一种高超声速巡航飞行器模块化设计方法

技术领域

本发明涉及飞行器设计技术领域，更具体地说，它涉及一种高超声速巡航飞行器模块化设计方法。

背景技术

高超声速巡航飞行器具有飞行速度快、反应时间短、突防能力强、毁伤能力大等特点。高超声速飞行器是航空航天技术与多门学科的高度集成和融合，其技术的突破会将会引发航空航天技术的跨越性变革，对国家综合实力产生深远影响。高超声速飞行器技术的发展将导致高超声速巡航导弹、高超声速飞机和空天飞机等新型飞行器的出现，成为人类继发明飞机、突破音障、进入太空之后又一个划时代的里程碑。高超声速飞行器技术已成为21世纪航空航天领域研究的制高点。

高超声速先进气动布局设计是核心关键技术。气动性能是影响航程的重要因素，是飞行器总体设计中的关键环节。升阻比是实现飞行器航程指标的重要参数。如何提高升阻比特性是飞行器设计中面临的关键问题。高超先进气动布局设计困难，存在“升阻比屏障”。乘波构型是追求高升阻比、突破所谓高超声速飞行器“升阻比屏障”的一种有效尝试。其原理是将激波后的高压气流限制在飞行器的下表面，不允许绕过前缘边泄漏到飞行器的上表面，实现上下表面压力封闭，从而在设计状态下获得比普通外形高得多的升阻比。由于乘波体设计单一化，一般只用于前体设计，为了提升整个飞行器的气动性能，一体化设计难度加大，且在工程中难以实现。

因此，本发明旨在基于乘波思想提出一种高超声速巡航飞行器模块化设计方法，以解决上述问题。

发明内容

本发明的目的是基于解决上述问题，针对高超声速飞行器设计的布局设计和性能特性，提供一种高超声速巡航飞行器模块化设计方法，本发明以多个基准圆锥流场基础实现高超飞行器的多部件设计，不但可以保证飞行器具有传统乘波体性能，又能改变不同部件的设计参数，使得飞行器设计参数多样化且便于调整。

本发明的上述技术目的是通过以下技术方案得以实现的：一种高超声速巡航飞行器模块化设计方法，以多个基准圆锥流场基础，将飞行器布局构型沿着纵向进行分段设计，并根据功能分为前体、中心体和机翼，实现飞行器部件分段分块的模块化设计，且前体、中心体和机翼根据需求单独设计，供适应不同飞行需求。

在本方案中，飞行器纵向分段数可以拓展到3个以上。

进一步地，所述前体和机翼边缘采用乘波设计，将高压气流限制于下表面，以确保全机的乘波特性。所述机翼，作为飞行器的升力部件提供主要升力，机翼的翼展和长度根据飞行器总体设计需求进行设计，同时可以调整机翼面积满足多参数需求。

进一步地，所述前体采用锥导乘波体或吻切锥乘波体的设计方法设计。为以后的发动机提供预压缩入口气流。前后分段满足不同段设备安装、体积调节、升力调控等要求，横向分片满足中心复杂结构、边缘压力封闭等要求，可为高超飞行器布局设计优化提供方法支撑。

所述前体也可以采用近似的乘波体设计，只要前体可以为发动机提供所需来流即可。

进一步地，所述中心体采用流线追踪技术设计，并基于前体下表面出口型线，采用非均匀来流流线追踪方法设计中心体的下表面构型。

所述中心体也可以根据发动机安装需求、压心调整、容积需求进行设计。中心体的激波压缩角可以调节实现飞行器的压心和容积调整。中心体的宽度与前体保持一致，中心体的长度与机翼保持一致。所述中心体也可以根据需求采用近似设计只要中心体前缘与前体下表面可以对接，中心体两侧可以和机翼对接即可。

进一步地，所述机翼的激波角根据飞行马赫数单独设计。

进一步地，所述中心体具承载飞行器主要容积特性，以实现飞行器有效容积的集中布置。

本方案中，所述的飞行器扩展了传统高超声速飞行器一体化设计方法，不再严格要求飞行器都严格按照乘波体设计，而是基于边缘乘波特性设计，中心体可根据需求设计。目的在于将高超声速流动中的高压主要集中在飞行器的下表面。实现较小的激波泄露，从而提高飞行器的气动性能。

综上所述，本发明具有以下有益效果：本发明的方法实现了高超声速飞行器总体布局的分段分块模块化设计，使得各部件得到有效解耦，使得各部件在飞行器中的功能更加清晰化，实现了高超声速飞行器的参数化调整；本发明满足传统乘波体的高效乘波特性，同时可实现高超声速飞行器的分块设计加工，具有更好的工程应用价值。

附图说明

图1是飞行器模块化设计示意图；

图2是前体设计示意图；

图3是中心体设计示意图；

图4是多个基准流场分布示意图；

图5是本方法设计的飞行器示例；

图6是飞行器压力云图。

具体实施方式

为了方便本领域的人理解，下面结合实例与附图对本发明做进一步的说明；实施方式和实例只是本发明的特例，不作为对本发明的绝对限制。

实施例：

一种高超声速巡航飞行器模块化设计方法，该组合布局飞行器采用乘波前体、乘波机翼和中心体组合设计，纵向分两段，乘波前体是第一段，机翼和中心体是第二段。前体采用确定乘波体后缘曲线设计，便于今后与发动机匹配，下表面后缘线采用四次曲线线型，但不限于该曲线类型，y(z)＝az

在本发明实施例中，高超声速巡航飞行器的设计实际上采用了不同部件不同基准乘波体的设计思路，实现了高超声速飞行器总体布局的部件化设计。由于该飞行器并不是严格按照整个飞行器都是乘波体的设计方法设计出来的，以上方法设计的高超声速巡航飞行器被定义为具有“乘波特性”的高超声速飞行器。该方法突破了传统乘波体对于飞行器尺寸、激波角、一体化等的设计约束，可实现工程应用中变参数变工况的灵活设计要求。如图1中所示，箭头表示流线追踪的方向，其中中心体下表面不是按照乘波体设计方法形成，而是需要根据实际需求设计，从而满足更多的设计要求。

具体设计流程如下：

一、前体设计，如果前体是锥导乘波体，首先确定下表面后缘曲线方程(FCC)，如果前体是吻切锥乘波体，必须同时确定下表面后缘曲线(FCC)和激波出口型线(ICC).这里定义假设上表面出口型线方程和激波曲线方程分别为f＝f(y)和g＝g(y)，然后将后缘曲线坐标和出口激波曲线坐标进行离散，将出口型线、圆心曲线和激波曲线上的每一点分别记为fcc(i)，cc(i)，icc(i)，从而可得每个节点半径为R

上表面出口型线方程，端点切角为Ω

x＝R

tan(Ω

tan(φ

出口激波型线方程为，端点切角为Ω

x＝R

tan(Ω

tan(φ

二、中心体设计

在前体设计的基础上，沿着前体下表面出口型线每一点的流线在平行于对称面的位置向下游追踪形成中心体的下表面，如图3和图5所示，前体的底部作为中心体的前端，上表面与来流平行，中心体两端形成一个类似于三角形的平面。其中下表面可以设计二级压缩或者二级膨胀，当每一点的流线在前体出口时在进行一次压缩则形成中心体的二级压缩，有利用增加中心体的升力特性，如果每一点的流线在前体出口时进行一次膨胀则形成中心体的二级膨胀，有助于减小容积率，增加飞行器的升阻比。因此，在设计过程中，中心体型面可根据压缩的不同需求，通过多级压缩来完成。

三、机翼设计

机翼的设计也是基于乘波体构型设计方法，为了满足全飞行器的全乘波特性，为了保证机翼能够与中心体两侧平面进行衔接，首先机翼必须确定合理的激波角，这里分两种情况：(1)如果机翼采用简化的乘波体设计，如图所示，那么中心体两侧面为三角形，只要保证机翼侧面与中心体的侧面相同就可以实现无缝对接。此时机翼的激波角根据中心体两侧的下表面流线决定。(2)如果机翼采用锥导理论或者吻切锥理论设计，由于机翼对应的乘波体的对称面产生的下表面流线无法与中心体两侧吻合，此时可采用额外增加过度区域实现。或者如果中心体压缩程度很大，也可直接对接。

为了满足机翼与前体在水平投影面的光滑过渡以及后掠角的需求，机翼在进行设计时，可先给定机翼水平投影曲线，然后采用流线追踪技术设计乘波机翼。

由技术常识可知，本发明能够在高超声速飞行器设计初期简化问题，便于把握问题的主要因素：将包含多级压缩、容积调整和设备安装等复杂型面的高超声速巡航飞行器布局设计问题，拆解为纵向分段接序和横向多片组合的问题，为更为复杂的设计问题奠定了方法基础。将强气动干扰下的乘波特性设计问题拆解为独立乘波前体设计问题和后段两侧边缘压力封闭问题，并以纵向两段横向三片的最基本、最具有代表性的形式，从基础科学问题角度探索各段各片之间的耦合关系。另外本发明在实例中只是列举了纵向分为两段的特殊案例，本发明也包含展到三段及三段以上的布局设计方法，所有采用本发明范围内或设计问题的维度拓展上的设计都被本发明包含。