本發(fā)明涉及臨近空間高超聲速飛行器一體化設(shè)計領(lǐng)域,尤其是涉及一種在滑翔/巡航階段滑翔級與巡航級氣動型面均實現(xiàn)乘波特性的高超聲速滑巡一體雙乘波飛行器設(shè)計方法?。

背景技術(shù)：

1、高超聲速臨近空間飛行器是一類以高超聲速在臨近空間飛行的飛行器,飛行高度介于航空飛行器與航天飛行器之間，處于防空武器和軌道攔截器作戰(zhàn)盲區(qū)，其軍事應(yīng)用價值巨大。

2、臨近空間的重要戰(zhàn)略意義促進(jìn)了針對這一空間飛行器的發(fā)展。這類飛行器按照其自身是否攜帶動力可分為無動力滑翔和帶動力巡航兩種。這兩種飛行器各有優(yōu)缺點，對于無動力滑翔飛行器，其不帶有燃料和發(fā)動機(jī)，結(jié)構(gòu)設(shè)計和氣動布局較為簡單，且飛行試驗容易實現(xiàn)，但是無動力導(dǎo)致其機(jī)動性能較差；對于帶動力高超聲速巡航飛行器，能夠在飛行時實現(xiàn)機(jī)動，控制性能得到提高，同時可以延長飛行器射程。傳統(tǒng)帶動力的高超巡航飛行器由助推器送到?100?多公里的大氣層外，再進(jìn)行彈道式再入。這樣造成近地點航跡傾角過大、過載太大和熱力學(xué)環(huán)境較差等問題?；趦煞N飛行方案的不足，美國提出的ih計劃將滑翔與巡航飛行方案的優(yōu)勢結(jié)合起來，采用這一飛行方案的飛行器攜帶動力系統(tǒng),?以高超聲速無動力滑翔，在滑翔階段的末端開啟沖壓發(fā)動機(jī)進(jìn)行巡航飛行，提高飛行器在飛行軌跡末端的機(jī)動性能。

3、臨近空間新型飛行方案的提出，對飛行器的氣動性能提出了更高的要求。為了滿足在這一領(lǐng)域的需求，臨近空間飛行器通常采用具備優(yōu)良升阻比的氣動構(gòu)型(呼衛(wèi)軍，周軍.臨近空間飛行器攔截策略與攔截武器能力分析[j].現(xiàn)代防御技術(shù),2012,40(1).)。其中，乘波飛行器憑借其出色的氣動性能，在未來的工程應(yīng)用中展現(xiàn)出更加廣闊的前景。目前單獨針對滑翔、巡航飛行方案的研究開展較多，部分成功完成了飛行演示。然而局限于“單點設(shè)計”的乘波式氣動布局難以滿足高超聲速滑翔-巡航飛行器新型彈道方案對在寬速域、泛空域始終保持優(yōu)異氣動性能的需求，當(dāng)前主流的通過變幾何構(gòu)型來滿足多工作點性能要求的方式，盡管有效，但也顯著增加了結(jié)構(gòu)復(fù)雜性和機(jī)體質(zhì)量，從而對高效飛行的實現(xiàn)形成了障礙。綜上，亟需開展對滑巡一體乘波飛行器方面的研究。目前僅有少數(shù)學(xué)者開展了將兩種飛行方案相結(jié)合的乘波飛行器設(shè)計研究，旨在實現(xiàn)大范圍內(nèi)的高效飛行。丁峰基于錐導(dǎo)理論設(shè)計了能在兩個不同的馬赫下均具有乘波性能的構(gòu)型(丁峰.高超聲速滑翔-巡航兩級乘波設(shè)計方法研究[d]:[碩士].長沙:國防科學(xué)與技術(shù)大學(xué):?2012.)，但錐導(dǎo)法的激波出口型線只能是圓弧，進(jìn)氣道入口外形受到限制，不利于乘波體與進(jìn)氣道的一體化設(shè)計。國防科技大學(xué)的王慶文基于吻切錐理論采用兩級乘波體設(shè)計，提出了在滑翔階段通過帶整流罩氣動外形實現(xiàn)高馬赫數(shù)乘波，在巡航階段拋掉整流罩后以乘波前體實現(xiàn)低馬赫數(shù)乘波的設(shè)計思想(王慶文.基于吻切理論的兩級乘波體設(shè)計[d].長沙：國防科技大學(xué)，2015)。盡管這些研究取得了重要進(jìn)展，但在實際應(yīng)用中仍存在一些局限性。例如，大部分研究更多聚焦于外流乘波體的設(shè)計，忽視實際任務(wù)飛行需求中的內(nèi)流研究。此外，采用背馱式組合的兩級乘波體設(shè)計面臨多重挑戰(zhàn)，包括兩級之間的激波干擾、內(nèi)外流相互干擾問題，以及由于迎風(fēng)面積增大帶來的增阻等負(fù)面影響。這些問題都限制了設(shè)計方案的整體性能優(yōu)化。

技術(shù)實現(xiàn)思路

1、本發(fā)明的目的旨在提供一種高超聲速滑巡一體雙乘波飛行器設(shè)計方法?？紤]到現(xiàn)有技術(shù)存在的上述問題以及從背部進(jìn)氣布局在高升阻比方面的優(yōu)勢和正攻角時背部較弱的激波強(qiáng)度所帶來的降低溫度梯度效果中的啟發(fā)，本發(fā)明針對高超聲速滑翔-巡航飛行器在寬速域和泛空域條件下的優(yōu)異氣動性能需求，基于“滑巡一體”理念創(chuàng)新性地提出一種將飛行器背部設(shè)計為滑翔級氣動型面，并結(jié)合另一半部分的巡航級氣動型面的方法。這種滑巡一體高超聲速飛行器設(shè)計，實現(xiàn)滑翔與巡航階段的雙乘波特性，并通過翻轉(zhuǎn)兩級型面來滿足各飛行階段的氣動性能需求，以期為提高定幾何兩級空天飛行器的高效飛行設(shè)計引入新思路。

2、本發(fā)明所述高超聲速滑巡一體雙乘波飛行器設(shè)計方法中，一體化構(gòu)型由滑翔級氣動型面和巡航級氣動型面組成；值得注意的是巡航級氣動型面分為內(nèi)流部分的乘波前體與內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道，外流部分的飛行器乘波機(jī)翼；所述的內(nèi)收縮進(jìn)氣道設(shè)有進(jìn)氣道的壓縮型面、進(jìn)氣道的唇口、進(jìn)氣道的肩部以及進(jìn)氣道的隔離段。

3、本發(fā)明包括以下步驟：

4、(1)設(shè)計巡航級氣動型面的內(nèi)/外流一體化軸對稱基準(zhǔn)流場：根據(jù)高超聲速滑翔-巡航飛行器新型彈道方案要求，以ma7作為內(nèi)/外流一體化軸對稱基準(zhǔn)流場的設(shè)計基準(zhǔn)馬赫數(shù)；根據(jù)巡航飛行器任務(wù)要求，即根據(jù)對前體的氣流預(yù)壓縮性、容積率等設(shè)計合適的激波生成體，通過彎曲流線特征線法（mocc）求解軸對稱流場，確保流場的穩(wěn)定性和效率；根據(jù)進(jìn)氣道捕獲流量需求將生成的軸對稱流場分為內(nèi)部與外部，外部包括外錐激波與生成體之間的外流流場；內(nèi)部包括生成乘波前體的外錐流場與生成進(jìn)氣道內(nèi)錐流場組成的內(nèi)流流場；其中，外錐流場同樣為外錐激波與生成體之間的一部分，在外錐流場的基礎(chǔ)上定義內(nèi)錐激波曲線，同樣通過彎曲流線特征線法求解獲得內(nèi)錐流場，最終，整合內(nèi)外部流場，設(shè)計出內(nèi)/外流一體化軸對稱基準(zhǔn)流場；

5、(2)設(shè)計巡航級氣動型面內(nèi)流部分的前體與內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道：定義設(shè)計巡航級氣動型面的fct（flow?capture?and?transformation）曲線，根據(jù)捕獲流量要求將其劃分成內(nèi)流/外流設(shè)計部分，隨后將內(nèi)流部分的fct曲線與所給定內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道捕獲型線相結(jié)合，在內(nèi)/外流一體化軸對稱基準(zhǔn)流場中流線追蹤得到作為內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道前體的乘波壁面與內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道壓縮型面；進(jìn)氣道外罩壁面與隔離段則采用幾何過渡方式生成，確保結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和氣動性能的連續(xù)性；

6、(3)設(shè)計巡航級氣動型面外流部分的乘波壁面：將外流部分的fct曲線在軸內(nèi)/外流一體化軸對稱基準(zhǔn)流場中流線追蹤得到作為飛行器的乘波機(jī)翼；

7、(4)設(shè)計滑翔級氣動型面的軸對稱基準(zhǔn)流場：根據(jù)高超聲速滑翔-巡航飛行器新型彈道方案要求，以ma10作為構(gòu)建軸對稱基準(zhǔn)流場的設(shè)計基準(zhǔn)馬赫數(shù)；基于最小波阻外錐近似理論，設(shè)計生成滿足容積需求的低阻力軸對稱最小波阻激波生成體，軸對稱基準(zhǔn)流場通過彎曲流線特征線方法計算求解得到；

8、(5)設(shè)計滑翔級氣動型面：一體化構(gòu)型的背部即滑翔級氣動型面同樣設(shè)計為乘波壁面，并且其與巡航級氣動型面共用同樣的三維前緣，根據(jù)三維前緣計算對應(yīng)的進(jìn)氣道捕獲型線，將其離散后在軸對稱基準(zhǔn)流場中利用吻切理論在每個吻切面內(nèi)進(jìn)行流線追蹤，將各吻切面內(nèi)的流線組合即構(gòu)成滑翔級氣動型面，將巡航級和滑翔級兩級氣動型面進(jìn)行對稱式的幾何拼接，最終得到滑巡一體高超聲速飛行器構(gòu)型。

9、在步驟(2)中，所述設(shè)計巡航級氣動型面內(nèi)流部分的前體與內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道能夠?qū)崿F(xiàn)“流向雙乘波”，即飛行器其前體前緣和進(jìn)氣道唇口前緣均能貼附在激波面上，二者的一體化不會其乘波特性造成破壞。

10、在步驟(5)中，所述設(shè)計的滑翔級氣動型面,具體的：在生成滑翔級氣動型面結(jié)構(gòu)時，其采用與巡航級同樣的前緣型線在滑翔級軸對稱流場進(jìn)行流線追蹤；滑巡一體高超聲速飛行器構(gòu)型在滑翔與巡航階段設(shè)計點下均能保持良好的乘波特性。

11、在步驟(1)、步驟(4)中，彎曲激波理論的控制方程如下所示：

12、

13、其中，p為壓力，δ為流動角，μ為馬赫角，ρ為密度，v為流向速度，w為周向速度，γ為比熱比，j為判斷因子，s為流線，l為特征線，φ為周向角度，p為沿流線壓力的導(dǎo)數(shù)，d為氣流角沿流線的導(dǎo)數(shù)，y為笛卡爾坐標(biāo)系內(nèi)縱坐標(biāo)，a為當(dāng)?shù)芈曀佟?/p>

14、與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明的優(yōu)點是：

15、在同時具有內(nèi)流和外流流場的軸對稱基準(zhǔn)流場模型中設(shè)計生成的鼓包前體能夠?qū)崿F(xiàn)來流邊界層的有效排移；本發(fā)明設(shè)計的滑巡一體高超聲速飛行器，通過翻轉(zhuǎn)型面的方式，在新型彈道方案中的滑翔與巡航階段均可實現(xiàn)優(yōu)異的乘波特性。不僅有效提升飛行器全工作包線下的氣動性能，從而實現(xiàn)寬速域、泛空域的高效飛行，同時也滿足了容積率的要求，其結(jié)構(gòu)設(shè)計更加契合未來飛行器的發(fā)展需求。具體地，新型彈道方案載入時處于無動力滑翔狀態(tài)，滑巡一體高超聲速飛行器構(gòu)型背部朝下，腹部進(jìn)氣道受到熱流影響減弱，乘波式的滑翔級氣動型面使得滑翔階段具有優(yōu)良的升阻特性。進(jìn)入巡航階段，翻轉(zhuǎn)朝下的“流向雙乘波”巡航級氣動型面同樣為巡航階段提供良好的乘波特性。