【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及飞行器设计，具体是一种减弱内外流干扰的飞行器一体化设计方法。
技术介绍
1、目前，由于三维内转式进气道的高压缩效率、高总压恢复系数的特点以及乘波体(机体)的高升阻比性能使得两者成为一体化设计的优选目标，但内转式进气道所依赖的内收缩流场和常规乘波体所依赖的外压缩轴对称基准流场在本质上存在差异，这使得两者在同时设计时存在困难，内转式进气道捕捉内收缩激波，乘波体捕捉外压缩激波，由于两种激波在空间中形状特点的差异使得将内转式进气道和乘波体进行直接拼接的常规方法并不能让两种激波较好的衔接过渡，相互影响使得两种激波的形状和位置发生变化，结果导致进气道的激波捕获特性减弱，同时机体的乘波特性减弱，致使两者的性能均不能达到分开设计时的优良性能。
技术实现思路
1、为克服现有技术的不足，本专利技术提供了一种减弱内外流干扰的飞行器一体化设计方法，设计出一种气动壁面将内外压缩轴对称基准流场分隔开来，从而改善现有技术存在的一体化设计时进气道的激波捕获特性减弱、机体的乘波特性减弱等问题。
2、本专利技术解决上述问题所采用的技术方案是：
3、一种减弱内外流干扰的飞行器一体化设计方法，包括以下步骤：
4、s1：生成内转式轴对称基准流场，并在内转式轴对称基准流场内生成内转式激波；
5、s2：生成外压缩轴对称基准流场，并在外压缩轴对称基准流场内生成外压缩激波；基于已有的内转式轴对称基准流场和外压缩轴对称基准流场设计气动壁面；
6、s3：设计进气
7、s4：在步骤s2生成的外压缩轴对称基准流场中生成乘波面、机翼上表面；
8、s5：在步骤s1生成的内转式轴对称基准流场中生成内转式进气道；
9、s6：基于生成的内转式进气道向外设计设定的厚度构成进气道整流罩；
10、s7：基于生成的内转式进气道、乘波面、机翼上表面、进气道整流罩设计机身上表面、底面；
11、其中，步骤s1、步骤s2的执行顺序为以下的一种：先执行步骤s1后执行步骤s2，先执行步骤s2后执行步骤s1，同时执行步骤s1和步骤s2；步骤s4、步骤s5的执行顺序为以下的一种：先执行步骤s4后执行步骤s5，先执行步骤s5后执行步骤s4，同时执行步骤s4和步骤s5。
12、作为一种优选的技术方案，步骤s1中，内转式激波关于对称面对称；其中，对称面指生成内转式激波时假定存在的截面。
13、作为一种优选的技术方案，步骤s2中，外压缩激波关于对称面对称；其中，对称面指生成外压缩激波时假定存在的截面，该截面与内转式激波的对称面相同。
14、作为一种优选的技术方案，步骤s3中，设内转式进气道的尾部出口处有一与内转式轴对称基准流场回转轴线垂直的底部投影面，设乘波体尾部处有一与外压缩轴对称基准流场回转轴线垂直的底部投影面；两个底部投影面为同一平面，在底部投影面上设计内转式进气道唇口型线abcd的投影型线a′b′c′d′，在底部投影面上设计乘波体前缘线ae的投影型线a′e′。
15、作为一种优选的技术方案，步骤s3中，进气道唇口型线的投影线和乘波体前缘线在同一平面上同时设计。
16、作为一种优选的技术方案，步骤s4包括以下步骤：
17、s41：将乘波体前缘线ae的投影型线a′e′均匀离散成若干点，应用自由流线法，从离散点引出自由流线与外压缩激波相交生成乘波体前缘线点，将乘波体前缘线点相连得到机翼前缘线a′e′；自由流线法指：从离散点引出平行于来流方向的直线的方法；
18、s42：在步骤s2生成的外压缩轴对称基准流场中，由乘波体前缘线点进行流线追踪至底部投影面生成乘波面的壁面流线，所有乘波面的壁面流线放样构成乘波面；
19、s43：应用自由流线法，由乘波体前缘线点进行引出自由流线与底部投影面相交生成机翼上表面。
20、作为一种优选的技术方案，步骤s5包括以下步骤：
21、s51：将内转式进气道唇口型线abcd的投影型线a′b′c′d′均匀离散成若干点，应用自由流线法，从离散点引出自由流线与内转式激波相交生成内转式进气道前缘线点；
22、s52：在步骤s1生成的内转式轴对称基准流场中，由内转式进气道前缘线点进行流线追踪至底部投影面生成内转式进气道壁面流线，所有内转式进气道壁面流线放样构成内转式进气道。
23、作为一种优选的技术方案，步骤s7包括以下步骤：
24、s71：将获得的内转式进气道、乘波面、机翼上表面、进气道整流罩同时按机体对称面对称；
25、s72：基于生成的内转式进气道、乘波面、机翼上表面、进气道整流罩设计机身上表面，随后填补机身底面最终生成一体化飞行器构型。
26、作为一种优选的技术方案，步骤s72中，在机身上表面设计脊型凸起结构。
27、本专利技术相比于现有技术，具有以下有益效果：
28、本专利技术设计了一种气动壁面分隔内外压缩轴对称基准流场，在一定程度上改善了乘波机体与进气道之间流场不匹配问题，极大程度地保留乘波体以及内转式进气道两者各自的优良性能，与现有利用进气道壁面直接将内外压缩轴对称基准流场相互隔开的原理不同，本专利技术中，内转式轴对称基准流场和外压缩轴对称基准流场在对称面处的流场在原理上形成间断，各自流场中的气流并不会从对称面的一侧流向另一侧，如此设计可将内、外压缩轴对称基准流场在原理上进行隔开，一侧进行内转式轴对称基准流场设计，一侧进行外压缩轴对称基准流场设计，从而在原理上实现内外流无干扰设计，从而基本保留了乘波体和内转式进气道各自的特性，实现乘波机体与进气道之间弱干扰的预期效果。
本文档来自技高网...【技术保护点】
1.一种减弱内外流干扰的飞行器一体化设计方法，其特征在于，包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述的一种减弱内外流干扰的飞行器一体化设计方法，其特征在于，步骤S1中，内转式激波关于对称面对称；其中，对称面指生成内转式激波时假定存在的截面。
3.根据权利要求2所述的一种减弱内外流干扰的飞行器一体化设计方法，其特征在于，步骤S2中，外压缩激波关于对称面对称；其中，对称面指生成外压缩激波时假定存在的截面，该截面与内转式激波的对称面相同。
4.根据权利要求1所述的一种减弱内外流干扰的飞行器一体化设计方法，其特征在于，步骤S3中，设内转式进气道的尾部出口处有一与内转式轴对称基准流场回转轴线垂直的底部投影面，设乘波体尾部处有一与外压缩轴对称基准流场回转轴线垂直的底部投影面；两个底部投影面为同一平面，在底部投影面上设计内转式进气道唇口型线ABCD的投影型线A′B′C′D′，在底部投影面上设计乘波体前缘线AE的投影型线AE′。
5.根据权利要求4所述的一种减弱内外流干扰的飞行器一体化设计方法，其特征在于，步骤S3中，进气道唇口型线的投影线和乘波体前缘
6.根据权利要求5所述的一种减弱内外流干扰的飞行器一体化设计方法，其特征在于，步骤S4包括以下步骤：
7.根据权利要求6所述的一种减弱内外流干扰的飞行器一体化设计方法，其特征在于，步骤S5包括以下步骤：
8.根据权利要求1至7任一项所述的一种减弱内外流干扰的飞行器一体化设计方法，其特征在于，步骤S7包括以下步骤：
9.根据权利要求8所述的一种减弱内外流干扰的飞行器一体化设计方法，其特征在于，步骤S72中，在机身上表面设计脊型凸起结构。
...【技术特征摘要】
1.一种减弱内外流干扰的飞行器一体化设计方法，其特征在于，包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述的一种减弱内外流干扰的飞行器一体化设计方法，其特征在于，步骤s1中，内转式激波关于对称面对称；其中，对称面指生成内转式激波时假定存在的截面。
3.根据权利要求2所述的一种减弱内外流干扰的飞行器一体化设计方法，其特征在于，步骤s2中，外压缩激波关于对称面对称；其中，对称面指生成外压缩激波时假定存在的截面，该截面与内转式激波的对称面相同。
4.根据权利要求1所述的一种减弱内外流干扰的飞行器一体化设计方法，其特征在于，步骤s3中，设内转式进气道的尾部出口处有一与内转式轴对称基准流场回转轴线垂直的底部投影面，设乘波体尾部处有一与外压缩轴对称基准流场回转轴线垂直的底部投影面；两个底部投影面为同一平面，在底部投影面上设计内转式...
【专利技术属性】
技术研发人员：张文浩，唐志共，吴晓军，贾洪印，陈兵，蒋安林，余婧，李龙飞，刘深深，
申请(专利权)人：中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所，
类型：发明
国别省市：
还没有人留言评论。发表了对其他浏览者有用的留言会获得科技券。