CN114313253A - 一种高升阻比吸气式高超声速飞机气动布局及设计方法 - Google Patents

一种高升阻比吸气式高超声速飞机气动布局及设计方法 Download PDF

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CN114313253A CN202210201305.3A CN202210201305A CN114313253A CN 114313253 A CN114313253 A CN 114313253A CN 202210201305 A CN202210201305 A CN 202210201305A CN 114313253 A CN114313253 A CN 114313253A
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Abstract

本发明公开了一种高升阻比吸气式高超声速飞机气动布局及设计方法，属于飞行器气动布局设计领域，包括机体/内流道气动布局；在所述机体/内流道气动布局中从前到后分别为前体预压缩面、一级外压缩面、二级外压缩面、三级外压缩面、冲压流道、第一尾喷管和第二尾喷管，进气道分流板位于二级外压缩面内部，涡轮流道并联于冲压流道上方；本发明具备高效的高速巡航飞行能力，满足了飞行器低速段的高升力需求，同时改善高速机翼在低速起飞状态下的流动分离问题，可以保证飞机的宽速域飞行性能。

Description

一种高升阻比吸气式高超声速飞机气动布局及设计方法
技术领域
本发明涉及飞行器气动布局设计领域，更为具体的，涉及一种高升阻比吸气式高超声速飞机气动布局及设计方法。
背景技术
高超声速飞行器是当前航空航天领域的前沿阵地。其中，高超声速飞机是高超声速飞行器的典型应用之一，该类飞行器需从地面水平起降，并在高空、高速条件下长时间巡航，飞行空域大、速域宽，气动布局设计难度大。此外，在飞行过程中，飞行器面临复杂的力/热环境，力热效应的认知不清进一步加剧了该类飞行器气动布局设计的技术挑战。
吸气式组合动力是高超声速飞机的首选动力***之一。其中，涡轮基组合循环发动机（TBCC）由于低速比冲高，适用于全程大气层内远程飞行的高超声速飞机。高超声速条件下发动机净推力小、飞行器推阻匹配困难，导致该类飞行器一般采用机体/推进一体化布局形式，飞行器布局设计需要综合考虑吸气式组合动力***的耦合匹配问题。公开号为CN106321283A的中国专利《基于组合动力的高超声速飞行器气动推进一体化布局方法》从提升TBCC性能的角度提出了一种一体化布局设计方法，但是没有考虑飞行器的综合热力问题。而公开号为CN107368661A的中国专利《一种高超声速飞行器热气动弹性特性的耦合计算方法》提出了一种适用于高超声速飞行器热气动弹性问题的耦合计算方法，但是没有基于该方法对飞行器的整机做应用研究。
满足技术发展需求是高超声速飞机的气动布局设计的首要指标，为确保气动布局具备工程应用价值，飞行器需要综合考虑并兼顾高、低速条件下的气动性能，同时考虑飞行全程中出现的综合力/热问题。上述现有设计需求给该类飞行器的气动布局设计带来了极大挑战。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种高升阻比吸气式高超声速飞机气动布局及设计方法，具备高效的高速巡航飞行能力，满足了飞行器低速段的高升力需求，同时改善高速机翼在低速起飞状态下的流动分离问题，可以保证飞机的宽速域飞行性能等。
本发明的目的是通过以下方案实现的：
一种高升阻比吸气式高超声速飞机气动布局，包括机体/内流道气动布局；在所述机体/内流道气动布局中从前到后分别为前体预压缩面、一级外压缩面、二级外压缩面、三级外压缩面、冲压流道、第一尾喷管和第二尾喷管，进气道分流板位于二级外压缩面内部，涡轮流道并联于冲压流道上方。
进一步地，包括迎风面气动布局；在所述迎风面气动布局中机身最前端为头部倒圆，后面依次为前体预压缩面、一级外压缩面、二级外压缩面、三级外压缩面、TBCC发动机外壳和尾喷管，进气道分流板位于二级外压缩面内部，机翼位于后端机身的两侧。
进一步地，包括背风面气动布局；在所述背风面气动布局中纵向剖面形状通过背风面机身脊线控制，横向截面的形状通过机身横截面控制曲线控制，机身两侧为边条翼和机翼，两者前后连接，连接段光顺过渡；边条翼、机翼过渡段前缘、主机翼前缘分别对应边条翼、光顺过渡区和机翼的前缘倒圆，边条翼和机翼的组合翼位于机身两侧，并通过翼身融合曲面与机身光顺连接。
进一步地，包括前体/进气道一体化气动布局；在所述前体/进气道一体化气动布局中：气流从前至后通过所述前体/进气道一体化气动布局，将依次产生前体预压缩激波、前体膨胀波系和进气道外压缩面。
进一步地，包括后体/尾喷管一体化气动布局；在所述后体/尾喷管一体化气动布局中发动机出口气流经尾喷管膨胀面后膨胀产生推力，同时在斜切喷管下端形成外喷管羽流剪切层，剪切层与前方自由来流相互作用产生压缩激波，将尾喷管膨胀面和外喷管羽流剪切层分别等效为尾喷管等效膨胀面、外喷管等效羽流剪切层。
一种基于如上所述的高升阻比吸气式高超声速飞机气动布局的设计方法，包括步骤：
S1，在三级外压缩的进气道布局的二级压缩面处设置分流导流板，形成涡轮流道二级压缩、冲压流道三级压缩的并联双通道TBCC发动机布局，并对前体/进气道一体化的前体预压缩面部分进行光顺曲面设计和优化，确保来流的均匀化；
S2，基于二次曲线
Figure 439917DEST_PATH_IMAGE001
构建参数化的尖头前体预压缩曲 面，并且进气道外压缩面设计在前体预压缩激波和前体膨胀波系的后方；其中，x为机身纵 向位置的参数变量，y为高度方向位置的参数变量，a、b、c、d、e为方程对应各项的系数；
S3，将尾喷管膨胀面
Figure 683816DEST_PATH_IMAGE002
等效为线段
Figure 483276DEST_PATH_IMAGE003
，明确等效膨胀角
Figure 851941DEST_PATH_IMAGE004
；将外喷管的自 由流面的流场剪切层
Figure 11527DEST_PATH_IMAGE005
等效为外喷管膨胀面
Figure 516457DEST_PATH_IMAGE006
，设膨胀角为
Figure 221239DEST_PATH_IMAGE007
；基于式（1），通过发动 机推力
Figure 77200DEST_PATH_IMAGE008
反推喷管的等效压强
Figure 774897DEST_PATH_IMAGE009
；
Figure 399914DEST_PATH_IMAGE010
（1）
其中，W为机身宽度；
基于激波关系式（2），使剪切层产生的压缩激波（30）的波后压强等于等效压强
Figure 538247DEST_PATH_IMAGE009
，再结合式（1）计算得到膨胀角
Figure 615924DEST_PATH_IMAGE007
的大小；
Figure 117312DEST_PATH_IMAGE011
（2）
其中，
Figure 596835DEST_PATH_IMAGE012
为激波角，
Figure 643420DEST_PATH_IMAGE013
为比热比，
Figure 333027DEST_PATH_IMAGE014
为马赫数；
设飞行质心位置为
Figure 513473DEST_PATH_IMAGE015
，则前体和后体/尾喷管综合产生的俯仰力矩M z为：
Figure 988448DEST_PATH_IMAGE016
（3）
其中，
Figure 596146DEST_PATH_IMAGE017
是点O和A之间的曲线，
Figure 507471DEST_PATH_IMAGE018
是曲线
Figure 226028DEST_PATH_IMAGE017
上任意一点在轴向距飞行器头部 的距离，
Figure 821088DEST_PATH_IMAGE019
在对应
Figure 334109DEST_PATH_IMAGE018
位置点的压强，
Figure 732730DEST_PATH_IMAGE020
是等效中心点X在轴向距离飞行器头部的距 离，
Figure 254978DEST_PATH_IMAGE021
是点X在与轴向垂直的法向距飞行器头部的距离；
保证俯仰力矩在指定的范围[M z,min，M z,max]内，计算
Figure 436036DEST_PATH_IMAGE003
和
Figure 385538DEST_PATH_IMAGE006
的大小，结合等效 膨胀角
Figure 271454DEST_PATH_IMAGE004
和
Figure 207180DEST_PATH_IMAGE007
，得到内喷管长度
Figure 229363DEST_PATH_IMAGE022
、外喷管长度
Figure 349765DEST_PATH_IMAGE023
长度分别为：
Figure 473710DEST_PATH_IMAGE024
（4）
S4，将前体侧缘、边条翼和主机翼前缘一体化融合，通过相同的倒圆角设计，并利用CST曲线将机身截面参数化设计为尖侧缘形状，前体侧缘等效为凸前缘边条，通过光顺过渡，构建曲边/直边两级边条+大后掠梯形翼的主升力面布局，翼型采用前、后倒圆的双弧翼；
S5，利用CST曲线和样条曲线对全机身进行参数化，结合发动机尺寸和燃料体积参数，进行跨声速和高超声速面积律设计。
本发明的有益效果包括：
（1）本发明实施例的高超声速飞机气动布局，通过高脊背曲线构型和纵向超声速面积律设计，结合波系匹配设计的前体/进气道设计和等效膨胀的后体/尾喷管设计，在保证飞行器容积和俯仰稳定性的前提下，高超声速（约6马赫）巡航升阻比可达4.8，具备高效的高速巡航飞行能力。
（2）本发明实施例通过融合多段式边条和大后掠梯形双弧翼的组合设计，在保证高超声速段气动性能的前提下，利用多段边条翼的脱体涡在主翼面的附着补能，飞行器的失速攻角超过25°，满足了飞行器低速段的高升力需求。
（3）本发明实施例发展了一种高升阻比吸气式高超声速飞机气动布局，解决了背景技术中提出的问题。该气动布局下的飞行器具备在M0~6+速域内高效飞行的能力。在满足总体需求和综合力热效应的前提下，通过面积律设计，以及前体/进气道和后体/尾喷管的一体化融合，在保证飞行器操/稳特性的前提下，满足高超声速条件下的高升阻比（不低于4.5）需求；此外，通过机身/机翼多段融合一体化设计，改善高速机翼在低速起飞状态下的流动分离问题，保证飞机的宽速域飞行性能。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为高超声速飞机典型飞行弹道图；
图2为高超声速飞机机体/内流道布局图；
图3为高超声速飞机迎风面布局图；
图4为高超声速飞机背风面布局图；
图5为前体/进气道一体化示意图；
图6为后体/尾喷管一体化示意图；
图中，1-上升段弹道、2-巡航段弹道、3-返回段弹道、4-涡轮流道、5-冲压流道、6-一级外压缩面、7-二级外压缩面、8-三级外压缩面、9-进气道分流板、10-第一尾喷管、11-第二尾喷管、12-前体预压缩面、13-TBCC发动机外壳、14-机翼、15-尾翼、16-边条翼、17-机翼过渡段前缘、18-主机翼前缘、19-背风面机身脊线、20-机身截面、21-头部倒圆、22-翼身融合曲面、23-前体预压缩激波、24-前体膨胀波系、25-进气道外压缩面、26-尾喷管膨胀面、27-尾喷管等效膨胀面、28-外喷管羽流剪切层、29-外喷管等效羽流剪切层、30-压缩激波。
具体实施方式
本说明书中所有实施例公开的所有特征，或隐含公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合和/或扩展、替换。
本发明至少解决如下技术问题：
本发明实施例发展了一种高升阻比吸气式高超声速飞机气动布局，使飞行器具备在M0~6+速域内高效飞行的能力。在满足总体需求和综合力热效应的前提下，通过面积律设计，以及前体/进气道和后体/尾喷管的一体化融合，在保证飞行器操/稳特性的前提下，满足高超声速条件下的高升阻比（不低于4.5）需求。此外，本发明实施例提供了机身/机翼多段融合一体化设计方案，可以改善高速机翼在低速起飞状态下的流动分离问题，保证飞机的宽速域飞行性能。
本发明实施例中，还从总体需求和综合力/热效应角度出发，通过二次曲线参数化 的尖头前体微凸预压缩面
Figure 337761DEST_PATH_IMAGE025
产生激波和膨胀波系利用外形参数优化，实现前体波系和压 强定制化分布，进而确定前体预压缩波系与进气道外压缩激波之间的相对位置关系，合理 分配溢流升力和进气量，作为确定进气道在机身相对位置的设计依据。
更进一步的，本发明实施例还发展一种单壁尾喷管等效膨胀设计方法，可以指导 尾喷管的膨胀比
Figure 745609DEST_PATH_IMAGE026
、内喷管长度
Figure 771334DEST_PATH_IMAGE027
和外喷管长度
Figure 382575DEST_PATH_IMAGE028
设计，并与前体预压缩面 压强分布匹配，解决长机身的俯仰配平问题。
更进一步的，本发明实施例还考虑起飞高升力需求、高速下的低阻力需求和内部容积率问题，在保证综合力热效应的前提下，通过多段融合式边条设计手段，实现边条翼前缘涡在大后掠主翼面背风面的再附补能，改善高速机翼在低速大攻角状态下的分离和失速。在具体应用时，本发明实施例的具体技术方案，可执行如下步骤：
步骤一：根据飞行航程R和有效载荷质量
Figure 50316DEST_PATH_IMAGE029
等任务要求，明确巡航段的升阻 比
Figure 312670DEST_PATH_IMAGE030
、发动机推力
Figure 774876DEST_PATH_IMAGE031
和燃料质量
Figure 893921DEST_PATH_IMAGE032
，同时结合上升段的弹道分析，明确上升段的 推力需求
Figure 365353DEST_PATH_IMAGE033
和燃料消耗
Figure 216635DEST_PATH_IMAGE034
，计算得到飞行器的容积
Figure 115321DEST_PATH_IMAGE035
和起飞升力
Figure 435575DEST_PATH_IMAGE036
。
步骤二：根据发动机推力需求，初步明确空气进气量和发动机的长度，进而分析得到进气道宽度、前体长度和进气高度等参数，基于等激波强度理论，设计进气道外压缩面的压缩角，得到三级外压缩的进气道布局，并在二级压缩面处设计分流导流板，形成涡轮流道二级压缩、冲压流道三级压缩的并联双通道TBCC发动机布局，并对前体/进气道一体化的前体预压缩面部分进行光顺曲面设计和优化，确保来流的均匀化。
步骤三：基于二次曲线
Figure 569753DEST_PATH_IMAGE001
构建参数化的尖头前体预压 缩曲面，结合CFD手段分析前体预压缩面的压强分布
Figure 416486DEST_PATH_IMAGE037
和激波/膨胀波系形状，以进气道 外压缩激波（即图5中的进气道外压缩面25）必须在前体的波系包络体（即图5中的前体预压 缩激波23、前体膨胀波系24后方）为设计依据，结合边界层厚度发展特性，明确进气道与飞 行器前体的一体化布局尺寸（包含前体长度和溢流高度等）。
步骤四：将尾喷管膨胀面
Figure 361439DEST_PATH_IMAGE002
等效为线段
Figure 293623DEST_PATH_IMAGE038
，明确等效膨胀角
Figure 231492DEST_PATH_IMAGE004
。将外喷管 的自由流面的流场剪切层
Figure 667153DEST_PATH_IMAGE005
等效为外喷管膨胀面
Figure 783008DEST_PATH_IMAGE006
，假设膨胀角为
Figure 202488DEST_PATH_IMAGE007
。基于式（1），通 过发动机推力
Figure 678468DEST_PATH_IMAGE008
反推喷管的等效压强
Figure 499794DEST_PATH_IMAGE009
。
Figure 783620DEST_PATH_IMAGE010
（1）
基于激波关系式（2），使激波30的波后压强等于等效压强
Figure 549451DEST_PATH_IMAGE009
，再结合式（1）计算得 到膨胀角
Figure 704489DEST_PATH_IMAGE007
的大小。
Figure 255687DEST_PATH_IMAGE011
（2）
假设飞行质心位置为
Figure 837978DEST_PATH_IMAGE015
，则前体和后体/尾喷管综合产生的俯仰力矩为：
Figure 356684DEST_PATH_IMAGE016
（3）
其中，
Figure 784254DEST_PATH_IMAGE017
是点O和A之间的曲线，
Figure 455538DEST_PATH_IMAGE018
是曲线
Figure 943151DEST_PATH_IMAGE017
上任意一点在轴向距飞行器头部 的距离，
Figure 949153DEST_PATH_IMAGE019
在对应
Figure 445994DEST_PATH_IMAGE018
位置点的压强，
Figure 971784DEST_PATH_IMAGE020
是等效中心点X在轴向距离飞行器头部的距 离，
Figure 895878DEST_PATH_IMAGE021
是点X在与轴向垂直的法向距飞行器头部的距离；
保证俯仰力矩在指定的范围[M z,min，M z,max]内，计算
Figure 858018DEST_PATH_IMAGE003
和
Figure 158549DEST_PATH_IMAGE006
的大小，结合等效 膨胀角
Figure 535916DEST_PATH_IMAGE004
和
Figure 755545DEST_PATH_IMAGE007
，得到内喷管长度
Figure 345926DEST_PATH_IMAGE022
、外喷管长度
Figure 59935DEST_PATH_IMAGE023
长度分别为：
Figure 684952DEST_PATH_IMAGE024
（4）
步骤五：结合起飞升力需求，明确机翼面积，兼顾高、低速升阻特性需求，将前体侧缘、边条翼前缘和机翼前缘一体化融合，通过相同的倒圆角设计，并将机身截面参数化设计为尖侧缘形状，前体侧缘可等效为凸前缘边条，通过光顺过渡，构建曲边/直边两级边条+大后掠梯形翼的主升力面布局，翼型采用前、后倒圆的双弧翼。
步骤六：利用CST曲线和样条曲线对全机身进行参数化，结合发动机尺寸和燃料体积参数，进行跨声速和高超声速面积律设计，通过参数设计和优化，确保机身横截面积沿轴向的合理分布。
步骤七：基于操/稳特性的需求，明确尾翼15面积、布局形式及其在机身的分布。
步骤八：基于飞行弹道明确飞行器气动热环境，对机身头部进行倒圆处理。
在本发明的其他实施例中，如图1所示，通过任务需求明确飞行器的基准飞行弹道，高超声速飞机弹道可分为上升段弹道1、巡航段弹道2和返回段弹道3，其中，通过上升段弹道1明确飞行器全速域段的推力需求，通过巡航段弹道2明确飞行器的升阻比需求，结合上升段弹道1和返回段弹道3的燃料消耗，得到飞行器全程飞行器的燃料消耗，参考典型高超声速飞机的结构质量占比（40%左右），计算得到飞行器的起飞质量，进而明确飞行器的起飞升力需求。
如图2所示，基于上升段弹道1的推力需求，计算得到进气道的进气量
Figure 75482DEST_PATH_IMAGE039
，进而明 确进气道的进气面积
Figure 887580DEST_PATH_IMAGE040
，依据机身的宽度约束，合理分配发动机流道的宽高比，得到进气 道的进气高度
Figure 405280DEST_PATH_IMAGE041
。参考现货涡轮的性能，依据飞行器在跨声速和涡轮/冲压模态转换段的 涡轮推力需求，明确涡轮流道4的直径
Figure 619224DEST_PATH_IMAGE042
，同时，根据巡航速度下的燃料流量
Figure 446234DEST_PATH_IMAGE043
、燃速
Figure 745629DEST_PATH_IMAGE044
和进气道出口速度
Figure 801440DEST_PATH_IMAGE045
，通过式（5）确定冲压流道的发动机长度：
Figure 135470DEST_PATH_IMAGE046
（5）
在机身宽度
Figure 867803DEST_PATH_IMAGE047
和进气高度
Figure 920072DEST_PATH_IMAGE048
的约束下，构建前体/进气道一体化布局，其中，前体 预压缩角
Figure 511066DEST_PATH_IMAGE049
采用斜激波角公式（2）计算得到。
如图3所示，以前体产生的斜激波必须在进气道唇口外为原则，确认前体的预压缩角和前体长度。同时，通过斜激波关系式换算得到前体预压缩激波后的马赫数、压强等，以此为基准，结合等激波强度理论公式（6）计算外压缩构型参数。
Figure 824236DEST_PATH_IMAGE050
（6）
以M6为设计马赫数，构建三级外压缩构型，压缩角分别为4.526°、4.968°和5.468°，对应的激波角分别14.7°、16.23°和18°，三道外压缩激波交汇于唇口位置，初步确定发动机的尺寸包络和前体/进气道一体化布局。
基于等效膨胀方法（1）、（2）、（3）、（4）设计后体/尾喷管布局，尾喷管的内喷管长度为1200mm，外喷管长度为2300mm，喷管膨胀比为5.4。
如图4所示，基于样条线参数化构建机身纵向轮廓，同时利用公式（7）的CST曲线，参数化构建机身主要位置的横截面形状。
Figure 602836DEST_PATH_IMAGE051
（7）
考虑飞行弹道，明确燃料体积
Figure 17768DEST_PATH_IMAGE052
和飞行器起飞质量
Figure 274437DEST_PATH_IMAGE053
，参考主流战斗机的 翼载
Figure 707692DEST_PATH_IMAGE054
数据，合理确定初始机翼面积
Figure 266981DEST_PATH_IMAGE055
，为保证增升和高速减阻的气动需 求，采用边条翼+大后掠梯形翼布局，后掠角分别为80°和55°，翼型采用双弧翼，考虑防热需 求，机翼前缘半径35mm，后缘半径25mm。将参数化机身和初始机翼进行组合，并在翼身连接 处进行光顺化处理。
实施例1
一种高升阻比吸气式高超声速飞机气动布局，包括机体/内流道气动布局；在所述机体/内流道气动布局中从前到后分别为前体预压缩面12、一级外压缩面6、二级外压缩面7、三级外压缩面8、冲压流道5、第一尾喷管10和第二尾喷管11，进气道分流板9位于二级外压缩面7内部，涡轮流道4并联于冲压流道5上方。
实施例2
在实施例1的基础上，包括迎风面气动布局；在所述迎风面气动布局中机身最前端为头部倒圆21，后面依次为前体预压缩面12、一级外压缩面6、二级外压缩面7、三级外压缩面8、TBCC发动机外壳13和尾喷管11，进气道分流板9位于二级外压缩面7内部，机翼14位于后端机身的两侧。
实施例3
在实施例1或2的基础上，包括背风面气动布局；在所述背风面气动布局中纵向剖面形状通过背风面机身脊线19控制，横向截面的形状通过机身横截面控制曲线20控制，机身两侧为边条翼16和机翼14，两者前后连接，连接段光顺过渡；边条翼16、机翼过渡段前缘17、主机翼前缘18分别对应边条翼16、光顺过渡区和机翼14的前缘倒圆，边条翼16和机翼14的组合翼位于机身两侧，并通过翼身融合曲面22与机身光顺连接。
实施例4
在实施例3的基础上，包括前体/进气道一体化气动布局；在所述前体/进气道一体化气动布局中：气流从前至后通过所述前体/进气道一体化气动布局，将依次产生前体预压缩激波23、前体膨胀波系24和进气道外压缩面25。
实施例5
在实施例4的基础上，包括后体/尾喷管一体化气动布局；在所述后体/尾喷管一体化气动布局中发动机出口气流经尾喷管膨胀面26后膨胀产生推力，同时在斜切喷管下端形成外喷管羽流剪切层28，剪切层与前方自由来流相互作用产生压缩激波30，将尾喷管膨胀面26和外喷管羽流剪切层28分别等效为尾喷管等效膨胀面27、外喷管等效羽流剪切层29。
实施例6
在任一项实施例1~5的基础上，一种基于如上所述的高升阻比吸气式高超声速飞机气动布局的设计方法，包括步骤：
S1，在三级外压缩的进气道布局的二级压缩面处设置分流导流板，形成涡轮流道二级压缩、冲压流道三级压缩的并联双通道TBCC发动机布局，并对前体/进气道一体化的前体预压缩面部分进行光顺曲面设计和优化，确保来流的均匀化；
S2，基于二次曲线
Figure 559422DEST_PATH_IMAGE001
构建参数化的尖头前体预压缩曲 面，并且进气道外压缩面25设计在前体预压缩激波23和前体膨胀波系24的后方；其中，x为 机身纵向位置的参数变量，y为高度方向位置的参数变量，a、b、c、d、e为方程对应各项的系 数；
S3，将尾喷管膨胀面
Figure 478836DEST_PATH_IMAGE002
等效为线段
Figure 641964DEST_PATH_IMAGE003
，明确等效膨胀角
Figure 903312DEST_PATH_IMAGE004
；将外喷管的自 由流面的流场剪切层
Figure 151891DEST_PATH_IMAGE005
等效为外喷管膨胀面
Figure 874996DEST_PATH_IMAGE006
，设膨胀角为
Figure 423789DEST_PATH_IMAGE007
；基于式（1），通过发动 机推力
Figure 321951DEST_PATH_IMAGE008
反推喷管的等效压强
Figure 57826DEST_PATH_IMAGE009
；
Figure 850201DEST_PATH_IMAGE010
（1）
其中，W为机身宽度；
基于激波关系式（2），使剪切层产生的压缩激波30的波后压强等于等效压强
Figure 987921DEST_PATH_IMAGE009
， 再结合式（1）计算得到膨胀角
Figure 59914DEST_PATH_IMAGE007
的大小；
Figure 407718DEST_PATH_IMAGE011
（2）
其中，
Figure 613572DEST_PATH_IMAGE012
为激波角，
Figure 481165DEST_PATH_IMAGE013
为比热比，
Figure 114272DEST_PATH_IMAGE014
为马赫数；
设飞行质心位置为
Figure 949372DEST_PATH_IMAGE015
，则前体和后体/尾喷管综合产生的俯仰力矩M z为：
Figure 693337DEST_PATH_IMAGE016
（3）
其中，
Figure 681016DEST_PATH_IMAGE017
是点O和A之间的曲线，
Figure 485024DEST_PATH_IMAGE018
是曲线
Figure 807421DEST_PATH_IMAGE017
上任意一点在轴向距飞行器头部 的距离，
Figure 355077DEST_PATH_IMAGE019
在对应
Figure 928753DEST_PATH_IMAGE018
位置点的压强，
Figure 293876DEST_PATH_IMAGE020
是等效中心点X在轴向距离飞行器头部的距 离，
Figure 713356DEST_PATH_IMAGE021
是点X在与轴向垂直的法向距飞行器头部的距离；
保证俯仰力矩在指定的范围[M z,min，M z,max]内，计算
Figure 330282DEST_PATH_IMAGE003
和
Figure 761394DEST_PATH_IMAGE006
的大小，结合等效 膨胀角
Figure 297418DEST_PATH_IMAGE004
和
Figure 204194DEST_PATH_IMAGE007
，得到内喷管长度
Figure 969019DEST_PATH_IMAGE022
、外喷管长度
Figure 910430DEST_PATH_IMAGE023
长度分别为：
Figure 351776DEST_PATH_IMAGE024
（4）
S4，将前体侧缘、边条翼16和主机翼前缘18一体化融合，通过相同的倒圆角设计，并利用CST曲线将机身截面20参数化设计为尖侧缘形状，前体侧缘等效为凸前缘边条，通过光顺过渡，构建曲边/直边两级边条+大后掠梯形翼的主升力面布局，翼型采用前、后倒圆的双弧翼；
S5，利用CST曲线和样条曲线对全机身进行参数化，结合发动机尺寸和燃料体积参数，进行跨声速和高超声速面积律设计。
本发明未涉及部分均与现有技术相同或可采用现有技术加以实现。
上述技术方案只是本发明的一种实施方式，对于本领域内的技术人员而言，在本发明公开了应用方法和原理的基础上，很容易做出各种类型的改进或变形，而不仅限于本发明上述具体实施方式所描述的方法，因此前面描述的方式只是优选的，而并不具有限制性的意义。
除以上实例以外，本领域技术人员根据上述公开内容获得启示或利用相关领域的知识或技术进行改动获得其他实施例，各个实施例的特征可以互换或替换，本领域人员所进行的改动和变化不脱离本发明的精神和范围，则都应在本发明所附权利要求的保护范围内。

Claims (6)

1.一种高升阻比吸气式高超声速飞机气动布局，其特征在于，包括机体/内流道气动布局；在所述机体/内流道气动布局中从前到后分别为前体预压缩面（12）、一级外压缩面（6）、二级外压缩面（7）、三级外压缩面（8）、冲压流道（5）、第一尾喷管（10）和第二尾喷管（11），进气道分流板（9）位于二级外压缩面（7）内部，涡轮流道（4）并联于冲压流道（5）上方。
2.根据权利要求1所述的高升阻比吸气式高超声速飞机气动布局，其特征在于，包括迎风面气动布局；在所述迎风面气动布局中机身最前端为头部倒圆（21），后面依次为前体预压缩面（12）、一级外压缩面（6）、二级外压缩面（7）、三级外压缩面（8）、TBCC发动机外壳（13）和尾喷管（11），进气道分流板（9）位于二级外压缩面（7）内部，机翼（14）位于后端机身的两侧。
3.根据权利要求1或2任一所述的高升阻比吸气式高超声速飞机气动布局，其特征在于，包括背风面气动布局；在所述背风面气动布局中纵向剖面形状通过背风面机身脊线（19）控制，横向截面的形状通过机身横截面控制曲线（20）控制，机身两侧为边条翼（16）和机翼（14），两者前后连接，连接段光顺过渡；边条翼（16）、机翼过渡段前缘（17）、主机翼前缘（18）分别对应边条翼（16）、光顺过渡区和机翼（14）的前缘倒圆，边条翼（16）和机翼（14）的组合翼位于机身两侧，并通过翼身融合曲面（22）与机身光顺连接。
4.根据权利要求3所述的高升阻比吸气式高超声速飞机气动布局，其特征在于，包括前体/进气道一体化气动布局；在所述前体/进气道一体化气动布局中：气流从前至后通过所述前体/进气道一体化气动布局，将依次产生前体预压缩激波（23）、前体膨胀波系（24）和进气道外压缩面（25）。
5.根据权利要求4所述的高升阻比吸气式高超声速飞机气动布局，其特征在于，包括后体/尾喷管一体化气动布局；在所述后体/尾喷管一体化气动布局中发动机出口气流经尾喷管膨胀面（26）后膨胀产生推力，同时在斜切喷管下端形成外喷管羽流剪切层（28），剪切层与前方自由来流相互作用产生压缩激波（30），将尾喷管膨胀面（26）和外喷管羽流剪切层（28）分别等效为尾喷管等效膨胀面（27）、外喷管等效羽流剪切层（29）。
6.一种基于权利要求5所述的高升阻比吸气式高超声速飞机气动布局的设计方法，其特征在于，包括步骤：
S1，在三级外压缩的进气道布局的二级压缩面处设置分流导流板，形成涡轮流道二级压缩、冲压流道三级压缩的并联双通道TBCC发动机布局，并对前体/进气道一体化的前体预压缩面部分进行光顺曲面设计和优化，确保来流的均匀化；
S2，基于二次曲线
Figure 939245DEST_PATH_IMAGE001
构建参数化的尖头前体预压缩曲面，并 且进气道外压缩面（25）设计在前体预压缩激波（23）和前体膨胀波系（24）的后方；其中，x为 机身纵向位置的参数变量，y为高度方向位置的参数变量，a、b、c、d、e为方程对应各项的系 数；
S3，将尾喷管膨胀面
Figure 754755DEST_PATH_IMAGE002
等效为线段
Figure 345046DEST_PATH_IMAGE003
，明确等效膨胀角
Figure 186095DEST_PATH_IMAGE004
；将外喷管的自由流 面的流场剪切层
Figure 570939DEST_PATH_IMAGE005
等效为外喷管膨胀面
Figure 619667DEST_PATH_IMAGE006
，设膨胀角为
Figure 408238DEST_PATH_IMAGE007
；基于式（1），通过发动机推 力
Figure 161299DEST_PATH_IMAGE008
反推喷管的等效压强
Figure 135071DEST_PATH_IMAGE009
；
Figure 184061DEST_PATH_IMAGE010
（1）
其中，W为机身宽度；
基于激波关系式（2），使剪切层产生的压缩激波（30）的波后压强等于等效压强
Figure 774442DEST_PATH_IMAGE009
，再结 合式（1）计算得到膨胀角
Figure 862353DEST_PATH_IMAGE007
的大小；
Figure 425053DEST_PATH_IMAGE011
（2）
其中，
Figure 907593DEST_PATH_IMAGE012
为激波角，
Figure 188533DEST_PATH_IMAGE013
为比热比，
Figure 548976DEST_PATH_IMAGE014
为马赫数；
设飞行质心位置为
Figure 231761DEST_PATH_IMAGE015
，则前体和后体/尾喷管综合产生的俯仰力矩M z为：
Figure 730876DEST_PATH_IMAGE016
（3）
其中，
Figure 249844DEST_PATH_IMAGE017
是点O和A之间的曲线，
Figure 492606DEST_PATH_IMAGE018
是曲线
Figure 29898DEST_PATH_IMAGE017
上任意一点在轴向距飞行器头部的距 离，
Figure 824548DEST_PATH_IMAGE019
在对应
Figure 939134DEST_PATH_IMAGE018
位置点的压强，
Figure 860954DEST_PATH_IMAGE020
是等效中心点X在轴向距离飞行器头部的距离，
Figure 377386DEST_PATH_IMAGE021
是点X在与轴向垂直的法向距飞行器头部的距离；
保证俯仰力矩在指定的范围[M z,min，M z,max]内，计算
Figure 841472DEST_PATH_IMAGE003
和
Figure 443354DEST_PATH_IMAGE006
的大小，结合等效膨胀 角
Figure 903286DEST_PATH_IMAGE004
和
Figure 664437DEST_PATH_IMAGE007
，得到内喷管长度
Figure 676256DEST_PATH_IMAGE022
、外喷管长度
Figure DEST_PATH_IMAGE023
长度分别为：
Figure 171959DEST_PATH_IMAGE024
（4）
S4，将前体侧缘、边条翼（16）和主机翼前缘（18）一体化融合，通过相同的倒圆角设计，并利用CST曲线将机身截面（20）参数化设计为尖侧缘形状，前体侧缘等效为凸前缘边条，通过光顺过渡，构建曲边/直边两级边条+大后掠梯形翼的主升力面布局，翼型采用前、后倒圆的双弧翼；
S5，利用CST曲线和样条曲线对全机身进行参数化，结合发动机尺寸和燃料体积参数，进行跨声速和高超声速面积律设计。
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