本發(fā)明涉及高超聲速飛行器，尤其是涉及考慮雙乘波前體的三進氣道一體化設計方法。

背景技術：

1、高超聲速吸氣式推進作為一種極具潛力的臨近空間推進方式，在航空航天領域備受關注，由于高超聲速流動的復雜性，機體/推進系統(tǒng)的一體化是高超聲速飛行亟待解決的關鍵問題之一，其中關鍵在于機體/進氣道的一體化。二者的一體化設計在保證高超聲速飛行器升阻比的前提下，需要能夠滿足高壓縮率、高總壓恢復及大捕獲面積的優(yōu)選進氣道設計。

2、nonweiler首次提出“乘波”概念以來(nonweiller?t?r?f.aerodynamic?problemsofmanned?space?vehicle[j].journal?ofthe?royalaeronautical?society,1959,63(9):521-528.)，具有高升阻比的特性的乘波體就被廣泛應用于吸氣式高超聲速飛行器一體化設計。現(xiàn)階段的進氣道大都基于均勻來流設計，導致早期的一體化設計研究重點在于飛行器前體，即在進氣道入口前方設置局部平面進行整流。為使乘波前體產(chǎn)生能夠產(chǎn)生較為均勻的來流，早期乘波前體基于楔體流場生成，starkey(starkey?r,lewis?m.aerodynamicsofabox?constrained?waverider?missile?using?multiple?scramjets[c].aiaa?1999-2378,1999)采用楔導乘波前體進行一體化設計，由于平面激波限制，該方案存在下反角過大、容積率低等問題；takashima(takashima?n,lew?is?m?j.waverider?configurationsbased?onnon-axisymmetric?flow?fields?for?engine?airframe?integrat?ionr].aiaa-1994-0380，1994.)提出楔錐流場的乘波體設計方法；jones(jones?k?d,sobiecz?ky?h,seebassar,et?al.waverider?design?for?generalized?shock?geometries[j].journalofspacecra?ft&rockets,1993,32(6):957-963.)提出的密切乘波原理可以根據(jù)激波的形狀設計乘波前體，提升乘波前體與高超聲速進氣道的一體化設計的自由度；這些設計方法必須約束乘波前體的形狀以便于為進氣道提供均勻流場，大大限制乘波前體與進氣道一體化的設計空間，因此，降低進氣道對來流要求，可大大提高乘波體設計的多樣性，能極大拓寬飛行器一體化設計的研究方向。

3、為提升內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道對非均勻來流的適應能力，提出機體進氣道共用基準流場的一體化設計方法，主要有賀旭照提出的密切曲錐乘波前體/進氣道一體化構型(he?xz,le?l,zhou?z,etal.osculating?inward?turning?conewaverider/inlet(oicwl)designmethods?and?experimenta！studyr.aiaa-2012-5810，2012.)，通過設計軸對稱內(nèi)收縮基準流場，給定乘波前體的引導線型并追蹤乘波前體構型，再在溢流口軸向位置處給定進氣道唇口線型并追蹤進氣道型面，由此，進氣道入口處流場與前體預壓縮流場匹配；尤延鋮等(youy?c,zhu?c?x,guo?j?l.duel?wave?rider?concept?for?the?integrationofhypersonic?inward-turning?inlet?and?airframe?forebody,aiaapa?per?2009-7421,2009.)提出雙乘波前體進氣道一體化設計的概念，飛行器前體的基準流場包括內(nèi)偏折流場和外偏折流場，兩者的激波在展向光滑過渡，在內(nèi)偏折流場下游設計與之匹配的內(nèi)乘波進氣道，這種方法靈活的銜接內(nèi)/外偏折流場，使得升力與預收縮的前體型面相結(jié)合；李怡慶等(李怡慶.基于雙乘波理論的高超聲速內(nèi)外流一體化設計方法研究[d].廈門大學,2018.)在此設計基礎上，進一步發(fā)展雙通道的一體化設計方法，提升進氣道的收縮效率。

4、目前，高超聲速飛行器進氣道設計基本采用均勻來流進行簡化，不僅限制飛行器的前體構型，還會大大影響前體與進氣道的總體性能，考慮雙乘波前體附面層以及前緣彎曲激波造成的進氣道來流的非均勻性，設計能夠主動適應非均勻來流的進氣道，更有利于高超聲速前體/進氣道一體化的研究發(fā)展。

技術實現(xiàn)思路

1、本發(fā)明的目的旨在針對現(xiàn)有技術存在的上述技術問題，提供一種考慮雙乘波前體的三進氣道一體化設計方法。

2、本發(fā)明所述考慮雙乘波前體的三進氣道一體化設計方法中；設有雙乘波前體以及沿展向布置的一個中部內(nèi)收縮進氣道和兩個外側(cè)對稱的內(nèi)收縮進氣道；所述在雙乘波前體由內(nèi)乘波前體和外乘波前體組成，中部的內(nèi)收縮進氣道和外側(cè)的內(nèi)收縮進氣道均設有進氣道的收縮型面、進氣道的唇口、進氣道的肩部以及進氣道的隔離段。

3、本發(fā)明一種考慮雙乘波前體的三進氣道一體化設計方法，包括以下步驟：

4、(1)、設計雙乘波前體：設計雙乘波前體的基準流場，給定雙乘波前體前緣型線的底部投影型線，在基準流場中進行流線追蹤生成雙乘波前體下表面；

5、(2)、設計中部內(nèi)收縮進氣道：根據(jù)雙乘波前體的內(nèi)乘波前體的激波曲面設計求解三維中部內(nèi)收縮進氣道基準流場；

6、(3)、根據(jù)進氣需求設計三維中部內(nèi)收縮進氣道入口的二維投影形狀，在步驟(2)中的三維內(nèi)收縮基準流場中進行流線追蹤，獲得三維中部內(nèi)收縮進氣道的型面，進行修型后倒置進氣道；

7、(4)、設計外側(cè)內(nèi)收縮進氣道：根據(jù)雙乘波前體的外乘波前體預壓縮后的非均勻來流設計求解三維外側(cè)內(nèi)收縮進氣道基準流場，；

8、(5)、根據(jù)進氣需求設計的三維外側(cè)內(nèi)收縮進氣道入口的二維投影形狀，在步驟(4)中三維內(nèi)收縮基準流場中進行流線追蹤，得到三維外側(cè)內(nèi)收縮進氣道的型面，進行修型后倒置進氣道。

9、在步驟(2)中，設計的三維中部內(nèi)收縮進氣道的入口處來流是非均勻的，為雙乘波前體的內(nèi)乘波前體的激波曲面，先離散激波曲面為入射激波，利用彎曲激波理論求解出來流參數(shù)，設計出基準流場，再在基準流場中生成進氣道的型面。

10、在步驟(4)中，設計的三維外側(cè)內(nèi)收縮進氣道的入口來流也是非均勻的，為雙乘波前體的外乘波前體預壓縮后的氣流，同樣，要先運用彎曲激波理論求解出來流的參數(shù)，再根據(jù)求解的參數(shù)設計生成進氣道的基準流場。

11、與現(xiàn)有技術相比，本發(fā)明具有以下優(yōu)點：

12、利用本設計方法生成考慮雙乘波前體的三進氣道設計方法同時兼顧流向及橫向兩個維度，首先，沿流向雙乘波前體基準流場采用內(nèi)/外流一體化的全乘波設計，實現(xiàn)前體與中部進氣道的氣動耦合，減小機體的氣動干擾，保障乘波特性；其次，展向布置的三進氣道中，中部內(nèi)收縮進氣道的內(nèi)收縮基準流場與前體的外收縮基準流場耦合，實現(xiàn)內(nèi)外流一體化設計；外側(cè)的內(nèi)收縮進氣道基準流場根據(jù)外乘波前體預收縮的氣流設計，保證外側(cè)進氣道的全流量捕獲，實現(xiàn)機體/進氣道一體化高收縮率、高總壓恢復及大捕獲面積的設計需求。本發(fā)明充分考慮雙乘波前體的復雜流場特性和進氣道的性能要求。通過流線追蹤和基準流場求解的結(jié)合，可精確地設計出滿足性能指標的進氣道。此外，對于非均勻來流的處理，采用彎曲激波理論等方法，確保設計的準確性和可靠性。