CN104210672A - 高超声速乘波机身与进气道一体化设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种高超声速乘波机身与进气道一体化设计方法，采用将乘波体作为整个高超声速飞行器机身，同时与流线追踪外转向进气道进行一体化，包括以下步骤：设计尖头回转体，并求解绕零攻角尖头回转体的超声速轴对称流场；在所述绕零攻角尖头回转体的超声速轴对称流场中，设计内外流一体化轴对称基准流场；从乘波机身前缘线和进气道入口型线出发，在所述内外流一体化轴对称基准流场中进行流线追踪，生成一体化构型。采用本发明的技术方案，可以充分发挥乘波体的高升阻比特性。

Description

高超声速乘波机身与进气道一体化设计方法

技术领域

本发明涉及高超声速飞行器气动外形设计的技术领域，具体涉及一种高超声速乘波机身与进气道一体化设计方法。

背景技术

吸气式高超声速飞行器是指飞行马赫数大于5、以吸气式发动机或其组合发动机为主要动力、能在大气层和跨大气层中远程飞行的飞行器，其应用形式包括高超声速巡航导弹、高超声速有人/无人飞机和空天飞机等多种飞行器。

自20世纪60年代以来的大量研究充分说明，推进***与机体的一体化设计是实现高超声速飞行的关键，是高超声速飞行器技术亟待解决的关键技术之一，而机体/推进***一体化的核心则是飞行器机身和进气道的一体化。从设计角度出发考虑，总体对二者的要求存在着差异：对机身的要求主要为高升阻比，高有效容积，以及良好的前缘气动热防护性能；而对进气道的要求则是用最小的气流能量损失为燃烧室提供尽可能多的有效气源。良好的机身/推进***一体化构型能满足设计人员对高超声速飞行器气动-推进性能的综合需求。

由于二者工作要求的不同，在很长一段时间里，人们一直认为一体化就是分别设计两个高性能部件，对它们进行简单的相互叠加和折衷。但一体化设计问题并非如此简单，制约总体性能提高的关键在于缺乏一种合理高效的一体化设计方法。

高超声速飞行器的气动外形，主要有轴对称构型、升力体构型和乘波体构型三大类，其中乘波体构型利用激波压缩原理(乘波原理)实现了在高超声速飞行条件下高升阻比的气动要求，除了如何兼顾前缘气动热防护与气动性能的问题以外，对该构型的研究已趋于成熟。

如图1和图3所示，乘波体与进气道一体化设计的常规方法是将乘波体1用作高超声速飞行器前体，简称为乘波前体1，进气道采用二元进气道，乘波体1作为进气道的预压缩面，为进气道提供预压缩后的气流，乘波前体1产生前缘激波5，前缘激波5入射在进气道唇口2，并产生反射激波6，气流经过前缘激波5、反射激波6以及进气道外罩3的压缩进入进气道隔离段4，为燃烧室提供气源。在这种常规乘波体-进气道一体化设计方法中，仅将乘波体用作高超声速飞行器前体，不能充分发挥乘波体的高升阻比特性。

发明内容

本发明要解决的技术问题是，提供一种高超声速乘波机身与进气道一体化设计方法，可以充分发挥乘波体的高升阻比特性。

为解决上述问题，本发明采用如下的技术方案：

一种高超声速乘波机身与进气道一体化设计方法，采用将乘波体作为整个高超声速飞行器机身，同时与流线追踪外转向进气道进行一体化，包括以下步骤：

步骤S1、设计尖头回转体，并求解绕零攻角尖头回转体的超声速轴对称流场；

步骤S2、在所述绕零攻角尖头回转体的超声速轴对称流场中，设计内外流一体化轴对称基准流场；

步骤S3、从乘波机身前缘线和进气道入口型线出发，在所述内外流一体化轴对称基准流场中进行流线追踪，生成一体化构型。

本发明采用将乘波体作为整个高超声速飞行器机身，简称为乘波机身，同时与流线追踪外转向进气道进行一体化，使得飞行器在设计状态下，充分发挥乘波体的高升阻比特性。本发明设计一种同时具有内流动和外流动的轴对称流场，可作为乘波机身与流线追踪外转向进气道一体化构型的基准流场。本发明命名该轴对称流场为“内外流一体化轴对称基准流场”，它包括内外流一体化轴对称基准流场的进气道基准流场区和内外流一体化轴对称基准流场的乘波机身基准流场区。通过使乘波机身前缘线和进气道入口型线共用一段型线，实现将乘波机身和进气道融合成一体化构型。从乘波机身前缘线出发，在内外流一体化轴对称基准流场的乘波机身基准流场区进行流线追踪，并从进气道入口型线出发，在内外流一体化轴对称基准流场的进气道基准流场区进行流线追踪，生成乘波机身与流线追踪外转向进气道一体化构型。在设计状态下，整个高超声速飞行器机身具有乘波特性，乘波前体作为进气道的预压缩面，为进气道提供预压缩后的气流，乘波机身为飞行器提供高升阻比。

附图说明

图1为常规乘波体-进气道一体化设计方案的三维示意图；

图2为常规乘波体-进气道一体化设计方案的纵向对称面的示意图；

图3为绕零攻角尖头回转体的超声速轴对称流场示意图；

图4为乘波机身基准流场区和进气道基准流场的前缘激波依赖区；

图5为进气道基准流场激波间等熵压缩的主压缩区和反射激波；

图6为求解反射激波位置的示意图；

图7为反射激波的当地激波角β，反射激波波前的流动方向角θ₁，反射激波波后的流动方向角θ₂以及反射激波的当地气流偏转角Δθ的定义；

图8为进气道基准流场的反射激波依赖区；

图9为进气道基准流场的稳定区和内外流一体化轴对称基准流场；

图10示出了乘波机身前缘线、进气道入口型线以及横截面1和横截面2位置的激波在回转体底部横截面的投影；

图11为乘波机身与流线追踪外转向进气道一体化构型的各型线示意图。

图12为构造乘波机身的流面、上表面和底面；

图13为构造流线追踪外转向进气道的流面；

图14为由乘波机身和流线追踪外转向进气道组成的乘波机身与流线追踪外转向进气道一体化构型；

图15为乘波机身前缘线、流线和后缘线的设计示意图；

图16为进气道入口型线、流线和进气道出口型线的设计示意图。

图中，1表示乘波前体；2表示常进气道唇口；3表示进气道外罩；4表示进气道隔离段；5表示由乘波前体产生的前缘激波；6表示前缘激波5入射在唇口2的反射激波；7表示超声速来流；8表示尖头回转体顶点；X表示圆柱坐标系的轴向坐标轴；Y表示圆柱坐标系的径向坐标轴；11表示尖头回转体母线；12表示表示尖头回转体母线11的末端壁面点；13表示尖头回转体底部横截面；14表示绕尖头回转体的前缘激波；15表示尖头回转体前缘激波14在横截面13处的末端点；16表示在尖头回转体母线上选取的一个特征点；17表示经过点16的左行特征线与前缘激波的交点；18表示经过点17的流线；19表示流线18在横截面13处的末端点；20表示由17-15-19所围成的乘波机身基准流场区；21表示由8-17-16所围成的进气道基准流场的前缘激波依赖区；22表示由经过点17的右行特征线与回转体母线的壁面交点；23表示反射激波与回转体母线的壁面交点；24表示由16-17-23所围成的进气道基准流场激波间等熵压缩的主压缩区；27和28表示同一条左行特征线上的相邻特征线网格节点；29和30表示反射激波17-23上的相邻激波点；31表示点30处的反射激波；32表示点30处的反射激波波前速度方向；33表示点30处的反射激波波后速度方向；34表示点30处反射激波的当地激波角β；35表示点30处反射激波波前气流方向角θ₁；36表示点30处反射激波波后气流方向角θ₂；37表示点30处反射激波当地气流偏转角Δθ；38表示经过点23的右行特征线与进气道基准流场外壁面的壁面交点；39表示由点17-38-23所围成的进气道基准流场的反射激波依赖区；40表示点23右侧的进气道基准流场内壁面曲线；41表示点38右侧的进气道基准流场外壁面曲线；42表示进气道基准流场外壁面的末端点；43表示经过点42的右行特征线与进气道基准流场内壁面的壁面交点；44表示由23-38-42-43所围成的进气道基准流场的稳定区；45表示经过点17的横截面位置；46表示进气道出口横截面，即为经过点42的横截面；47表示前缘激波14在横截面45位置的轮廓线；48表示前缘激波14在横截面13位置的轮廓线；49表示乘波机身前缘线的左端点；20表示进气道入口型线的左端点；51表示乘波机身前缘线的中点和进气道入口型线的中点；52表示进气道入口型线的右端点；53表示乘波机身前缘线的右端点；54表示进气道入口型线的下端点；55表示乘波机身前缘线48-49-50-51-52在横截面13的投影曲线；56表示进气道入口型线49-50-51-53，57表示尖头回转体在横截面13的轮廓线；58表示乘波机身后缘线；59表示进气道出口型线；60表示乘波机身的流面，即为乘波机身的下表面；61表示由乘波机身前缘线的曲线段48-49、进气道入口型线的曲线段49-53-51和乘波机身前缘线的曲线段51-52三段组成的曲线48-49-53-51-52在横截面13的投影曲线；62表示乘波机身的上表面；63表示乘波机身的底面；64表示乘波机身前缘线在横截面13的投影曲线上的点；65表示经过点64并与圆柱坐标系的轴向坐标轴平行的直线；66表示乘波机身前缘线上的点，即为直线65与前缘激波14的交点；67表示在内外流一体化轴对称基准流场的乘波机身基准流场区中经过点66的流线；68表示流线67在横截面13的末端点；69表示进气道入口型线在横截面13的投影曲线上的点；70表示经过点69并与圆柱坐标系的轴向坐标轴平行的直线；71表示进气道入口型线上的点，即为直线70与前缘激波14的交点；72表示在内外流一体化轴对称基准流场的进气道基准流场区中经过点71的流线；73表示流线72在进气道出口横截面68上的末端点。

具体实施方式

本发明提供一种高超声速乘波机身与进气道一体化设计方法，采用将乘波体作为整个高超声速飞行器机身，简称为乘波机身，同时与流线追踪外转向进气道进行一体化，包括以下步骤：

步骤S1、设计尖头回转体，并求解绕零攻角尖头回转体的超声速轴对称流场。

如图3所示，设曲线11是尖头回转体的母线，母线的起点是点8，母线的末端点是点12，该尖头回转体在零攻角和超声速来流7的作用下，能够产生前缘激波14，前缘激波14在尖头回转体底部横截面13上的末端点是点15。

将超声速来流7的条件作为输入参数，来流条件包括来流马赫、来流静压、来流静温，利用有旋特征线方法，有旋特征线方法为本领域的公知技术，具体可参见“《气体动力学》，M.J.左克罗，J.D.霍夫曼，国防工业出版社，1984年，p138-195”，求解绕零攻角尖头回转体的超声速轴对称流场，得到前缘激波和激波波后的特征线网格节点上的位置坐标和流动参数，位置坐标为特征线网格节点在圆柱坐标系下轴向坐标轴X上的坐标值和径向坐标轴Y上的坐标值，圆柱坐标系下轴向坐标轴X为尖头回转体的轴线，流动参数包括当地静压、当地密度、当地速度、当地流动方向角，前缘激波14上的特征线网格节点上的位置坐标可以表示出前缘激波外形。

步骤S2、在所述绕零攻角尖头回转体的超声速轴对称流场中，设计内外流一体化轴对称基准流场。

设计该基准流场的具体步骤包括如下步骤：

S2.1、如图4所示，在尖头回转体母线8-12上取点16，点16的选取原则是由点16发出的左行特征线与前缘激波14的交点必须位于前缘激波末端点15的左侧，否则无法设计反射激波。

由超声速来流条件和壁面8-16的位置坐标，来流条件包括来流马赫数、来流静压、来流静温，利用有旋特征线方法，有旋特征线方法为本领域的公知技术，具体可参见“《气体动力学》，M.J.左克罗，J.D.霍夫曼，国防工业出版社，1984年，p138-195”，求解经过点16的左行特征线与前缘激波的交点17，并求解由8-17-16所围成的进气道基准流场的前缘激波依赖区21，经过点17的流线18将绕零攻角尖头回转体的超声速轴对称流场划分为两个区域，即流线18外侧的区域和流线18内侧的区域，在流线18外侧，由点17-15-19所围成的区域20作为乘波机身基准流场区，在流线18内侧的区域用于进气道基准流场的设计，点19是流线18的末端点。

S2.2、如图5所示，利用有旋特征线方法，有旋特征线方法为本领域的公知技术，具体可参见“《气体动力学》，M.J.左克罗，J.D.霍夫曼，国防工业出版社，1984年，p138-195”，求解经过点17的右行特征线与回转体母线的壁面交点22，并求解由16-17-22所包围区域的流场；点17作为进气道基准流场的反射激波的起始点，给定反射激波17-23波后的流动方向角分布，利用预估-校正的迭代方法，求解反射激波17-23的位置，然后利用斜激波关系式求解波后流动参数。由点16-17-23所围成区域24作为进气道基准流场激波间等熵压缩的主压缩区。其中，流动方向角是流动方向与圆柱坐标系的轴向坐标轴的夹角。

所述利用预估-校正的迭代方法求解反射激波17-23的位置具体方法如下所示。

如图6所示，图6中的细实线代表左行特征线，虚线代表右行特征线，空心节点代表特征线网格节点，反射激波17-23的起始点是点17，反射激波17-23与左行特征线的交点简称为激波点，例如上游激波点29、下游激波点30，所述求解反射激波17-23的位置是求解所有激波点的坐标值，直至反射激波与回转体母线的壁面交点23。

由上游激波点29的坐标值求解下游激波点30的坐标值方法如下所述。

图6中特征线网格节点的位置坐标和流动参数均可以通过有旋特征线方法求解得到，有旋特征线方法为本领域的公知技术，具体可参见“《气体动力学》，M.J.左克罗，J.D.霍夫曼，国防工业出版社，1984年，p138-195”，位置坐标为特征线网格节点在圆柱坐标系下轴向坐标轴X上的坐标值和径向坐标轴Y上的坐标值，流动参数包括当地静压、当地密度、当地速度、当地流动方向角。

所述预估方程如式(1)所示，校正的迭代方程如式(2)所示。

$r_{i+1}^0=r_i+\tan (\mathrm{\π}-{\mathrm{\β}}_i)\mathrm{\Δx}---\left(1\right)$

$r_{i+1}^n=r_i+\tan \left[\frac{(\mathrm{\π}-{\mathrm{\β}}_i)+(\mathrm{\π}-{\mathrm{\β}}_{i+1}^{n-1})}{2}\right]\mathrm{\Δx}---\left(2\right)$

其中，x为圆柱坐标系的轴向坐标轴的坐标，r为圆柱坐标系的径向坐标轴的坐标，r_i为上游激波点29的在圆柱坐标系的径向坐标轴的值，i为激波点的位置编号，Δx为下游和上游激波点在X方向的差值，β是反射激波的当地激波角，所述当地激波角是激波与波前速度方向的夹角，是下游激波点30预估后的r值，是下游激波点30校正n次之后所得到的r值，β_i是上游激波点29的β值，是下游激波点30校正n-1次之后所得到的β值，由式(3)求解得到。

$\tan ({\mathrm{\θ}}_{i+\mathrm{1,1}}^{n-1}-{\mathrm{\θ}}_{i+\mathrm{1,2}})=2\cot \mathrm{\β}\frac{M^2{\sin }^2{\mathrm{\β}}_{i+1}^{n-1}-1}{M^2(\mathrm{\γ}+\cos 2{\mathrm{\β}}_{i+1}^{n-1})+2}---\left(3\right)$

其中，M为反射激波在当地的马赫数，是下游激波点30校正n-1次之后所得到的波前的当地流动方向角θ值，由左行特征线上的点27和点28的θ值线性插值得到；θ_i+1，1是下游激波点30的波后的当地流动方向角θ值，θ_i+1，1是已知条件，它可以根据反射激波17-23波后的流动方向角分布得到。

所述利用斜激波关系式求解反射激波波后流动参数的公式如(4)～(8)所示。

$\tan \left(\mathrm{\Δ\θ}\right)=2\cot \mathrm{\β}\frac{M_1^2{\sin }^2\mathrm{\β}-1}{M_1^2(\mathrm{\γ}+\cos 2\mathrm{\β})+2}---\left(4\right)$

Δθ＝θ₁-θ2  (5)

$\frac{P_2}{P_1}=\frac{2\mathrm{\γ}}{\mathrm{\γ}+1}(M_1^2{\sin }^2\mathrm{\β}-\frac{\mathrm{\γ}-1}{2\mathrm{\γ}})---\left(6\right)$

$\frac{{\mathrm{\ρ}}_1}{{\mathrm{\ρ}}_2}=\frac{2}{\mathrm{\γ}+1}(\frac{1}{M_1^2{\sin }^2\mathrm{\β}}+\frac{\mathrm{\γ}-1}{2})---\left(7\right)$

$\frac{V_2}{V_1}=\frac{\sin \mathrm{\β}}{\sin [\mathrm{\β}-\mathrm{\Δ\θ}]}(\frac{2}{(\mathrm{\γ}+1)M^2{\sin }^2\mathrm{\β}}+\frac{\mathrm{\γ}-1}{\mathrm{\γ}+1})---\left(8\right)$

其中，β是反射激波的当地激波角，所述当地激波角是激波与波前速度方向的夹角，Δθ是反射激波的当地气流偏转角，θ₁是反射激波波前的当地流动方向角，M₁是反射激波波前的当地马赫数，P₁是反射激波波前的当地静压，ρ₁是反射激波波前的当地密度，V₁是反射激波波前的当地速度，θ₂是反射激波波后的当地流动方向角，P₂是反射激波波后的当地静压，ρ₂是反射激波波后的当地密度，V₂是反射激波波后的当地速度。

所述反射激波的当地激波角β，反射激波波前的流动方向角θ₁，反射激波波后的流动方向角θ₂以及反射激波的当地气流偏转角Δθ的定义如图7所示，在激波点30位置的反射激波31与反射激波波前速度方向32的夹角34是反射激波在激波点30位置的当地激波角β，反射激波波前的速度方向32与圆柱坐标系的轴向坐标轴的夹角35是反射激波在激波点30位置的波前流动方向角θ₁，反射激波波后的速度方向33与圆柱坐标系的轴向坐标轴的夹角36是反射激波在激波点30位置的波后流动方向角θ₂，反射激波波前的速度方向32与反射激波波后的速度方向33的夹角37是反射激波在激波点30位置的当地气流偏转角Δθ。

S2.3、如图8所示，利用有旋特征线方法，有旋特征线方法为本领域的公知技术，具体可参见“《气体动力学》，M.J.左克罗，J.D.霍夫曼，国防工业出版社，1984年，p138-195”，由反射激波17-23波后的流动参数，求解经过点23的右行特征线与进气道基准流场外壁面的壁面交点38，从而得到进气道基准流场外壁面17-38段，并求解由点17-38-23所包围的进气道基准流场的反射激波依赖区39。

S2.4、如图9所示，首先给定点23右侧的进气道基准流场内壁面曲线40以及该曲线上的马赫数分布，同时使曲线40在点23位置的切线角与当地流动方向角重合，以保证激波17-23在点23位置无反射；利用有旋特征线方法，有旋特征线方法为本领域的公知技术，具体可参见“《气体动力学》，M.J.左克罗，J.D.霍夫曼，国防工业出版社，1984年，p138-195”，由壁面曲线40以及该曲线上的马赫数分布，求解点38右侧的进气道基准流场外壁面曲线41，求解由点23-38-42-43所围成的进气道基准流场的稳定区44，点42是外壁面曲线41的末端点，并求解经过点42的右行特征线与进气道基准流场内壁面的壁面交点43。其中，切向角是曲线的切线与圆柱坐标系的轴向坐标轴的夹角。

如图9所示的轴对称基准流场，是一种同时具有内流动和外流动的轴对称流场，本发明命名该轴对称流场为“内外流一体化轴对称基准流场”。内外流一体化轴对称基准流场由五个流场区域构成，即乘波机身基准流场区20、进气道基准流场的前缘激波依赖区21、进气道基准流场激波间等熵压缩的主压缩区24、进气道基准流场的反射激波依赖区39以及进气道基准流场的稳定区44。乘波机身基准流场区20构成了内外流一体化轴对称基准流场的乘波机身基准流场区，进气道基准流场的前缘激波依赖区21、进气道基准流场激波间等熵压缩的主压缩区24、进气道基准流场的反射激波依赖区39以及进气道基准流场的稳定区44四个区域构成了内外流一体化轴对称基准流场的进气道基准流场区。

步骤S3、从乘波机身前缘线和进气道入口型线出发，在所述内外流一体化轴对称基准流场中进行流线追踪，生成一体化构型。

如图10、11所示，给定开环曲线55，曲线55作为乘波机身前缘线49-50-51-52-53在横截面13的投影曲线，简称为乘波机身前缘线投影曲线55，乘波机身前缘线的左右两个端点分别是它与横截面13位置的激波48的交点49和53；给定闭环曲线56，曲线56作为进气道入口型线50-51-52-54在横截面13的投影曲线，简称为进气道入口型线投影曲线56，进气道入口型线的左右两个端点分别是它与横截面45位置的激波47的交点50和52，进气道入口型线的上下两个端点分别是点51和54。

乘波机身前缘线和进气道入口型线是通过共用一段曲线50-51-52连接在一起的。

由乘波机身前缘线投影曲线55，计算乘波机身前缘线49-50-51-52-53，由进气道入口型线投影曲线56，计算进气道入口型线50-51-52-54。

从乘波机身前缘线出发，在内外流一体化轴对称基准流场的乘波机身基准流场区进行流线追踪，求解经过乘波机身前缘线的所有流线，直至横截面13位置，进而得到乘波机身后缘线58。从进气道入口型线出发，在内外流一体化轴对称基准流场的进气道基准流场区进行流线追踪，求解经过进气道入口型线的所有流线，直至进气道出口横截面46位置，进而得到进气道出口型线59。

如图11、12所示，将经过乘波机身前缘线的所有流线放样成流面，将流面作为乘波机身的下表面60，将由乘波机身前缘线的曲线段49-50、进气道入口型线的曲线段50-54-52、乘波机身前缘线的曲线段52-53三段组成的曲线49-50-54-52-53与其在横截面13的投影曲线61组成的平面作为乘波机身的上表面62，将由投影曲线61和乘波机身后缘线58组成的平面作为乘波机身的底面63；上表面62、下表面60和底面63组成了乘波机身。

如图11、13所示，将经过进气道入口型线的所有流线放样成流面，流面组成了流线追踪外转向进气道。

如图14所示，所述乘波机身和所述流线追踪外转向进气道组成了乘波机身与流线追踪外转向进气道一体化构型。

所述乘波机身前缘线和后缘线的实现方式如下所述。

如图15所示，由乘波机身前缘线投影曲线上的点64的坐标值，根据有旋特征线方法求解得到的绕零攻角尖头回转体的前缘激波形状，用经过点64并与圆柱坐标系的轴向坐标轴平行的直线65与前缘激波相交，交点66是乘波机身前缘线上的点，简称乘波机身前缘点66；从乘波机身前缘点66出发，将内外流一体化轴对称基准流场的乘波机身基准流场区中特征线网格节点上的位置坐标和流动参数作为已知条件，位置坐标为特征线网格节点在圆柱坐标系下轴向坐标轴X上的坐标值和径向坐标轴Y上的坐标值，流动参数包括当地静压、当地密度、当地速度、当地流动方向角，利用流线追踪方法，流线追踪方法为本领域的公知技术，具体可参见“《基于特征线理论的流线追踪内转向进气道设计方法研究》，卫锋，国防科学技术大学学位论文，2012，p67-69”，求解流线67，直至横截面13，流线67在底部横截面13的末端点68是乘波机身后缘线上的点，简称乘波机身后缘点68；用相同方法，求解得到所有乘波机身前缘点，以及经过乘波机身前缘点的所有流线，并得到所有乘波机身后缘点，所有乘波机身前缘点组成乘波机身前缘线，所有乘波机身后缘点组成乘波机身后缘线。

所述进气道入口型线和进气道出口型线的实现方式如下所述。

如图16所示，由进气道入口型线投影曲线上的点69的坐标值，根据有旋特征线方法求解得到的绕零攻角尖头回转体的前缘激波形状，用经过点69并与圆柱坐标系的轴向坐标轴平行的直线70与前缘激波相交，交点71是进气道入口型线上的点，简称进气道入口点71；从进气道入口点71出发，将内外流一体化轴对称基准流场的进气道基准流场区中各特征线网格节点上的位置坐标和流动参数作为已知条件，位置坐标为特征线网格节点在圆柱坐标系下轴向坐标轴X上的坐标值和径向坐标轴Y上的坐标值，流动参数包括当地静压、当地密度、当地速度、当地流动方向角，利用流线追踪方法，利用流线追踪方法，流线追踪方法为本领域的公知技术，具体可参见“《基于特征线理论的流线追踪内转向进气道设计方法研究》，卫锋，国防科学技术大学学位论文，2012，p67-69”，求解流线72，直至进气道出口横截面46，流线72在进气道出口横截面46的末端点73是进气道出口型线上的点，简称进气道出口点73；用相同方法，求解得到所有进气道入口点，以及经过进气道入口点的所有流线，并得到所有进气道出口点，所有进气道入口点组成进气道入口型线，所有进气道出口点组成进气道出口型线。

说明书中描述的只是该发明的具体实施方式。虽然结合附图描述了本发明的实施方式，但是本领域内熟练的技术人员可以在所附权利要求的范围内做出各种变形或修改。

Claims (3)

1.一种高超声速乘波机身与进气道一体化设计方法，其特征在于，采用将乘波体作为整个高超声速飞行器机身，同时与流线追踪外转向进气道进行一体化，包括以下步骤：

步骤S1、设计尖头回转体，并求解绕零攻角尖头回转体的超声速轴对称流场；

步骤S2、在所述绕零攻角尖头回转体的超声速轴对称流场中，设计内外流一体化轴对称基准流场；

步骤S3、从乘波机身前缘线和进气道入口型线出发，在所述内外流一体化轴对称基准流场中进行流线追踪，生成一体化构型。

2.如权利要求1所述的一种高超声速乘波机身与进气道一体化设计方法，其特征在于，内外流一体化轴对称基准流场包括：乘波机身基准流场区(20)、进气道基准流场的前缘激波依赖区(21)、进气道基准流场激波间等熵压缩的主压缩区(24)、进气道基准流场的反射激波依赖区(39)以及进气道基准流场的稳定区(44)，其中，乘波机身基准流场区(20)构成了内外流一体化轴对称基准流场的乘波机身基准流场区，进气道基准流场的前缘激波依赖区(21)、进气道基准流场激波间等熵压缩的主压缩区(24)、进气道基准流场的反射激波依赖区(39)以及进气道基准流场的稳定区(44)四个区域构成了内外流一体化轴对称基准流场的进气道基准流场区。

3.如权利要求2所述的一种高超声速乘波机身与进气道一体化设计方法，其特征在于，步骤S3具体为：

从乘波机身前缘线出发，在内外流一体化轴对称基准流场的乘波机身基准流场区进行流线追踪，求解经过乘波机身前缘线的所有流线，直至尖头回转体底部横截面(13)位置，进而得到乘波机身后缘线(58)；

从进气道入口型线出发，在内外流一体化轴对称基准流场的进气道基准流场区进行流线追踪，求解经过进气道入口型线的所有流线，直至进气道出口横截面(46)位置，进而得到进气道出口型线(59)；

乘波机身前缘线和进气道入口型线是通过共用一段曲线(50-51-52)连接在一起的。