[发明专利]一种高超声速飞行器机身推进一体化外形建模方法

说明书

(一)技术领域：

本发明涉及一种外形建模方法，尤其涉及一种高超声速飞行器机 身推进一体化外形建模方法，属于高超声速飞行器的设计与研制领 域。

(二)背景技术：

以超燃冲压发动机及其组合动力发动机为推进系统的高超声速 飞行器，具有飞行马赫数5以上的高速特点，可广泛应用于快速响应 的导弹、全球侦察及可重复使用航天运载器。这种类型的飞行器具有 机身与推进系统一体化的特点，不能像传统飞行器那样分别设计研制 飞行器机身与发动机推进系统，而是要在一体化的前提下进行同步的 设计与研制。

高超声速飞行器机身推进一体化具体而言即飞行器的前体同时 也是推进系统的进气预压缩部件，而后体同时也是推进系统的燃气排 出部件，因此机身构型与推进系统紧密相连，二者不可分割。由于高 超声速飞行器机身推进一体化的这一特点，使得该飞行器的气动特性 和推进系统的性能产生了强烈的耦合关系，而分析研究二者的耦合关 系以及开展高超声速飞行器机身推进一体化的设计必须要有一个共 同的设计对象，在二者的设计变量发生改变的时候能够生成新的飞行 器的几何外形。另外，对高超声速飞行器进行气动力、气动热、结构 等分学科的分析，以及风洞试验中试验模型的设计制造，也都需要一 种快速的飞行器几何外形三维建模的方法。

目前在国内外高超声速飞行器设计研制领域，对于高超声速飞行 器的几何建模，主要存在两个主要的问题，一是设计参数不明确，只 描述了各部件局部的曲线方程，没有给出一套完整的能够驱动几何外 形变化的设计参数，不便于总体设计与多学科设计优化过程采用；二 是没有能体现高超声速飞行器机身推进一体化的特点，仅说明整个飞 行器外形的生成方法，没有体现出推进系统的流动型面对机身外形的 影响。另外，目前工程上广泛使用的三维几何建模软件如Pro/E， CATIA，SolidWorks等都有参数化建模的功能，主要是采用尺寸驱动 的原理，这种参数化建模的方法对于型面较为简单的工业零件来说是 适用的，但对于飞行器几何外形的参数化仍然没有系统的解决办法， 主要是由于飞行器几何外形的复杂，各学科分析对几何外形的模型有 不同的要求。因此飞行器复杂几何外形的参数化建模方法仍是今后飞 行器设计尤其是多学科设计优化中需要进一步深入进行研究的问题。

(三)发明内容：

1、发明目的

本发明的目的是提供一种高超声速飞行器机身推进一体化外形建 模方法，该方法克服了现有技术的不足，解决了高超声速飞行器机身 推进一体化的设计与研制中存在的问题。

2、技术方案

一种高超声速飞行器机身推进一体化外形建模方法，该方法具体 建模步骤如下：

(1)设计推进系统的二维流动通道几何型面

在给定飞行器总长度的约束下，进行高超声速飞行器推进系统的 流动通道的设计，具体包括前体进气道、燃烧室、后体喷管三部分组 成。前体进气道由多个压缩楔面组成；燃烧室由等截面隔离段和扩张 段组成；后体喷管为曲线形式。整个推进系统的流动通道形成了高超 声速飞行器的下表面，从飞行器头部到飞行器尾端，是一个完整的流 动通道。

其中前体进气道的设计原则是激波交汇在流动通道下壁面的唇 口处，各压缩楔面的角度可按照等激波角、总压恢复最大等原则分配； 燃烧室中等截面隔离段的长度和扩张段的长度及扩张角，由工程经验 确定；后体喷管的曲线可采用二次函数y＝ax²+bx+c或三次函数 y＝ax³+bx²+cx+d等方式描述，其中x，y为坐标值，a，b，c，d为 函数的常系数。

(2)设计飞行器机身俯视轮廓曲线

在给定飞行器总长度和最大机身宽度的约束下，设计左右对称的 机身俯视轮廓曲线，轮廓曲线由设计者根据其设计意图选择适当的描 述函数，如采用指数函数y＝Axⁿ，其中x，y为坐标值，A为常数， n为控制轮廓曲线曲率变化的参数。

(3)设计飞行器机身侧视轮廓曲线

在给定飞行器总长度和上表面高度的约束下，结合流动通道的型 面设计机身侧视轮廓曲线，包括上表面轮廓曲线，以及超燃冲压发动 机罩侧视图，即定义进气道侧壁形式，以及后体喷管的侧壁形式。

(4)设计飞行器机身纵向主要站位截面形式及控制参数变化方式