基于變激波角吻切錐理論的滑翔-巡航兩級乘波體設(shè)計方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及高超聲速飛行器氣動外形設(shè)計技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種基于變激波角 吻切錐理論的滑翔-巡航兩級乘波體設(shè)計。
【背景技術(shù)】
[0002] 高超聲速飛行器是指以馬赫5或更高速度在大氣層和跨大氣層中飛行的飛行器。 根據(jù)此類飛行器在飛行中是否有發(fā)動機提供推力，可分為無動力滑翔類和帶動力巡航類兩 種。
[0003] 對于無動力的高超聲速滑翔飛行器，當前主要有兩種飛行方案，即，助推-滑翔式 彈道方案以及基于天基平臺的滑翔式再入彈道方案。這兩種方案的共同特點在于：再入 大氣后進行無動力滑翔飛行，增加射程是滑翔段方案設(shè)計的一個重要目標。高超聲速滑 翔飛行器無需燃料和沖壓發(fā)動機，從而具有實現(xiàn)相對簡單等優(yōu)勢，但無動力致使終端機動 能力受到限制。如美國的滑翔飛行驗證機HTV-2,具體參見Steven H. Walker, Fredrick Rodgers. Falcon Hypersonic Technology Overview. AIAA 2005-3253, 2005. 〇
[0004] 對于帶動力高超聲速巡航飛行器，受沖壓發(fā)動機發(fā)展水平限制，仍處于方案論 證以及前期飛行試驗階段，目前提出的方案均是由助推器將其加速至滿足沖壓發(fā)動機工 作條件的高度和速度后，轉(zhuǎn)為沖壓發(fā)動機工作，進行高超聲速巡航。如美國的巡航飛行 驗證機 X-43A，可參見 Curtis Peebles. Learning from Experience:Case Studies of the Hyper-X Project. AIAA2009-1523, 2009.;美國的巡航飛行驗證機 X-51A，可參見 Joseph M. Hank, etc. The X-51A Scramjet Engine Flight Demonstration Program. AIAA 2008-2540,2008.等。
[0005] 徐明亮，劉魯華等.在《高超聲速滑翔-巡航飛行器方案彈道設(shè)計.飛行力 學(xué)》，2010, 28 (5) : 51-54.中提出了一種新型飛行方案，將滑翔與巡航兩者的優(yōu)勢結(jié)合起來， 采用一種新的飛行彈道方案，即，飛行器本身攜帶具有固定推力、可重復(fù)開啟的沖壓發(fā)動 機，以高超聲速滑翔再入，在距目標達到一定距離或速度降至設(shè)定值時，借助所攜帶的沖壓 發(fā)動機在距離地面特定高度進行高超聲速巡航。
[0006] 對于高超聲速飛行器而言，無論采用以上哪一種飛行方案，保證飛行器良好的氣 動性能都是必須的前提，其中最重要的指標就是保證飛行器具有較高的升阻比（即升力系 數(shù)和阻力系數(shù)的比值）。目前一般的做法是采用乘波體作為飛行器的前體，使得激波后的高 壓區(qū)完全被包裹于飛行器的下部，上下表面沒有流動泄露，利用乘波體良好的氣動性能提 高飛行器的升阻比。
[0007] 乘波體氣動外形設(shè)計需給定設(shè)計馬赫數(shù)、激波角等參數(shù)作為輸入條件，乘波體外 形與設(shè)計輸入?yún)?shù)存在單一對應(yīng)關(guān)系，即一組輸入?yún)?shù)對應(yīng)唯一乘波體外形。而針對高超 聲速滑翔-巡航新型飛行方案，存在兩個不同的主要飛行階段，即高馬赫數(shù)滑翔階段和低 馬赫數(shù)巡航飛行段。因此，使用常規(guī)乘波體設(shè)計方法，不能同時滿足兩個不同飛行馬赫數(shù)下 的乘波體設(shè)計結(jié)果。
[0008] 丁峰等人基于錐導(dǎo)理論進行了高超聲速滑翔-巡航兩級乘波設(shè)計，但錐導(dǎo)法要求 激波出口型線只能是圓弧，進氣道入口外形受到限制，不利于吸氣式?jīng)_壓發(fā)動機工作。同時 基于錐導(dǎo)理論設(shè)計兩級乘波體存在較強的幾何約束，難以根據(jù)任務(wù)需求設(shè)計出符合的兩級 乘波體。具體參見丁峰.高超聲速滑翔-巡航兩級乘波設(shè)計方法研究[D].長沙：國防科 學(xué)與技術(shù)大學(xué)（碩士）.2012.。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0009] 本發(fā)明提供一種基于變激波角吻切錐理論的滑翔-巡航兩級乘波體設(shè)計方法，解 決現(xiàn)有由錐導(dǎo)理論設(shè)計兩級乘波體時激波出口型線只能是圓弧的問題，并解決了吻切錐理 論設(shè)計兩級乘波體滑翔級存在溢流不乘波的問題，使滑翔級和巡航級乘波體均能夠嚴格地 乘波飛行，具有較高的升阻比。
[0010] 為解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明采用的技術(shù)方案是：
[0011] -種基于變激波角吻切錐理論的滑翔-巡航兩級乘波體設(shè)計方法，包括滑翔級乘 波體設(shè)計和巡航級乘波體設(shè)計。首先給定基本型線和設(shè)計參數(shù)，包括兩級乘波體上表面后 緣線、巡航級激波出口型線和滑翔級激波出口型線，巡航級馬赫數(shù)Ma1和激波角β i，滑翔級 馬赫數(shù)Ma2，然后采用吻切錐理論設(shè)計巡航級乘波體，確定巡航級乘波體前緣線，再根據(jù)巡 航級乘波體前緣線和滑翔級激波出口型線在每個吻切平面內(nèi)確定各自的激波角，進而由吻 切錐理論獲得滑翔級基準流場，在滑翔級基準流場中進行流線追蹤設(shè)計滑翔級下表面，保 證兩級乘波體共用一條前緣線，具體步驟如下：
[0012] 巡航級乘波體設(shè)計
[0013] (1)建立坐標系，具體可參見丁峰.高超聲速滑翔-巡航兩級乘波設(shè)計方法研究
[D].長沙：國防科學(xué)與技術(shù)大學(xué)（碩士）. 2012。根據(jù)給定的巡航級激波出口型線，從巡航 級激波出口型線上等間距地取出足夠密的離散點，一般每5mm取一個點，可以保證不同點 產(chǎn)生的流線能夠形成光滑曲面；
[0014] (2)由巡航級激波出口型線上任意一點A點得過A點的曲率圓，A點的曲率圓即為 A點對應(yīng)的吻切錐激波，吻切錐的軸線平行于X軸，B點為曲率圓的圓心，也為吻切錐頂點在 激波出口截面的投影點；B點和A點的連線交兩級乘波體后緣線于C點；
[0015] (3)由給定的巡航級馬赫數(shù)Ma1和激波角β i，通過求解泰勒-麥科爾 (Taylor-Maccoll)錐型流場控制方程獲得吻切錐半錐角δ i，Taylor-Maccoll錐型流場控 制方程如（1)所示。具體求解過程可參見丁峰.高超聲速滑翔-巡航兩級乘波設(shè)計方法研 究[D].長沙：國防科學(xué)與技術(shù)大學(xué)（碩士）. 2012。由B點、A點的坐標和激波角P1可獲 得巡航級吻切錐頂點的坐標，B點和巡航級吻切錐頂點的連線為巡航級過A點吻切面吻切 錐的軸線，B點、A點和吻切錐頂點構(gòu)成過A點的吻切平面，A點和吻切錐頂點的連線為吻切 面內(nèi)的巡航級激波位置；
[0017] 其中，鏟為速度向量，a為聲速，▽為哈密頓算子。
[0018] (4)由C點作平行于過A點吻切錐軸線的直線交巡航級激波于D點，D點即為前緣 占 .
[0019] (5)由D點進行流線追蹤獲得巡航級下表面流線，即E點和D點之間的曲線，E點 為巡航級下表面后緣線上的點，流線追蹤法可參見丁峰.高超聲速滑翔-巡航兩級乘波設(shè) 計方法研究[D].長沙：國防科學(xué)與技術(shù)大學(xué)（碩士）.2012 ;
[0020] (6) -系列前緣點平滑連接構(gòu)成巡航級乘波體的前緣線；一系列下表面流線構(gòu)成 巡航級乘波體下表面；一系列后緣線上的點平滑連接構(gòu)成巡航級下表面后緣線；
[0021] 滑翔級乘波體設(shè)計
[0022] (a)根據(jù)給定的滑翔級激波出口型線，從滑翔級激波出口型線上等間距地取出足 夠密的離散點，同樣每5mm取一個點，可以保證不同點產(chǎn)生的流線能夠形成光滑曲面；同 時，區(qū)別于傳統(tǒng)吻切錐理論設(shè)計乘波體，滑翔級每個吻切面內(nèi)的激波角取值不同。
[0023] (b)由滑翔級激波出口型線上任意一點F點得過F點的曲率圓，F(xiàn)點的曲率圓即為 F點對應(yīng)的吻切錐激波，吻切錐的軸線平行于X軸，G點為曲率圓的圓心，也為對應(yīng)F點的吻 切錐頂點在激波出口截面的投影點；F點和G點的連線交上表面后緣線于H點；
[0024] (c)由H點做平行于X軸的直線交巡航級乘波體前緣線于J點，J點即為過F點的 吻切平面內(nèi)對應(yīng)的前緣點，F(xiàn)點、H點和J點構(gòu)成過F點的吻切平面，過F點吻切平面激波