[发明专利]高超声速飞行器轴对称构型前体的优化设计方法及系统

说明书

本发明提供一种高超声速飞行器轴对称构型前体的优化设计方法及系统，包括沿前体母线的线程设定n个控制点；根据控制点的坐标以及预设的节点矢量与前体母线的次数获得前体母线，并进一步获得三维前体；将三维前体生成网格后进行循环仿真，在满足约束条件的前提下采用优化算法调节控制点的坐标直至仿真优化目标达到收敛。通过沿前体母线的线程设定至少三个控制点，以控制点之间的连线来确定前体母线，生成前体的构型后进行循环仿真，在满足约束条件的前提下调节相邻两个控制点之间的长度与斜率以获得前体的最优构型，将约束条件转化成参数表达形式并纳入前体母线的调整参数，大大降低了前体设计变量的空间复杂度。本发明应用于飞行器设计领域。

技术领域

本发明涉及飞行器设计领域，尤其涉及一种高超声速飞行器轴对称构型前体的优化设计方法及系统。

背景技术

高超声速飞行器是以超燃冲压发动机以及组合发动机为动力，能在大气层和跨大气层中实现高超声速飞行的飞行器。其中前体是飞行器的重要部件，除了对来流进行预压缩以外，还能为高超声速飞行器产生一定的升力和阻力，前体的性能的大小将直接影响到高超声速飞行器的工作状态。

高超声速飞行器的前体可以分为轴对称构型与非轴对称构型，非轴对称构型的典型代表是乘波体构型，文献(T.R.F.Nonweiler.Aerodynamic problems of manned spacevehicles[J].Journal of the Royal Aeronautical Society,1959,63:521-528)率先提出了乘波体这一概念，并且利用绕尖楔超声速流动这一基准流场设计出了第一种乘波体构型；文献(H.Sobieczky,F.C.Dougherty,K.Jones.Hypersonic waverider design fromgiven shock waves[C].First International Waverider Symposium,University ofMaryland,College Park,1990)首次提出了吻切锥设计理论，并成功运用于乘波体设计；丁峰在其博士论文《高超声速滑翔-巡航两级乘波设计方法研究》提出了多级乘波体组合的方法，提高了飞行器在宽马赫数范围上的气动性能。

对于轴对称构型前体而言，虽然母线为二维型线比较简单，但是当前并没有公开的文献介绍直接应用于高超声速飞行条件下的轴对称构型前体的设计方法。相关文献(J.N.Nielsen.Missile Aerodynamics[M].New York,Toronto,London:McGraw-Hill BookCompany,Inc.,1960:280-293.)给出了能得到在给定长度和截面半径的情况下，阻力最小的旋成体导弹弹头外形的设计方法，即冯卡门曲线；另一篇文献(Kulfan BM.A UniversalParametric Geometry Representation Method-CST[C].In:45th AIAA AerospaceSciences Meeting and Exhibit.Reno,Nevada:American Institute of Aeronauticsand Astronautics；2007.)提出了一种参数的设计方法，能够通过不同的形函数与类函数的组合，生成轴对称与类轴对称的三维前体。当前轴对称前体的设计，要么是利用细长体理论进行推导设计(比如冯卡门曲线)，要么是利用设计者经验主观调整曲线形状。并且由理论和经验得到的构型主要适用于亚声速，跨声速以及超声速情况，而在高超声速的条件下，之前得到的最优构型往往性能达不到最优。

发明内容

针对现有技术中的不足，本发明的目的是提供一种高超声速飞行器轴对称构型前体的优化设计方法及系统。

其采用的技术方案是：

高超声速飞行器轴对称构型前体的优化设计方法，包括如下步骤：