[发明专利]基于前体激波的内转式进气道/乘波前体一体化设计方法

权利要求书

1.基于前体激波的内转式进气道-乘波前体一体化设计方法，其特征在于包括以下步骤：

1)对于已知的飞行器乘波前体，计算前体构型的流场结构：在已知的飞行高度、飞行马赫数和飞行器前体的姿态下，计算前体的流场并确定前体激波曲面的形状；

2)分解捕获截面的边界：将自定义的捕获截面边界分为前体捕获型线和进气道唇口投影型线；其中前体捕获型线为乘波前体的前缘线在捕获截面内逆来流方向上的投影，进气道唇口投影型线为进气道唇口型线在捕获截面内逆来流方向上的投影，投影至前体捕获型线和进气道唇口投影型线交点的点即进气道唇口型线与前体的交点，也就是上唇罩点；

3)确定内转式进气道的基本流场；所述基本流场包括入射激波、入射激波波后依赖域流场、反射激波上游的等熵压缩段流场、反射激波及反射激波下游的等熵压缩段流场：将进气道唇口投影型线顺流向投影至前体激波曲面上得到可实现全流量捕获的进气道唇口型线，给定中心体轴线的位置和方向，根据上唇罩点的位置和可实现全流量捕获的进气道唇口型线确定基本流场的入射激波形状，给定基本流场上边界的沿程马赫数分布和下边界的形状确定整个基本流场；

4)采用流线追踪方法确定进气道上表面和进气道下表面的形状，实现进气道与乘波前体的一体化设计。

2.根据权利要求1所述的设计方法，其特征在于：乘波前体的横向曲率半径大于基本流场的入口半径或前体型面中部朝基本流场中心体轴线方向外凸以确保上唇罩点的轴向位置处在进气道上唇口型线(24)和进气道下唇口型线的最前缘。

3.根据权利要求1所述的设计方法，其特征在于：步骤3)所述的基本流场结构包括入射激波、入射激波波后依赖域流场、反射激波上游的等熵压缩段流场、反射激波及反射激波下游的等熵压缩段流场，整个基本流场的确定步骤如下：

①将进气道唇口投影型线顺流向投影至前体激波曲面上得到一条可实现全流量捕获的进气道唇口型线；

②自定义中心体轴线与来流方向的夹角为α，在前体上给定一个横向位置W作为经过中心体轴线的纵向平面，自定义中心体半径R₀与上唇罩点到中心体轴线的距离R_max之比，再根据中心体与进气道唇口和前体前缘线在逆中心体轴线方向的投影曲线相切的几何关系建立方程，求解该方程确定中心体轴线的纵向位置；自上唇罩点做中心体轴线的垂线，垂足作为基本流场相对坐标的原点，前体纵向为基本流场的径向r，以中心体轴线方向作为基本流场轴向x，构建基本流场所在的相对坐标系；

③将可实现全流量捕获的进气道唇口型线绕中心体轴线旋转得到一个回转曲面，该曲面的子午线即为可实现全流量捕获的基本流场入射激波形状；其中可实现全流量捕获的基本流场入射激波与中心体的交点为初始的下唇口点；

④以中心体轴线为中心，将上唇罩点沿周向投影至基本流场所在的相对坐标系内，投影点即为基本流场入射激波起始位置；自入射激波起始位置开始给定基本流场的入射激波形状，并将入射激波末端的径向坐标作为最终的中心体半径，再应用逆特征线法求解入射激波的波后依赖域流场；

⑤将入射激波波后依赖域流场出口边界作为反射激波上游的等熵压缩段流场入口边界，自定义基本流场上边界的沿程马赫数分布确定反射激波上游的等熵压缩段流场；自定义基本流场下边界的形状，将反射激波上游的等熵压缩段流场作为来流条件，应用特征线法求解反射激波及反射激波下游的等熵压缩段流场。

4.根据权利要求1所述的设计方法，其特征在于：步骤4)所述的流线追踪方法具体为：

①将基本流场的入射激波绕中心体轴线旋转得到入射激波曲面，该曲面与飞行器乘波前体曲面相交得到曲线，该曲线被两个上唇罩点截取的部分为进气道上唇口；进气道唇口投影型线顺流向投影至入射激波曲面得到进气道下唇口型线；

②分别将进气道上下唇口离散为一系列点，然后在各离散点布置基本流场并进行流线追踪得到两个流面，这两个流面即为进气道上表面和进气道下表面。

5.根据权利要求3所述的设计方法，其特征在于：步骤④所述的基本流场的入射激波的给定方法为：首先在基本流场内，通过进气道上唇罩点的位置确定入射激波起始位置；然后在初始的下唇口点顺来流方向发出的射线上确定入射激波末端；再用曲线连接入射激波起始位置和入射激波末端，并使该曲线尽可能靠近可实现全流量捕获的基本流场入射激波，最终确定入射激波形状；入射激波的给定还应确保满足存在性同时具有较小的激波损失。