括左機(jī)翼后緣線38-48和右機(jī)翼后緣線50-42)，其 中點48表示機(jī)體腹部后緣線的左端點；點49表示機(jī)體腹部后緣線在縱向?qū)ΨQ面的點；點50 表示機(jī)體腹部后緣線的右端點。將經(jīng)過左側(cè)機(jī)翼前緣線的所有流線放樣成流面54,作為左 側(cè)機(jī)翼乘波面。并將經(jīng)過進(jìn)氣道唇口型線左側(cè)的所有后體的流線放樣成流面53,作為左側(cè) 機(jī)體腹部乘波面。將左側(cè)機(jī)翼乘波面和左側(cè)機(jī)體腹部乘波面鏡像，得到機(jī)翼乘波面和機(jī)體 腹部乘波面，機(jī)翼乘波面和機(jī)體腹部乘波面組成后體乘波面。
[0049]本發(fā)明的步驟S2中應(yīng)用自由流線法，由前體前緣線投影曲線39-40-41和進(jìn)氣道唇 口型線投影曲線39-43-41分別計算前體前緣線和進(jìn)氣道唇口型線的實現(xiàn)方式如下：
[0050] 設(shè)點55是前體前緣線投影曲線39-40-41或進(jìn)氣道唇口型線投影曲線39-43-41上 的一個離散點，用經(jīng)過點55并與圓柱坐標(biāo)系的軸向坐標(biāo)軸x平行的直線56與前體激波8-9相 交于一點，該交點是與點55相對應(yīng)的前體前緣線或進(jìn)氣道唇口型線上的點，稱該交點為前 體前緣點或進(jìn)氣道唇口點57,直線56(點57和點55的連線）即為經(jīng)過前體前緣點或進(jìn)氣道唇 口點57的自由流線。從前體前緣點或進(jìn)氣道唇口點57出發(fā)，將前體-進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場區(qū)中各 特征線網(wǎng)格節(jié)點上的位置坐標(biāo)和流動參數(shù)作為已知條件，利用流線追蹤方法求解流線58， 直至進(jìn)氣道出口橫截面29。流線58即為在前體-進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場區(qū)中經(jīng)過點57的流線;流線 58在進(jìn)氣道出口橫截面29上的末端點59是進(jìn)氣道出口型線上的點，簡稱進(jìn)氣道出口點。
[0051] 用上述相同方法，求解得到所有前體前緣點和進(jìn)氣道唇口點，以及經(jīng)過前體前緣 點和進(jìn)氣道唇口點的所有流線，并得到與前體前緣點相對應(yīng)的進(jìn)氣道出口點以及與進(jìn)氣道 唇口點相對應(yīng)的進(jìn)氣道出口點。
[0052]所有前體前緣點組成前體前緣線，所有進(jìn)氣道唇口點組成進(jìn)氣道唇口型線，所有 與前體前緣點相對應(yīng)的進(jìn)氣道出口點組成進(jìn)氣道出口型線的上壁面44-45-46，所有與進(jìn)氣 道唇口點相對應(yīng)的進(jìn)氣道出口點組成進(jìn)氣道出口型線的下壁面44-47-46，上壁面44-45-46 和下壁面44-47-46共同組成進(jìn)氣道出口型線。
[0053]本發(fā)明的步驟S2中應(yīng)用自由流線法，由左機(jī)翼前緣線投影曲線38-39和右機(jī)翼前 緣線投影曲線41-42,生成機(jī)翼前緣線，應(yīng)用流線追蹤方法，由機(jī)翼前緣線生成機(jī)翼后緣線， 并由進(jìn)氣道唇口型線生成機(jī)體腹部后緣線48-49-50的獲取方式如下：
[0054]設(shè)點60是機(jī)翼前緣線投影曲線或進(jìn)氣道唇口型線投影曲線39-43-41上的一個離 散點，用經(jīng)過點60并與圓柱坐標(biāo)系的軸向坐標(biāo)軸x平行的直線61與后體激波9-31相交于一 點，該交點是與點60相對應(yīng)的機(jī)翼前緣線上或進(jìn)氣道唇口型線上的點，稱該交點為機(jī)翼前 緣點或進(jìn)氣道唇口點62,直線61(點62和點60的連線）即為經(jīng)過機(jī)翼前緣點或進(jìn)氣道唇口點 62的自由流線。
[0055]從機(jī)翼前緣點或進(jìn)氣道唇口點62出發(fā)，將后體基準(zhǔn)流場區(qū)中特征線網(wǎng)格節(jié)點上的 位置坐標(biāo)和流動參數(shù)作為已知條件，利用流線追蹤方法求解流線63，直至底部橫截面32，63 表示在后體基準(zhǔn)流場區(qū)中經(jīng)過點62的流線，流線63在底部橫截面32上的末端點64是機(jī)翼后 緣線或機(jī)體腹部后緣線上的點，稱點64為機(jī)翼后緣點或機(jī)體腹部后緣點。
[0056] 用上述相同方法，求解得到所有機(jī)翼前緣點以及經(jīng)過機(jī)翼前緣點和進(jìn)氣道唇口點 的所有流線，并得到所有機(jī)翼后緣點和機(jī)體腹部后緣點，其中進(jìn)氣道唇口點對應(yīng)機(jī)體腹部 后緣點。
[0057] 所有左機(jī)翼前緣點和右機(jī)翼前緣點分別組成左機(jī)翼前緣線和右機(jī)翼前緣線，所有 左機(jī)翼后緣點和右機(jī)翼后緣點分別組成左機(jī)翼后緣線和右機(jī)翼后緣線；左機(jī)翼前緣線和右 機(jī)翼前緣線組成機(jī)翼前緣線，左機(jī)翼后緣線38-48和右機(jī)翼后緣線50-42組成機(jī)翼后緣線； 所有機(jī)體腹部后緣點組成機(jī)體腹部后緣線48-49-50;機(jī)翼后緣線和機(jī)體腹部后緣線組成后 體后緣線 38-48-49-50-42。
[0058]本發(fā)明的有益效果是：
[0059] 本發(fā)明在基于尖頭回轉(zhuǎn)體的乘波機(jī)體-進(jìn)氣道一體化設(shè)計基礎(chǔ)上，為了改進(jìn)內(nèi)外 流一體化軸對稱基準(zhǔn)流場模型，設(shè)計了基于任意軸對稱基準(zhǔn)激波的內(nèi)外流一體化軸對稱基 準(zhǔn)流場模型。然后在該基準(zhǔn)流場中應(yīng)用流線追蹤技術(shù)生成乘波機(jī)體-進(jìn)氣道一體化構(gòu)型，并 命名為高超聲速內(nèi)外流一體化全乘波飛行器。
[0060] 該改進(jìn)方法可以根據(jù)設(shè)計需求，單獨給定不同前體激波(8-9)和后體激波(9-31) 的形狀。在如圖10所示的內(nèi)外流一體化軸對稱基準(zhǔn)流場模型中，前體激波(8-9)和后體激波 (9-31)在進(jìn)氣道唇口點位置不需要一階導(dǎo)數(shù)或二階導(dǎo)數(shù)連續(xù)，即前體激波(8-9)在進(jìn)氣道 唇口點位置的激波角與后體激波(9-31)在進(jìn)氣道唇口點位置的激波角可以不相同，這提高 了前體激波(8-9)和后體激波(9-31)各自的設(shè)計自由度。
[0061] 與此同時，由于可以單獨給定前體激波(8-9)和后體激波(9-31)的形狀，因此可以 控制在唇口橫截面10和底部橫截面32位置的激波尺寸，這有利于設(shè)計飛行器前體和后體的 尺寸。另外，本發(fā)明可以單獨設(shè)計唇罩外壁面的后段型線33-34。
[0062] 本發(fā)明拓展了內(nèi)外流一體化軸對稱基準(zhǔn)流場模型和乘波機(jī)體-進(jìn)氣道一體化設(shè)計 方法。在設(shè)計狀態(tài)下，整個飛行器機(jī)體具有"全乘波"特性，即不僅飛行器前體"乘波"，而且 包括機(jī)體腹部和機(jī)翼的飛行器后體也同時乘波，從而為飛行器提供高升阻比特性;與此同 時，乘波前體作為進(jìn)氣道預(yù)壓縮面，為進(jìn)氣道高效捕獲預(yù)壓縮氣流。
【附圖說明】
[0063] 圖1為常規(guī)基于尖頭回轉(zhuǎn)體的內(nèi)外流一體化軸對稱基準(zhǔn)流場模型；
[0064] 圖2為基準(zhǔn)流場模型的前體激波8-9和前體壁面的前段型線8-11;
[0065]圖3為等熵壓縮壁面型線11-12;
[0066]圖4為唇口反射激波9-14;
[0067]圖5為求解唇口反射激波位置和形狀的示意圖；
[0068]圖6為唇口反射激波的當(dāng)?shù)丶げń?，唇口反射激波波前的流動方向角01，唇口反 射激波波后的流動方向角h以及唇口反射激波的當(dāng)?shù)貧饬髌D(zhuǎn)角A 0的定義；
[0069]圖7為求解唇罩內(nèi)壁面的前段型線9-26;
[0070]圖8為求解唇罩內(nèi)壁面的后段型線26-30;
[0071]圖9為后體激波9-31;
[0072]圖10為唇罩外壁面的后段型線33-34;
[0073]圖11示出了飛行器前體前緣線、進(jìn)氣道唇口型線、機(jī)翼前緣線在底部橫截面32的 投影曲線，進(jìn)氣道唇口橫截面10和底部橫截面32位置的激波輪廓線在底部橫截面32的投影 曲線以及進(jìn)氣道出口型線、機(jī)體腹部后緣線和機(jī)翼后緣線；
[0074]圖12為乘波前體-進(jìn)氣道的左側(cè)部分以及構(gòu)造它的流線；
[0075]圖13為組成后體乘波面的機(jī)體腹部乘波面和機(jī)翼乘波面的左側(cè)部分以及構(gòu)造它 的流線；
[0076] 圖14為前體前緣線、進(jìn)氣道唇口型線、流線和進(jìn)氣道出口型線的設(shè)計示意圖；
[0077] 圖15為進(jìn)氣道唇口型線和相對應(yīng)的機(jī)體腹部后緣線、機(jī)翼前緣線和相對應(yīng)的機(jī)翼 后緣線、流線的設(shè)計示意圖；
[0078] 圖16為由乘波前體_進(jìn)氣道、后體乘波面和上表面組成的高超聲速乘波機(jī)體-進(jìn)氣 道一體化構(gòu)型，即高超聲速內(nèi)外流一體化全乘波飛行器；
[0079] 圖17為飛行器上表面自由流面設(shè)計示意圖；
[0080] 圖18為高超聲速內(nèi)外流一體化全乘波飛行器設(shè)計原理圖；
[0081] 圖19為高超聲速內(nèi)外流一體化全乘波飛行器在設(shè)計狀態(tài)下全乘波的理論效果圖；
[0082] 圖20為高超聲速內(nèi)外流一體化全乘波飛行器在設(shè)計狀態(tài)下全乘波的數(shù)值模擬效 果圖。
[0083]圖中，1表示超聲速來流條件;2表示經(jīng)過唇口點4的左行馬赫線與尖頭回轉(zhuǎn)體母線 0-3的壁面交點；3表示尖頭回轉(zhuǎn)體母線0-3在回轉(zhuǎn)體底部橫截面的末端點；4表示唇口點；5 表示繞母線為0-3的尖頭回轉(zhuǎn)體的前緣激波0-4-5在底部橫截面的末端點；6表示經(jīng)過唇口 點4的流線在底部橫截面的末端點；7表示經(jīng)過唇口點4的流線;8表示前體激波起始點；9表 示前體激波末端點，也是進(jìn)氣道唇口點；10表示基準(zhǔn)流場的進(jìn)氣道唇口橫截面經(jīng)過進(jìn)氣道 唇口點9的橫截面位置；11表示經(jīng)過進(jìn)氣道唇口點9的左行馬赫線與前體壁面型線的交點； 12表示等熵壓縮區(qū)的壁面型線的末端點；13表示經(jīng)過進(jìn)氣道唇口點9的右行馬赫線與壁面 型線11-12的交點；14表示唇口反射激波9-14與壁面型線11-12的交點；15和16表示同一條 左行馬赫線上的相鄰特性線網(wǎng)格節(jié)點；17和18表示唇口反射激波9-14上的相鄰的兩激波 點；19表示激波點18處的唇口反射激波的微元;20表示激波點18處的唇口反射激波9-14波 前速度方向；21表示激波點18處的唇口反射激波9-14波后速度方向；22表示反射激波9-14 在激波點18處的當(dāng)?shù)丶げń?; 23表示唇口反射激波9-14在激波點18位置的波前流動方向 角9i; 24表示唇口反射激波在激波點18位置的波后流動方向角％; 25表示唇口反射激波在激 波點18位置的當(dāng)?shù)貧饬髌D(zhuǎn)角A 0;26表示唇罩內(nèi)壁面的前段型線的末端點；27表示中心體 壁面型線的末端點；28表示基準(zhǔn)流場模型的進(jìn)氣道出口橫截面與點14沿x方向的距離;29表 示基準(zhǔn)流場模型的進(jìn)氣道出口橫截面位置;30表示唇罩內(nèi)壁面的后段型線的末端點；31表 示后體激波在底部橫截面的末端點；32表示底部橫截面位置;33表示基準(zhǔn)流場模型的唇罩 外壁面的前段型線的末端點；34表示基準(zhǔn)流場模型的唇罩外壁面的后段型線的末端點；35 表示激波輪廓線36和37的圓心；36表示前緣激波在唇口橫截面10位置的輪廓線，該輪廓線 為一個圓；37表示前緣激波在底部橫截面32位置的輪廓線，該輪廓線為一個圓；38表示機(jī)翼 前緣線投影曲線38-39與激波輪廓線37的左交點；39表示前體前緣線投影曲線39-40-41與 激波輪廓線36的左交點；40表示前體前緣線投影曲線39-40-41在縱向?qū)ΨQ面的點；41表示 前體前緣線投影曲線39-40-41與激波輪廓線36的右交點；42表示機(jī)翼前緣線投影曲線Aids 與激波輪廓線 37 的右交點； 43 表示進(jìn)氣道唇口 型線投影曲線 39-43-41 在縱向?qū)ΨQ面的 點；44表示進(jìn)氣道唇口型線44-45-46-47-44的左端點；45表示進(jìn)氣道唇口型線44-45-46-47-44在縱向?qū)ΨQ面的上端點；46表示進(jìn)氣道唇口型線44-45-46-47-44的右端點；47表示進(jìn) 氣道唇口型線44-45-46-47-44在縱向?qū)ΨQ面的下端點；48表示機(jī)體腹部后緣線的左端點； 49表示機(jī)體腹部后緣線在縱向?qū)ΨQ面的點；50表示機(jī)體腹部后緣線的右端點；51表示經(jīng)過 前體前緣線左側(cè)的所有流線放樣成的流面;52表示經(jīng)過進(jìn)氣道唇口型線左側(cè)的所有進(jìn)氣道 下壁面的流線放樣成的流面;53表示經(jīng)過進(jìn)氣道唇口型線左側(cè)的所有后體的流線放樣成的 流面;54表示經(jīng)過左側(cè)機(jī)翼前緣線的所有流線放樣成的流面;55表示前體前緣線投影曲線 39-40-41或進(jìn)氣道唇口型線投影曲線39-43-41上的一個離散點；56表示經(jīng)過點57的自由流 線。；57表示與點55相對應(yīng)的前體前緣線或進(jìn)氣道唇口型線上的點；58表示在前體-進(jìn)氣道 基準(zhǔn)流場區(qū)中經(jīng)過點57的流線；59表示流線58在進(jìn)氣道唇口橫截面29的末端點；60表示機(jī) 翼前緣線投影曲線（38-39,41-42)或進(jìn)氣道唇口型線投影曲線（39-43-41)上的一個離散 點;61表示經(jīng)過點62的自由流線;62表示與點60相對應(yīng)的機(jī)翼前緣點或進(jìn)氣道唇口點;63表 示在后體基準(zhǔn)流場區(qū)中經(jīng)過點62的流線;64表示流線63在底部橫截面32的末端點；65表示 前體前緣線的左端點;66表示前體前緣線在縱向?qū)ΨQ面的點;67表示前體前緣線的右端點。
【具體實施方式】
[0084] 下面結(jié)合附圖對本發(fā)明提供的一種高超聲速內(nèi)外流一體化全乘波飛行器設(shè)計方 法進(jìn)行詳細(xì)說明。
[0085] 步驟S1、設(shè)計基于任意軸對稱基準(zhǔn)激波的內(nèi)外流一體化軸對稱基準(zhǔn)流場模型。
[0086] 設(shè)計該基準(zhǔn)流場模型的具體步驟如下SI. 1~S1.7所述。
[0087] SI. 1、如圖2所示，給定前體激波8-9的形狀，8為前體激波起始點，9為前體激波末 端點，也是進(jìn)氣道唇口點，并將經(jīng)過點9的橫截面作為基準(zhǔn)流場的進(jìn)氣道唇口橫截面10。
[0088] 將超聲速來流條件1和前體激波8-9作為輸入條件，超聲速來流條件包括來流馬赫 數(shù)、來流靜壓以及來流靜溫，應(yīng)用有旋特征線理論(有旋特征線理論為本領(lǐng)域的公知技術(shù)， 具體可參見"《氣體動力學(xué)》，M.J.左克羅，J.D.霍夫曼，國防工業(yè)出版社，1984年，pl38-195"），求解得到前體-進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場區(qū)的前體激波依賴區(qū)8-11-9的特征線網(wǎng)格節(jié)點上的 位置坐標(biāo)和流動參數(shù)，與此同時，求解得到經(jīng)過前體激波起始點8的流線8-11，將流線8-11 作為前體壁面的前段型線，其中點11表示經(jīng)過進(jìn)氣道唇口點9的左行馬赫線與前體壁面型 線的交點，11-9為點11與點9之間的左行馬赫線。位置坐標(biāo)為特征線網(wǎng)格節(jié)點在圓柱坐標(biāo)系 下軸向坐標(biāo)軸x上的坐標(biāo)值和徑向坐標(biāo)軸r上的坐標(biāo)值，流動參數(shù)包括當(dāng)?shù)仂o壓、當(dāng)?shù)孛芏取?當(dāng)?shù)厮俣?、?dāng)?shù)亓鲃臃较蚪牵静襟E所述特征線網(wǎng)格節(jié)點是左行馬赫線與流線的交點。
[0089] S1.2、如圖3所示，給定前體-進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場區(qū)的等熵壓縮區(qū)的壁面型線11-12， 12表示等熵壓縮區(qū)的壁面型線的末端點。應(yīng)用有旋特征線理論，有旋特征線理論為本領(lǐng)域 的公知技術(shù)，具體可參見"《氣體動力學(xué)》，M.J.左克羅，J.D.霍夫曼，國防工業(yè)出版社，1984 年，P138-195"，由左行馬赫線11-9和壁面型線11-12,求解由左行馬赫線11-9、右行馬赫線 9_13(右行馬赫線9-13它是由特征線理論得到的，它是等熵壓縮區(qū)11-13-9的組成部分，求 解出等熵壓縮區(qū)11-13-9就可以順帶求解出右行馬赫線9-13)以及壁面型線11-13(壁面型 線11-13是11-12的前段部分，求解得到右行馬赫線9-13之后，點13的位置也就確定了）所包 圍的等熵壓縮區(qū)11-13-9,其中13表示經(jīng)過進(jìn)氣道唇口點9的右行馬赫線與壁面型線11-12 的交點。
[0090] S1.3、如圖4所示，將前體激波末端點9作為唇口反射激波9-14的起始點，給定反射 激波9-14波后的流動方向角分布，利用預(yù)估-校正的迭代算法，求解唇口反射激波9-14的位 置和形狀，直至唇口反射激波9-14與壁面型線11-13交于點14,并將唇口反射激波9-14與壁 面型線11-12的交點14作為基準(zhǔn)流場進(jìn)氣道的肩點；最后利用斜激波關(guān)系式求解唇口反射 激波9-14波后的流動參數(shù)分布。由左行馬赫線11-9、壁面型線11-14和唇口反射激波9-14所 圍區(qū)域11-14-9為前體-進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場區(qū)的等熵主壓縮區(qū)11-14-9。其中，流動方向角是流 動方向與圓柱坐標(biāo)系的軸向坐標(biāo)軸x的夾角。
[0091] 所述利用預(yù)估-校正的迭代方法求解唇口反射激波9-14的位置和形狀具體方法如 下所示。
[0092] 如圖5所示，圖5中的細(xì)實線代表左行馬赫線，虛線代表右行馬赫線，空心節(jié)點代表 左行馬赫線與右行馬赫線的交點，簡稱為特征線網(wǎng)格節(jié)點，反射激波9-14的起始點是點9， 反射激波9-14與左行馬赫線的交點簡稱為激波點，例如上游激波點17、下游激波點18,所述 求解唇口反射激波9-14的位置和形狀是求解所有激波點的坐標(biāo)值，直至唇口反射激波9-14 與壁面型線11-13的交點14。
[0093] 針對唇口反射激波9-14上任意兩個相鄰的激波點（如圖5中的激波點17和激波點 18，激波點17和激波點18表示唇口反射激波9-14上的相鄰激波點），靠近進(jìn)氣道唇口點9的 激波點定義為上游激波點（如激波點17 ))，遠(yuǎn)離進(jìn)氣道唇口點9的激波點定義為下游激波點 (如激波點18))，由上游激波點的坐標(biāo)值求解下游激波點的坐標(biāo)值方法如下所述。
[0094] 圖5中特征線網(wǎng)格節(jié)點的位置坐標(biāo)和流動參數(shù)均可以通過有旋特征線方法求解得 到，有旋特征線方法為本領(lǐng)域的公知技術(shù)，具體可參見"《氣體動力學(xué)》，M.J.左克羅，J.D.霍 夫曼，國防工業(yè)出版社，1984年，pl38-195。位置坐標(biāo)為特征線網(wǎng)格節(jié)點在圓柱坐標(biāo)系下軸 向坐標(biāo)軸x上的坐標(biāo)值和徑向坐標(biāo)軸r上的坐標(biāo)值，流動參數(shù)包括當(dāng)?shù)仂o壓、當(dāng)?shù)孛芏?、?dāng)?shù)?速度、當(dāng)?shù)亓鲃臃较蚪恰?br>[0095]預(yù)估-校正的迭代方法中的預(yù)估方程如式(1)所示，校正的迭代方程如式(2)所示：
[0098]其中，x為圓柱坐標(biāo)系的軸向坐標(biāo)軸的坐標(biāo)，r為圓柱坐標(biāo)系的徑向坐標(biāo)軸的坐標(biāo)， n為上游激波點在圓柱坐標(biāo)系的徑向坐標(biāo)軸的值，i為激波點的位置編號，AX為下游和上 游激波點在x方向的差值，0是唇口反射激波的當(dāng)?shù)丶げń?，所述?dāng)?shù)丶げń鞘羌げㄅc波前 速度方向的夾角；匕是下游激波點預(yù)估后的r值，^是下游激波點校正n次之后所得到的r 值;是上游激波點的波前的當(dāng)?shù)亓鲃臃较蚪?值，Ct是下游激波點校正n_l次之后所得 到的波前的當(dāng)?shù)亓鲃臃较蚪?值，同一條左行馬赫線上的相鄰特性線網(wǎng)格節(jié)點即點 15和點16的0值線性插值得到也是上游激波點的0值，及^是下游激波點校正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分別為下游激波點校正n-l次之后所得到的波前的當(dāng)?shù)伛R赫數(shù)M 值和當(dāng)?shù)亓鲃臃较蚪?值，C1,由左行馬赫線上的點15和點16的0值線性插值得到；01+1, 2是 下游激波點的波后的當(dāng)?shù)亓鲃臃较蚪?值，91+1,2是已知條件，它可以根據(jù)反射激波9-14波后 的流動方向角分布得到。
[0101]所述利用斜激波關(guān)系式求解唇口反射激波波后流動參數(shù)的公式如(4)~(8)所示。
[0107] 其中，0是唇口反射激波的當(dāng)?shù)丶げń?，所述?dāng)?shù)丶げń鞘羌げㄅc波前速度方向的 夾角，△ Q是唇口反射激波的當(dāng)?shù)貧饬髌D(zhuǎn)角，Qi是唇口反射激波波前的當(dāng)?shù)亓鲃臃较蚪?，Mi 是唇口反射激波波前的當(dāng)?shù)伛R赫數(shù)，Pi是唇口反射激波波前的當(dāng)?shù)仂o壓，口:是唇口反射激波 波前的當(dāng)?shù)孛芏?，W是唇口反射激波波前的當(dāng)?shù)厮俣龋? 2是唇口反射激波波后的當(dāng)?shù)亓鲃臃?向角，p2是唇口反射激波波后的當(dāng)?shù)仂o壓，P2是唇口反射激波波后的當(dāng)?shù)孛芏?，％是唇口?射激波波后的當(dāng)?shù)厮俣取?br>[0108] 所述唇口反射激波的當(dāng)?shù)丶げń?，唇口反射激波波前的流動方向角91，唇口反射 激波波后的流動方向角92以及唇口反射激波的當(dāng)?shù)貧饬髌D(zhuǎn)角A 0的定義如圖6所示，在激 波點18處的唇口反射激波的微元19與激波點18處的唇口反射激波波前速度方向20的夾角 是唇口反射激波在激波點18處的當(dāng)?shù)丶げń?，即圖中的22。激波點18處的唇口反射激波波 前速度方向20與圓柱坐標(biāo)系的軸向坐標(biāo)軸的夾角是唇口反射激波在激波點18位置的波前 流動方向角9i，即圖中的23。激波點18處的唇口反射激波波后速度方向21與圓柱坐標(biāo)系的 軸向坐標(biāo)軸的夾角24是唇口反射激波在激波點18位置的波后流動方向角0 2，即圖中的24， 激波點18處的唇口反射激波波前速度方向20與激波點18處的唇口反射激波波后速度方向 21的夾角是唇口反射激波在激波點18位置的當(dāng)?shù)貧饬髌D(zhuǎn)角A 0，即圖中的25。
[0109] S1.4、如圖7所示，應(yīng)用有旋特征線理論，有旋特征線理論為本領(lǐng)域的公知技術(shù)，具 體可參見"《氣體動力學(xué)》，M.J.左克羅，J.D.霍夫曼，國防工業(yè)出版社，1984年，pl38-195"， 由唇口反射激波9-14的位置和波后流動參數(shù)，求解唇口反射激波依賴區(qū)9-26-14，直至經(jīng)過 點9的流線與經(jīng)過點14的右行馬赫線26-14(右行馬赫線26-14,它是由特征線理論得到的， 它是唇口反射激波依賴區(qū)9-14-26的組成部分，求解出反射激波依賴區(qū)9-14-26就可以順帶 求解出右行馬赫線26-14)交于點26,并得到流線9-26;將流線9-26作為唇罩內(nèi)壁面的前段 型線，點26為唇罩內(nèi)壁面的前段型線的末端點。
[0110] S1.5、如圖8所示，首先給定唇口反射激波9-14與壁面型線11-12的交點14右側(cè)的 中心體壁面型線14-27以及該型線上的馬赫數(shù)分布，其中點27為中心體壁面型線的末端點。 同時使中心體壁面型線14-27在點14位置的切向角與當(dāng)?shù)亓鲃臃较蚪侵睾希ó?dāng)?shù)亓鲃臃较?角即為唇口反射激波9-14在肩點14的波后流動方向角）；然后給定基準(zhǔn)流場模型的進(jìn)氣道 出口橫截面與點14沿x方向的距離28,即給定了基準(zhǔn)流場模型的進(jìn)氣道出口橫截面位置29; 最后利用有旋特征線理論，由右行馬赫數(shù)26-14的位置坐標(biāo)和流動參數(shù)、中心體壁面型線 14-27以及該型線上的馬赫數(shù)分布，求解前體-進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場區(qū)的穩(wěn)定區(qū)26-30-27-14,直 至經(jīng)過點26的流線與經(jīng)過點27的右行馬赫線交于點30,得到流線26-30;將流線26-30作為 唇罩內(nèi)壁面的后段型線，30表示唇罩內(nèi)壁面的后段型線的末端點。
[0111] 前體激波依賴區(qū)8-11-9、等熵主壓縮區(qū)11-14-9、唇口反射激波依賴區(qū)9-26-14和 穩(wěn)定區(qū)26-30-27-14共同組成前體-進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場區(qū)8-11-14-27-30-26-9。
[0112] S1.6、如圖9所示，給定后體激波9-31的形狀，31表示后體激波在底部橫截面的末 端點，并將經(jīng)過點31的橫截面作為基準(zhǔn)流場的底部橫截面，圖9中33表示該底部橫截面位 置。應(yīng)用有旋特征線理論（，由超聲速來流條件1和后體激波9-31，求解得到后體激波依賴區(qū) 9-33-31，并得到經(jīng)過進(jìn)氣道唇口點9的流線9-33，將流線9-33作為基準(zhǔn)流場模型的唇罩外 壁面的前段型線。點33表示基準(zhǔn)流場模型的唇罩外壁面的前段型線的末端點。
[0113] S1.7、如圖10所示，給定后體基準(zhǔn)流場區(qū)的壁面型線33-34的形狀，34表示基準(zhǔn)流 場模型的唇罩外壁面的后段型線的末端點。應(yīng)用有旋特征線理論，求解后體基準(zhǔn)流場區(qū)的 主膨脹區(qū)33-34-31。
[0114] 后體激波依賴區(qū)9-33-31和主膨脹區(qū)33-34-31共同組成后體基準(zhǔn)流場區(qū)9-33-34-31〇
[0115] 前體-進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場區(qū)8-11-14-27-30-26-9和后體基準(zhǔn)流場區(qū)9-33-34-31共同 組成基于任意軸對稱基準(zhǔn)激波的內(nèi)外流一體化軸對稱基準(zhǔn)流場模型。
[0116] 前體激波8-9和后體激波9-31共同組成基準(zhǔn)流場的前緣激波8-9-31。
[0117] 步驟S2、給定飛行器前體前緣線、進(jìn)氣道唇口型線和機(jī)翼前緣線在底部橫截面的 投影曲線，其中進(jìn)氣道唇口型線在底部橫截面的投影曲線為一條圓弧線；從前體前緣線和 進(jìn)氣道唇口型線出發(fā)，在前體-進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場區(qū)中進(jìn)行流線追蹤，生成乘波前體-進(jìn)氣道； 從進(jìn)氣道唇口型線和機(jī)翼前緣線出發(fā)，在后體基準(zhǔn)流場區(qū)中進(jìn)行流線追蹤，生成機(jī)體腹部 乘波面和機(jī)翼乘波面，機(jī)體腹部乘波面和機(jī)翼乘波面共同組成后體乘波面。
[0118] 如圖11所示，給定二維開環(huán)曲線39-40-41，該曲線作為飛行器前體前緣線在底部 橫截面32的投影曲線，簡稱為前體前緣線投影曲線39-40-41，其中，點39是飛行器前體前緣 線投影曲線與進(jìn)氣道唇口橫截面10的激波輪廓線36的左交點，點41是飛行器前體前緣線投 影曲線與進(jìn)氣道唇口橫截面10的激波輪廓線36的右交點，點40是前體前緣線投影曲線39- 40-41在縱向?qū)ΨQ面上的點。激波輪廓線36和激波輪廓線37的圓心重合于點35。激波輪廓線 36表示前緣激波在進(jìn)氣道唇口橫截面10位置的輪廓線，該輪廓線為一個圓；激波輪廓線37 表示前緣激波在底部橫截面32位置的輪廓線，該輪廓線為一個圓。
[0119] 給定二維圓弧線39-43-41，該曲線作為進(jìn)氣道唇口型線在底部橫截面32的投影曲 線，簡稱為進(jìn)氣道唇口型線投影曲線39-43-41。給定左機(jī)翼前緣線投影曲線38-39和右機(jī)翼 前緣線投影曲線41-42,曲線38-39,41-42分別為左、右機(jī)翼前緣線在底部橫截面32的投影 曲線，其中，點38為左機(jī)翼前緣線投影曲線38-39與激波輪廓線37的左交點，點42為右機(jī)翼 前緣線投影曲線41-42與激波輪廓線37的右交點，點43表示進(jìn)氣道唇口型線投影曲線39-43-41在縱向?qū)ΨQ面的點。
[0120]應(yīng)用自由流線法，由前體前緣線投影曲線39-40-41、進(jìn)氣道唇口型線投影曲線39-43-41和機(jī)翼前緣線投影曲線(包括左機(jī)翼前緣線投影曲線38-39和右機(jī)翼前緣線投影曲線 41-42)，分別計算前體前緣線、進(jìn)氣道唇口型線和機(jī)翼前緣線。
[0121 ]從前體前緣線和進(jìn)氣道唇口型線出發(fā)，在前體-進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場區(qū)8-11-14-27-30-26-9中進(jìn)行流線追蹤，求解經(jīng)過前體前緣線和進(jìn)氣道唇口型線的所有流線，直至基準(zhǔn)流 場模型的進(jìn)氣道出口橫截面位置29,進(jìn)而得到進(jìn)氣道出口型線，即閉環(huán)曲線44-45-46-47-44，其中44表示進(jìn)氣道唇口型線44-45-46-47-44的左端點；點45表示進(jìn)氣道唇口型線44-45-46-47-44在縱向?qū)ΨQ面的上端點；點46表示進(jìn)氣道唇口型線44-45-46-47-44的右端點； 點47表示進(jìn)氣道唇口型線44-45-46-47-44在縱向?qū)ΨQ面的下端點。
[0122] 如圖12所示，將經(jīng)過前體前緣線左側(cè)的所有流線放樣成流面51，將經(jīng)過進(jìn)氣道唇 口型線左側(cè)的所有進(jìn)氣道下壁面的流線放樣成流面52,流面51和流面52組成前體-進(jìn)氣道 的左側(cè)，將前體-進(jìn)氣道的左側(cè)鏡像生成前體-進(jìn)氣道的右側(cè)，前體-進(jìn)氣道的左側(cè)和右側(cè)組 成前體-進(jìn)氣道。
[0123] 從進(jìn)氣道唇口型線和機(jī)翼前緣線出發(fā)，在后體基準(zhǔn)流場區(qū)中進(jìn)行流線追蹤，求解 經(jīng)過進(jìn)氣道唇口型線和機(jī)翼前緣線的所有流線，直至底部橫截面32位置，進(jìn)而分別得到機(jī) 體腹部后緣線(48-49-50)和機(jī)翼后緣線(包括左機(jī)翼后緣線38-48和右機(jī)翼后緣線50-42)， 其中點48表示機(jī)體腹部后緣線的左端點；點49表示機(jī)體腹部后緣線在縱向?qū)ΨQ面的點；點 50表示機(jī)體腹部后緣線的右端點。如圖13所示，將經(jīng)過左側(cè)機(jī)翼前緣線的所有流線放樣成 流面54,作為左側(cè)機(jī)翼乘波面，并將經(jīng)過進(jìn)氣道唇口型線左側(cè)的所有后體的流線放樣成流 面53,作為左側(cè)機(jī)體腹部乘波面，將左側(cè)機(jī)翼乘波面和左側(cè)機(jī)體腹部乘波面鏡像，得到機(jī)翼 乘波面和機(jī)體腹部乘波面，機(jī)翼乘波面和機(jī)體腹部乘波面組成后體乘波面。
[0124] 所述應(yīng)用自由流線法，由前體前緣線投影曲線39-40-41和進(jìn)氣道唇口型線投影曲 線39-43-41，分別計算前體前緣線和進(jìn)氣道唇口型線，其實現(xiàn)方式如下所述。
[0125] 如圖14所示，設(shè)點55是前體前緣線投影曲線39-40-41或進(jìn)氣道唇口型線投影曲線 39-43-41上的一個離散點，用經(jīng)過點55并與圓柱坐標(biāo)系的軸向坐標(biāo)軸x平行的直線56與前 體激波8-9相交于交點57,交點57是與點55相對應(yīng)的前體前緣線或進(jìn)氣道唇口型線上的點， 簡稱為前體前緣點或進(jìn)氣道唇口點57,直線56(點57和點55的連線）即為經(jīng)過前體前緣點或 進(jìn)氣道唇口點57的自由流線;從前體前緣點或進(jìn)氣道唇口點57出發(fā)，將前體-進(jìn)氣道基準(zhǔn)流 場區(qū)中各特征線網(wǎng)格節(jié)點上的位置坐標(biāo)和流動參數(shù)作為已知條件(其中：位置坐標(biāo)為特征 線網(wǎng)格節(jié)點在圓柱坐標(biāo)系下軸向坐標(biāo)軸x上的坐標(biāo)值和徑向坐標(biāo)軸r上的坐標(biāo)值，流動參數(shù) 包括當(dāng)?shù)仂o壓、當(dāng)?shù)孛芏?、?dāng)?shù)厮俣?、?dāng)?shù)亓鲃臃较蚪牵昧骶€追蹤方法求解流線58，直 至進(jìn)氣道出口橫截面29，流線58即在前體-進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場區(qū)中經(jīng)過點57的流線。流線58在 進(jìn)氣道出口橫截面29上的末端點59是進(jìn)氣道出口型線上的點，簡稱進(jìn)氣道出口點。
[0126] 用上述相同方法，求解得到所有前體前緣點和進(jìn)氣道唇口點，以及經(jīng)過前體前緣 點和進(jìn)氣道唇口點的所有流線，并得到與前體前緣點相對應(yīng)的進(jìn)氣道出口點以及與進(jìn)氣道 唇口點相對應(yīng)的進(jìn)氣道出口點；所有前體前緣點組成前體前緣線，所有進(jìn)氣道唇口點組成 進(jìn)氣道唇口型線，所有與前體前緣點相對應(yīng)的進(jìn)氣道出口點組成進(jìn)氣道出口型線的上壁面 (44-45-46)，所有與進(jìn)氣道唇口點相對應(yīng)的進(jìn)氣道出口點組成進(jìn)氣道出口型線的下壁面 (44-47-46)，上壁面(44-45-46)和下壁面(44-47-46)共同組成進(jìn)氣道出口型線（閉環(huán)曲線 44-45-46-47-44)。
[0127] 所述由自由流線法生成機(jī)翼前緣線的實現(xiàn)方式，以及生成機(jī)翼后緣線(包括左機(jī) 翼后緣線38-48和右機(jī)翼后緣線50-42)和機(jī)體腹部后緣線（48-49-50)的實現(xiàn)方式如下所 述：
[0128] 如圖15所示，設(shè)點60是機(jī)翼前緣線投影曲線(包括左機(jī)翼前緣線投影曲線38-39和 右機(jī)翼前緣線投影曲線41-42)或進(jìn)氣道唇口型線投影曲線(39-43-41)上的一個離散點，用 經(jīng)過點60并與圓柱坐標(biāo)系的軸向坐標(biāo)軸x平行的直線61與后體激波9-31相交于一點，該點 是與點60相對應(yīng)的機(jī)翼前緣線上或進(jìn)氣道唇口型線上的點，簡稱為機(jī)翼前緣點或進(jìn)氣道唇 口點62,直線61 (點62和點60的連線）即為經(jīng)過機(jī)翼前緣點或進(jìn)氣道唇口點62的自由流線； 從機(jī)翼前緣點或進(jìn)氣道唇口點62出發(fā)，將后體基準(zhǔn)流場區(qū)中特征線網(wǎng)格節(jié)點上的位置坐標(biāo) 和流動參數(shù)作為已知條件(其中，位置坐標(biāo)為特征線網(wǎng)格節(jié)點在圓柱坐標(biāo)系下軸向坐標(biāo)軸x 上的坐標(biāo)值和徑向坐標(biāo)軸r上的坐標(biāo)值，流動參數(shù)包括當(dāng)?shù)仂o壓、當(dāng)?shù)孛芏?、?dāng)?shù)厮俣?、?dāng)?shù)?流動方向角），利用流線追蹤方法(流線追蹤方法為本領(lǐng)域的公知技術(shù)，具體可參見"《基于 特征線理論的流線追蹤內(nèi)轉(zhuǎn)向進(jìn)氣道設(shè)計方法研究》，衛(wèi)鋒，國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)學(xué)位論文， 2012，p67-69"）求解流線63，直至底部橫截面32，63表示在后體基準(zhǔn)流場區(qū)中經(jīng)過點62的流 線，流線63在底部橫截面32上的末端點64是機(jī)翼后緣線或機(jī)體腹部后緣線上的點，簡稱為 機(jī)翼后緣點或機(jī)體腹部后緣點。由于機(jī)翼后緣線和機(jī)體腹部后緣線組成后體后緣線，因此 機(jī)翼后緣點和機(jī)體腹部后緣點也稱為后體后緣點。
[0129] 用上述相同方法，求解得到所有機(jī)翼前緣點，以及經(jīng)過機(jī)翼前緣點和進(jìn)氣道唇口 點的所有流線，并得到所有機(jī)翼后緣點和機(jī)體腹部后緣點，其中進(jìn)氣道唇口點對應(yīng)機(jī)體腹 部后緣點。所有左機(jī)翼前緣點和右機(jī)翼前緣點分別組成左機(jī)翼前緣線和右機(jī)翼前緣線，所 有左機(jī)翼后緣點和右機(jī)翼后緣點分別組成左機(jī)翼后緣線和右機(jī)翼后緣線。左機(jī)翼前緣線和 右機(jī)翼前緣線組成機(jī)翼前緣線，左機(jī)翼后緣線(38-48)和右機(jī)翼后緣線(50-42)組成機(jī)翼后 緣線。所有機(jī)體腹部后緣點組成機(jī)體腹部后緣線(48-49-50)。機(jī)翼后緣線和機(jī)體腹部后緣 線（48-49-50)組成后體后緣線（38-48-49-50-42)。
[0130] 步驟S3、采用自由流面作為飛行器上表面，上表面與乘波前體-進(jìn)氣道、后體乘波 面共同組成乘波機(jī)體-進(jìn)氣道一體化構(gòu)型，命名為高超聲速內(nèi)外流一體化全乘波飛行器。
[0131 ]如圖16所示，所述乘波前體-進(jìn)氣道、后體乘波面和上表面組成了乘波機(jī)體-進(jìn)氣 道一體化構(gòu)型，命名為高超聲速內(nèi)外流一體化全乘波飛行器。
[0132] 如圖17所示，所述采用自由流面作為飛行器上表面，自由流面是由飛行器前體前 緣線在底部橫截面的投影曲線(39-40-41)和機(jī)翼前緣線在底部橫截面的投影曲線(38-39， 41-42)與前體前緣線（65-66-67)和機(jī)翼前緣線(包括左機(jī)翼前緣線38-65和右機(jī)翼前緣線 67-42)直接放樣生成的，其中點65表示前體前緣線的左端點，點66表示前體前緣線在縱向 對稱面的點，點67表示前體前緣線的右端點。
[0133] 基于任意軸對稱基準(zhǔn)激波的高超聲速內(nèi)外流一體化全乘波飛行器的設(shè)計原理如 圖18所示，在超聲速來流條件1作用下，設(shè)計任意軸對稱基準(zhǔn)激波，然后在該基準(zhǔn)激波波后 構(gòu)建高超聲速內(nèi)外流一體化全乘波飛行器。
[0134] 高超聲速內(nèi)外流一體化全乘波飛行器在設(shè)計狀態(tài)下全乘波效果的理論示意如圖 19所示，在超聲速來流條件1作用下，"前體"激波面貼附在飛行器前體前緣，"后體"乘波面 貼附在進(jìn)氣道唇口和機(jī)翼前緣；由于"前體"激波面和"后體"激波面共同組成前緣激波面， 因此整個飛行器乘坐在前緣激波面上，即飛行器是全乘波的；與此同時，"前體"激波面也貼 附在唇口前緣，即前體激波是封口的，確保了乘波前體為進(jìn)氣道高效捕獲預(yù)壓縮氣流。
[0135] 高超聲速內(nèi)外流一體化全乘波飛行器在設(shè)計狀態(tài)下全乘波效果的數(shù)值模擬結(jié)果 如圖20所示，圖20示出了如圖16所示的高超聲速內(nèi)外流一體化全乘波飛行器數(shù)值模擬結(jié)果 的壓力等值線分布。圖中展示了 2個前體橫截面、1個唇口橫截面和3個后體橫截面的激波形 態(tài)，三類激波分別稱為前體橫截面激波、唇口橫截面激波和后體橫截面激波。前體橫截面激 波貼附在前體前緣，表明前體乘波，后體橫截面激波貼附在后體前緣，表明后體乘波，前體 和后體均乘波，即飛行器是全乘波的；唇口橫截面激波貼附在進(jìn)氣道唇口，表明前體激波是 封口的，確保了乘波前體為進(jìn)氣道高效捕獲預(yù)壓縮氣流。
[0136] 綜上所述，雖然本發(fā)明已以較佳實施例揭露如上，然其并非用以限定本發(fā)明，任何 本領(lǐng)域普通技術(shù)人員，在不脫離本發(fā)明的精神和范圍內(nèi)，當(dāng)可作各種更動與潤飾，因此本發(fā) 明的保護(hù)范圍當(dāng)視權(quán)利要求書界定的范圍為準(zhǔn)。
【主權(quán)項】
1. 一種高超聲速內(nèi)外流一體化全乘波飛行器設(shè)計方法，其特征在于:包括以下步驟：51. 設(shè)計基于任意軸對稱基準(zhǔn)激波的內(nèi)外流一體化軸對稱基準(zhǔn)流場模型；52. 給定飛行器前體前緣線、進(jìn)氣道唇口型線和機(jī)翼前緣線在底部橫截面的投影曲線， 其中進(jìn)氣道唇口型線在底部橫截面的投影曲線為一條圓弧線;從前體前緣線和進(jìn)氣道唇口 型線出發(fā)，在前體-進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場區(qū)中進(jìn)行流線追蹤，生成乘波前體-進(jìn)氣道;從進(jìn)氣道唇 口型線和機(jī)翼前緣線出發(fā)，在后體基準(zhǔn)流場區(qū)中進(jìn)行流線追蹤，生成機(jī)體腹部乘波面和機(jī) 翼乘波面，機(jī)體腹部乘波面和機(jī)翼乘波面共同組成后體乘波面；53. 采用自由流面作為上表面，上表面與乘波前體-進(jìn)氣道、后體乘波面共同組成乘波 機(jī)體-進(jìn)氣道一體化構(gòu)型，即為高超聲速內(nèi)外流一體化全乘波飛行器。2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的高超聲速內(nèi)外流一體化全乘波飛行器設(shè)計方法，其特征在于， Sl包括以下步驟： SI. 1給定前體激波8-9和超聲速來流條件，并將經(jīng)過前體激波末端點且垂直于X軸的橫 截面作為基準(zhǔn)流場的進(jìn)氣道唇口橫截面10，其中前體激波末端點也是進(jìn)氣道唇口點9;應(yīng)用 有旋特征線理論，由超聲速來流條件1和前體激波8-9,求解得到前體-進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場區(qū)的 前體激波依賴區(qū)8-11-9;與此同時，求解得到經(jīng)過前體激波起始點8的流線8-11，將流線8-11作為前體壁面的前段型線，其中點11表示經(jīng)過進(jìn)氣道唇口點9的左行馬赫線11-9與前體 壁面型線的交點； SI. 2給定前體-進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場區(qū)的等熵壓縮區(qū)的壁面型線11-12,應(yīng)用有旋特征線理 論，由左行馬赫線11 _9和壁面型線11_12，求解由左行馬赫線11_9、右行馬赫線9_13以及壁 面型線11-13所包圍的等熵壓縮區(qū)11-13-9,其中點13表示經(jīng)過進(jìn)氣道唇口點9的右行馬赫 線與壁面型線11-12的交點； SI. 3將進(jìn)氣道唇口點9作為唇口反射激波9-14的起始點，給定反射激波9-14波后的流 動方向角分布，利用預(yù)估-校正的迭代算法，求解唇口反射激波9-14的位置和形狀，直至唇 口反射激波9-14與壁面型線11-13交于點14,并將唇口反射激波9-14與壁面型線11-12的交 點14作為基準(zhǔn)流場進(jìn)氣道的肩點;最后利用斜激波關(guān)系式求解唇口反射激波9-14波后的流 動參數(shù)分布；由左行馬赫線11-9、壁面型線11-14和唇口反射激波9-14所圍區(qū)域是前體-進(jìn) 氣道基準(zhǔn)流場區(qū)的等熵主壓縮區(qū)11-14-9; SI. 4應(yīng)用有旋特征線理論，由唇口反射激波9-14的位置和波后流動參數(shù)，求解唇口反 射激波依賴區(qū)9-26-14,直至經(jīng)過進(jìn)氣道唇口點9的流線與經(jīng)過點14的右行馬赫線26-14交 于點26,并得到流線9-26;將流線9-26作為唇罩內(nèi)壁面的前段型線，點26為唇罩內(nèi)壁面的前 段型線的末端點； SI. 5首先給定唇口反射激波9-14與壁面型線11-12的交點14右側(cè)的中心體壁面型線 14-27以及該型線上的馬赫數(shù)分布，其中點27為中心體壁面型線的末端點；同時使中心體壁 面型線14-27在點14位置的切向角與當(dāng)?shù)亓鲃臃较蚪侵睾?然后給定基準(zhǔn)流場模型的進(jìn)氣 道出口橫截面29與點14沿X方向的距離，即給定了基準(zhǔn)流場模型的進(jìn)氣道出口橫截面29的 位置;最后利用有旋特征線理論，由右行馬赫數(shù)26-14的位置坐標(biāo)和流動參數(shù)、中心體壁面 型線14-27以及該型線上的馬赫數(shù)分布，求解前體-進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場區(qū)的穩(wěn)定區(qū)26-30-27-14,直至經(jīng)過唇罩內(nèi)壁面的前段型線的末端點26的流線與經(jīng)過中心體壁面型線的末端點27 的右行馬赫線交于點30，得到流線26-30;將流線26-30作為唇罩內(nèi)壁面的后段型線，點30表 示唇罩內(nèi)壁面的后段型線的末端點； 前體激波依賴區(qū)8-11-9、等熵主壓縮區(qū)11-14-9、唇口反射激波依賴區(qū)9-26-14和穩(wěn)定 區(qū)26-30-27-14共同組成前體-進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場區(qū)8-11-14-27-30-26-9; Sl. 6給定后體激波9-31的形狀，其中點31表示后體激波在底部橫截面的末端點，并將 經(jīng)過點31的橫截面作為基準(zhǔn)流場的底部橫截面;應(yīng)用有旋特征線理論，由超聲速來流條件 和后體激波9-31，求解得到后體激波依賴區(qū)9-33-31，并得到經(jīng)過進(jìn)氣道唇口點9的流線9-33,將流線9-33作為基準(zhǔn)流場模型的唇罩外壁面的前段型線；點33表示基準(zhǔn)流場模型的唇 罩外壁面的前段型線的末端點； SI. 7給定后體基準(zhǔn)流場區(qū)的壁面型線33-34的形狀，其中點34表示基準(zhǔn)流場模型的唇 罩外壁面的后段型線的末端點;應(yīng)用有旋特征線理論，求解后體基準(zhǔn)流場區(qū)的主膨脹區(qū)33-34-31； 后體激波依賴區(qū)9-33-31和主膨脹區(qū)33-34-31共同組成后體基準(zhǔn)流場區(qū)9-33-34-31; 前體-進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場區(qū)8-11-14-27-30-26-9和后體基準(zhǔn)流場區(qū)9-33-34-31共同組成 基于任意軸對稱基準(zhǔn)激波的內(nèi)外流一體化軸對稱基準(zhǔn)流場模型； 前體激波8-9和后體激波9-31共同組成基準(zhǔn)流場的前緣激波8-9-31。3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的高超聲速內(nèi)外流一體化全乘波飛行器設(shè)計方法，其特征在于： SI.3中利用預(yù)估-校正的迭代方法求解唇口反射激波9-14的位置和形狀方法如下： 反射激波9-14的起始點是進(jìn)氣道唇口點9,反射激波9-14與左行馬赫線的交點簡稱為 激波點，求解唇口反射激波9-14的位置和形狀就是求解所有激波點的坐標(biāo)值，直至唇口反 射激波9-14與壁面型線11-13的交點14; 針對唇口反射激波9 -14上任意兩個相鄰的激波點，其中靠近進(jìn)氣道唇口點9的激波點 定義為上游激波點，遠(yuǎn)離進(jìn)氣道唇口點9的激波點定義為下游激波點，由上游激波點的坐標(biāo) 值求解下游激波點的坐標(biāo)值方法如下： 特征線網(wǎng)格節(jié)點是左行特征線與右行特征線的交點，特征線網(wǎng)格節(jié)點的位置坐標(biāo)和流 動參數(shù)均可通過有旋特征線方法求解得到，其中位置坐標(biāo)為特征線網(wǎng)格節(jié)點在圓柱坐標(biāo)系 下軸向坐標(biāo)軸X上的坐標(biāo)值和徑向坐標(biāo)軸r上的坐標(biāo)值，流動參數(shù)包括當(dāng)?shù)仂o壓、當(dāng)?shù)孛芏取?當(dāng)?shù)厮俣群彤?dāng)?shù)亓鲃臃较蚪牵? 預(yù)估-校正的迭代方法中的預(yù)估方程如式(1)所示，校正的迭代方程如式(2)所示：其中，X為圓柱坐標(biāo)系的軸向坐標(biāo)軸的坐標(biāo)，r為圓柱坐標(biāo)系的徑向坐標(biāo)軸的坐標(biāo)，ri為 上游激波點在圓柱坐標(biāo)系的徑向坐標(biāo)軸的值，i為激波點的位置編號，Ax為下游和上游激 波點在X方向的差值，β是唇口反射激波的當(dāng)?shù)丶げń?，所述?dāng)?shù)丶げń鞘羌げㄅc波前速度 方向的夾角；'是下游激波點預(yù)估后的 r值，G是下游激波點校正η次之后所得到的^直； θ1;1是上游激波點的波前的當(dāng)?shù)亓鲃臃较蚪铅ㄖ担圬笆窍掠渭げc校正η-I次之后所得到 的波前的當(dāng)?shù)亓鲃臃较蚪铅ㄖ?，由同一條左行馬赫線上的相鄰特性線網(wǎng)格節(jié)點的Θ值線 性插值得到;私是上游激波點的m直，漢:^是下游激波點校正n-1次之后所得到的β值，漢G1由 式（3)求解得到： 其中，M,=,和€=分別為下游激波點校正η-1次之后所得到的波前的當(dāng)?shù)伛R赫數(shù)M值和 當(dāng)?shù)亓鲃臃较蚪铅戎?，Cl11由同一條左行馬赫線上的相鄰特性線網(wǎng)格節(jié)點的Θ值線性插值得 至Ι」；θ 1+1,2是下游激波點的波后的當(dāng)?shù)亓鲃臃较蚪铅ㄖ?，?+1,2是已知條件，其可以根據(jù)反射激 波9-14波后的流動方向角分布得到。4. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的高超聲速內(nèi)外流一體化全乘波飛行器設(shè)計方法，其特征在于： SI.3中利用斜激波關(guān)系式求解唇口反射激波9-14波后流動參數(shù)的公式如(4)~(8)所示：其中，β是唇口反射激波的當(dāng)?shù)丶げń?，所述?dāng)?shù)丶げń鞘羌げㄅc波前速度方向的夾 角，△ Θ是唇口反射激波的當(dāng)?shù)貧饬髌D(zhuǎn)角，Q1是唇口反射激波波前的當(dāng)?shù)亓鲃臃较蚪?，Mi是 唇口反射激波波前的當(dāng)?shù)伛R赫數(shù)，P 1是唇口反射激波波前的當(dāng)?shù)仂o壓，P1是唇口反射激波波 前的當(dāng)?shù)孛芏?，V1是唇口反射激波波前的當(dāng)?shù)厮俣?，?2是唇口反射激波波后的當(dāng)?shù)亓鲃臃较?角，P2是唇口反射激波波后的當(dāng)?shù)仂o壓，P2是唇口反射激波波后的當(dāng)?shù)孛芏?，V 2是唇口反射 激波波后的當(dāng)?shù)厮俣取?. 根據(jù)權(quán)利要求4所述的高超聲速內(nèi)外流一體化全乘波飛行器設(shè)計方法，其特征在于： Sl. 3中，在激波點處的唇口反射激波的微元與激波點處的唇口反射激波波前速度方向的夾 角是唇口反射激波在激波點處的當(dāng)?shù)丶げń铅?激波點處的唇口反射激波波前速度方向與 圓柱坐標(biāo)系的軸向坐標(biāo)軸的夾角是唇口反射激波在激波點位置的波前流動方向角θ 1;激波 點處的唇口反射激波波后速度方向與圓柱坐標(biāo)系的軸向坐標(biāo)軸的夾角是唇口反射激波在 激波點位置的波后流動方向角θ 2;激波點處的唇口反射激波波前速度方向與激波點處的唇 口反射激波波后速度方向的夾角是唇口反射激波在激波點位置的當(dāng)?shù)貧饬髌D(zhuǎn)角A Θ。6. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的高超聲速內(nèi)外流一體化全乘波飛行器設(shè)計方法，其特征在于： 步驟S2的方法為： 給定前體前緣線投影曲線39-40-41，其中，點39是飛行器前體前緣線投影曲線與進(jìn)氣 道唇口橫截面10的激波輪廓線36的左交點，點41是飛行器前體前緣線投影曲線與進(jìn)氣道唇 口橫截面10的激波輪廓線36的右交點，點40是前體前緣線投影曲線39-40-41在縱向?qū)ΨQ面 上的點；激波輪廓線36和激波輪廓線37的圓心重合于點35;其中激波輪廓線36為前緣激波 在進(jìn)氣道唇口橫截面10位置的輪廓線，該輪廓線為一個圓；激波輪廓線37是前緣激波在底 部橫截面32位置的輪廓線，該輪廓線為一個圓； 給定進(jìn)氣道唇口型線投影曲線39-43-41，給定機(jī)翼前緣線投影曲線，機(jī)翼前緣線投影 曲線包括左機(jī)翼前緣線投影曲線38-39和右機(jī)翼前緣線投影曲線41-42,其中，點38為左機(jī) 翼前緣線投影曲線38-39與激波輪廓線37的左交點，42為右機(jī)翼前緣線投影曲線41-42與激 波輪廓線37的右交點，43表示進(jìn)氣道唇口型線投影曲線39-43-41在縱向?qū)ΨQ面的點； 應(yīng)用自由流線法，由前體前緣線投影曲線39-40-41、進(jìn)氣道唇口型線投影曲線39-43-41和機(jī)翼前緣線投影曲線38-39和41-42,分別計算前體前緣線、進(jìn)氣道唇口型線和機(jī)翼前 緣線； 從前體前緣線和進(jìn)氣道唇口型線出發(fā)，在前體-進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場區(qū)8-11-14-27-30-26-9中進(jìn)行流線追蹤，求解經(jīng)過前體前緣線和進(jìn)氣道唇口型線的所有流線，直至基準(zhǔn)流場模型 的進(jìn)氣道出口橫截面29位置處，進(jìn)而得到進(jìn)氣道出口型線即閉環(huán)曲線44-45-46-47-44，其 中44表示進(jìn)氣道唇口型線44-45-46-47-44的左端點；45表示進(jìn)氣道唇口型線44-45-46-47-44在縱向?qū)ΨQ面的上端點；46表示進(jìn)氣道唇口型線44-45-46-47-44的右端點；47表示進(jìn)氣 道唇口型線44-45-46-47-44在縱向?qū)ΨQ面的下端點； 將經(jīng)過前體前緣線左側(cè)的所有流線放樣成流面51，將經(jīng)過進(jìn)氣道唇口型線左側(cè)的所有 進(jìn)氣道下壁面的流線放樣成流面52,流面51和流面52組成前體-進(jìn)氣道的左側(cè)，將前體-進(jìn) 氣道的左側(cè)鏡像生成前體-進(jìn)氣道的右側(cè)，前體-進(jìn)氣道的左側(cè)和右側(cè)組成前體-進(jìn)氣道； 從進(jìn)氣道唇口型線和機(jī)翼前緣線出發(fā)，在后體基準(zhǔn)流場區(qū)中進(jìn)行流線追蹤，求解經(jīng)過 進(jìn)氣道唇口型線和機(jī)翼前緣線的所有流線，直至底部橫截面32位置，進(jìn)而分別得到機(jī)體腹 部后緣線48-49-50和機(jī)翼后緣線，其中點48表示機(jī)體腹部后緣線的左端點；點49表示機(jī)體 腹部后緣線在縱向?qū)ΨQ面的點；點50表示機(jī)體腹部后緣線的右端點；將經(jīng)過左側(cè)機(jī)翼前緣 線的所有流線放樣成流面54,作為左側(cè)機(jī)翼乘波面，并將經(jīng)過進(jìn)氣道唇口型線左側(cè)的所有 后體的流線放樣成流面53,作為左側(cè)機(jī)體腹部乘波面，將左側(cè)機(jī)翼乘波面和左側(cè)機(jī)體腹部 乘波面鏡像，得到機(jī)翼乘波面和機(jī)體腹部乘波面，機(jī)翼乘波面和機(jī)體腹部乘波面組成后體 乘波面。7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的高超聲速內(nèi)外流一體化全乘波飛行器設(shè)計方法，其特征在于： 步驟S2中應(yīng)用自由流線法，由前體前緣線投影曲線39-40-41、進(jìn)氣道唇口型線投影曲線39-43-41、左機(jī)翼前緣線投影曲線38-39和右機(jī)翼前緣線投影曲線41-42,分別計算前體前緣線 和進(jìn)氣道唇口型線的實現(xiàn)方式如下： 設(shè)點55是前體前緣線投影曲線39-40-41或進(jìn)氣道唇口型線投影曲線39-43-41上的一 個離散點，用經(jīng)過點55并與圓柱坐標(biāo)系的軸向坐標(biāo)軸X平行的直線56與前體激波8-9相交于 一點，該交點是與點55相對應(yīng)的前體前緣線或進(jìn)氣道唇口型線上的點，稱該交點為前體前 緣點或進(jìn)氣道唇口點57;直線56為點57和點55之間的連線，即為經(jīng)過前體前緣點或進(jìn)氣道 唇口點57的自由流線;從前體前緣點或進(jìn)氣道唇口點57出發(fā)，將前體-進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場區(qū)中 各特征線網(wǎng)格節(jié)點上的位置坐標(biāo)和流動參數(shù)作為已知條件，利用流線追蹤方法求解流線 58,直至進(jìn)氣道出口橫截面29,流線58即在前體-進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場區(qū)中經(jīng)過點57的流線；流 線58在進(jìn)氣道出口橫截面29上的末端點59是進(jìn)氣道出口型線上的點，簡稱進(jìn)氣道出口點； 用上述相同方法，求解得到所有前體前緣點和進(jìn)氣道唇口點，以及經(jīng)過前體前緣點和 進(jìn)氣道唇口點的所有流線，并得到與前體前緣點相對應(yīng)的進(jìn)氣道出口點以及與進(jìn)氣道唇口 點相對應(yīng)的進(jìn)氣道出口點； 所有前體前緣點組成前體前緣線，所有進(jìn)氣道唇口點組成進(jìn)氣道唇口型線，所有與前 體前緣點相對應(yīng)的進(jìn)氣道出口點組成進(jìn)氣道出口型線的上壁面44-45-46，所有與進(jìn)氣道唇 口點相對應(yīng)的進(jìn)氣道出口點組成進(jìn)氣道出口型線的下壁面44-47-46,上壁面44-45-46和下 壁面44-47-46共同組成進(jìn)氣道出口型線。8.根據(jù)權(quán)利要求6所述的高超聲速內(nèi)外流一體化全乘波飛行器設(shè)計方法，其特征在于： 步驟S2中機(jī)翼前緣線、機(jī)翼后緣線和機(jī)體腹部后緣線48-49-50的獲取方式如下： 設(shè)點60是機(jī)翼前緣線投影曲線或進(jìn)氣道唇口型線投影曲線39-43-41上的一個離散點， 用經(jīng)過點60并與圓柱坐標(biāo)系的軸向坐標(biāo)軸X平行的直線61與后體激波9-31相交于一點，該 交點是與點60相對應(yīng)的機(jī)翼前緣線上或進(jìn)氣道唇口型線上的點，稱該交點為機(jī)翼前緣點或 進(jìn)氣道唇口點62;直線61為點62和點60的連線，即為經(jīng)過機(jī)翼前緣點或進(jìn)氣道唇口點62的 自由流線； 從機(jī)翼前緣點或進(jìn)氣道唇口點62出發(fā)，將后體基準(zhǔn)流場區(qū)中特征線網(wǎng)格節(jié)點上的位置 坐標(biāo)和流動參數(shù)作為已知條件，利用流線追蹤方法求解流線63,直至底部橫截面32,63表示 在后體基準(zhǔn)流場區(qū)中經(jīng)過點62的流線，流線63在底部橫截面32上的末端點64是機(jī)翼后緣線 或機(jī)體腹部后緣線上的點，稱點64為機(jī)翼后緣點或機(jī)體腹部后緣點； 用上述相同方法，求解得到所有機(jī)翼前緣點以及經(jīng)過機(jī)翼前緣點和進(jìn)氣道唇口點的所 有流線，并得到所有機(jī)翼后緣點和機(jī)體腹部后緣點，其中進(jìn)氣道唇口點對應(yīng)機(jī)體腹部后緣 占. 所有左機(jī)翼前緣點和右機(jī)翼前緣點分別組成左機(jī)翼前緣線和右機(jī)翼前緣線，所有左機(jī) 翼后緣點和右機(jī)翼后緣點分別組成左機(jī)翼后緣線和右機(jī)翼后緣線;左機(jī)翼前緣線和右機(jī)翼 前緣線組成機(jī)翼前緣線，左機(jī)翼后緣線38-48和右機(jī)翼后緣線50-42組成機(jī)翼后緣線；所有 機(jī)體腹部后緣點組成機(jī)體腹部后緣線48-49-50;機(jī)翼后緣線和機(jī)體腹部后緣線組成后體后 緣線 38-48-49-50-42。
【文檔編號】B64F5/00GK106005475SQ201610552526
【公開日】2016年10月12日
【申請日】2016年7月14日
【發(fā)明人】丁峰, 柳軍, 沈赤兵, 劉珍, 黃偉, 王源杰, 羅仕超, 陳韶華, 符翔
【申請人】中國人民解放軍國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)