壁面压力可控的内外乘波一体化设计方法技术领域
本发明涉及临近空间高超声速飞行器，尤其是涉及一种壁面压力可控的内外乘波
一体化设计方法。
背景技术
临近空间飞行器的发展涉及国家安全与和平利用空间，是目前国际竞相争夺空间
技术的焦点之一。以美国、俄罗斯为代表的世界强国都在大力推进各自的高超声速飞行研
制计划(Joseph,M.H,James S.M.Richard C.M.,The X-51A Scramjet Engine Flight
Demonstration Program,15th AIAA International Space Planes and Hypersonic
Systems and Technologies Conference,2008)。自上世纪60年代以来的大量研究充分说
明，飞机器与推进系统的一体化设计是实现高超声速飞行的关键，而机体与推进系统一体
化的核心则是飞行器和进气道的一体化。从目前的研究热点和趋势看，外乘波体飞行器设
计和三维内收缩进气道研究已经成为两个领域内公认的先进设计方法和领先技术。
进气道是高超声速飞行器推进系统中的主要部件。它位于飞行器前部，直接与高
超声速飞行器前体相连接，起着压缩来流，为下游提供尽可能多高能气流的作用。经过长期
的发展人们提出了一系列高超声速进气道形式，主要包括：二元式进气道、轴对称式进气
道、侧压式进气道，并就它们的设计方法、流动特征、工作特性、工程设计研究等问题开展了
研究。此外，国外研究人员还提出了一系列三维内收缩高超声速进气设计思路和方案。如：
美国约翰霍普金斯大学F.S.Billig等提出的流线追踪Busemann进气道(Brien,T.F.and
Colville,J.R.Analytical Computation of Leading Edge Truncation Effects on
Inviscid Busemann Inlet Performance,AIAA paper,2007)；美国Astrox公司的P.K.Ajay
等提出的“Funnel”型进气道概念(Billig,F.S.and Kothari,A.P.,Streamline Tracing:
Technique for Designing Hypersonic Vehicles,Journal of Propulsion and Power,
Vol.16,No.3,2000,pp.465-471)；美国航天宇航研究中心的M.K.Smart等提出的将矩形进
口光滑转为椭圆形出口(Smart,M.K.and Trexler,C.A.Mach4Performance of a Fixed-
Geometry Hypersonic Inlet with Rectangular-to-Elliptical Shape Transition,
41st AIAAAerospace Sciences Meeting&Exhibit,2002)的思路等。在国内，尤延铖等学者
率先将外流乘波理论运用在进气道内流研究中，提出了一种被称为内乘波式的三维内收缩
高超声速进气道。数值模拟和高焓风洞试验证实：设计状态下，该进气道可以全流量捕获来
流；在非设计状态，该类进气道可以通过进口的自动溢流，明显改善低马赫数工作能力，因
而具有较好的总体特性。
虽然在高超声速飞行器和高超声速进气道研究领域，各项研究已经取得了显著的
进展，部件性能也在不断提升。然而，迄今为止，科研人员尚未发现有效的方法，使得壁面压
力分布得到控制。而壁面压力对飞行器性能提升有至关重要的作用。与此同时，科研人员也
尚未得到高性能且适用于外乘波体飞行器与三维内转进气道的一体化装置，使二者的结合
实现飞行器总体性能的最大化。由于二者工作要求不同，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，对它们进行相干叠加和相互折衷。但一体化问题绝非
如此简单。美国空军高超声速计划首席科学家Mark Lewis在文献(M.Lewis,A Hypersonic
Propulsion Airframe Integration Overview,39th AIAA与ASME与SAE与ASEE Joint
Propulsion Conference and Exhibit,2003)中指出，虽然我们很容易设计出升阻比7～8
的飞行器，但现有的匹配上发动机的高超声速飞行器升阻比最大也只有3.8。而乘波进气道
对飞行器性能提升也有至关重要的作用。由此可见，目前制约高超声速系统总体性能的问
题之一是缺乏一种壁面压力可控的内外乘波一体化设计方法。
发明内容
本发明的目的旨在提供一种壁面压力可控的内外乘波一体化设计方法。
本发明包括以下步骤：
1)根据设计要求指定前缘捕获型线在设计截面上的投影和所需的压力分布。
2)设计前缘捕获型线在俯视图上的投影，根据给定压力分布，利用逆向特征线法
求解对应的压缩型线。
3)根据压缩型线以及密切面与对称面夹角，在相应的轴对称外压缩流场或轴对称
内收缩流场内，通过坐标变换，得到内外乘波一体化的压缩型面。
4)设计三维内转进气道出口截面和三维内转进气道唇口在设计截面上的投影，并
根据激波关系得到三维内转进气道唇口的三维构型。
5)以压缩型面为基础对内外乘波一体化飞行器进行几何构造。
在步骤5)中，所述几何构造包括飞行器上表面、飞行器下表面、隔离段向后等直拉
伸等。
本发明得到壁面压力可控的内外乘波一体化方案设有外乘波体飞行器和三维内
转进气道；所述三维内转进气道设有三维内转进气道压缩型面、三维内转进气道唇口、三维
内转进气道肩部、三维内转进气道隔离段和三维内转进气道横向溢流口；所述外乘波体飞
行器与三维内转进气道依靠二元平面楔导乘波段连接过渡，三维内转进气道型面于三维内
转进气道肩部处转平进入三维内转进气道隔离段，横向溢流口存在于外乘波体飞行器与三
维内转进气道压缩型面连接过渡处。
本发明的优点如下：
利用本发明生成的壁面压力可控的内外乘波一体化飞行器同时兼顾了外乘波体
飞行器与三维内转进气道的性能，并且实现了对乘波体壁面压力的控制。其中，外乘波体飞
行器具有较高的升阻力特性。进气道为三维内转进气道，而且乘波体壁面压力得到控制，保
证了全流量捕获来流，增大发动机推力的同时减小外流阻力；在低马赫数情况下又能自动
调整溢流，拓宽进气道的工作马赫数范围。依靠曲率半径无穷远的平面楔导乘波体过渡段，
实现内外乘波部分的自然过渡，保证了实现高升阻比的乘波装置不会因为与进气道装置的
耦合而牺牲总体性能，从而在不降低升阻比的情况下出色地完成进气道的工作。
附图说明
图1是壁面压力可控的内外乘波一体化方案压缩型面正视图。
图2是壁面压力可控的内外乘波一体化方案流向压力分布以及压缩型面俯视图。
图3是逆向特征线法的求解示意图。
图4是壁面压力可控的内外乘波一体化方案仰视示意图。
图5是壁面压力可控的内外乘波一体化方案半剖结构示意图。
图6是壁面压力可控的内外乘波一体化方案总体结构示意图。
图中的标记为：1表示壁面压力可控的内外乘波一体化方案对称截面、2表示三维
内转进气道前缘捕获型线在设计截面上的投影、3表示外乘波体前缘捕获型线在设计截面
上的投影、4表示二元平面乘波段密切面、5表示外乘波段激波曲线当地曲率中心、6表示外
乘波段密切面、7表示前缘捕获型线在设计平面的离散点、8表示内乘波段激波曲线当地曲
率中心、9表示内乘波段密切面、10表示外乘波体下表面型线、11表示三维内转进气道压缩
型面、12表示外乘波体压缩型面、13表示三维内转进气道压缩型线、14表示外乘波体压缩型
线、15表示壁面压力可控的内外乘波一体化方案流向压力分布、16表示二维平面压缩段、17
表示外乘波段密切面6上外乘波体流向截面的压缩型线、18表示内乘波段密切面9上三维内
转进气道流向截面压缩型线、19表示三维内转进气道横向溢流口、20表示三维内转进气道
唇口、21表示三维内转进气道肩部型线、22表示三维内转进气道隔离段、23表示三维内转进
气道隔离段出口、24表示外乘波体飞行器与三维内转进气道前缘、25表示外乘波体飞行器、
A表示A1和A2在压力分布曲线15的对应点、B表示B1和B2在压力分布曲线15的对应点、C表示C1
和C2在压力分布曲线15的对应点、D表示DA和DC在压力分布曲线15的对应点、A1和A2表示三维
内转进气道压缩型线起始点、B1和B2表示二维平面乘波段压缩型线起始点、C1和C2表示外乘
波体压缩型线起始点、DA表示三维内转进气道压缩型线终止点、DC表示外乘波体压缩型线终
止点、E表示外压缩轴对称流场内右行特征线与激波的交点、F表示内收缩轴对称流场内右
行特征线与激波的交点。
具体实施方式
以下实施例将结合附图对本发明作进一步的说明。
参见图1～6，壁面压力可控的内外乘波一体化设计方法的主要实施步骤包括：
(1)、根据设计要求指定前缘捕获型线在设计截面上的投影和所需的压力分布。前
缘捕获型线在设计截面上的投影分为外乘波段和内乘波段，分别对应曲线3和曲线2，并求
解曲线上每一离散点曲率以及曲率中心，其中外乘波段和内乘波段通过曲率为∞的二元平
面乘波段16过渡。以外乘波段为例，将离散点7与对应的曲率中心5相连得到密切轴，沿垂直
于直面方向拉伸得到密切面6，同理，将离散点与对应的曲率中心8相连得到密切轴，沿垂直
于直面方向拉伸可得内乘波段密切面9。曲率为无穷时得到二元平面乘波段密切面4。流向
压力分布15可以采用二次曲线或三次曲线等设计，改变流向截面中压力分布曲线15来实现
对壁面压力分布的控制。其中内外乘波体沿横向方向压力相同，即横向方向A1A2之间壁面压
力均为A点压力，横向方向B1B2之间壁面压力均为B点压力。
(2)、设计前缘捕获型线在俯视图上的投影，根据给定压力分布，利用逆向特征线
法求解对应的压缩型线。求解过程分为外乘波段和内乘波段，分别对应轴对称外压缩基本
流场和轴对称内收缩基本流场。其中外乘波段以密切面6为例，内乘波段以密切面9为例。根
据外乘波段密切面6对应的压力分布曲线CD，结合来流参数以及该密切面曲率，并以右行特
征线EDCs为特征线边界条件，如图3(a)所示，采用逆向特征线法求解得到压缩型线17(压缩
型线C1sDCs)以及对应的轴对称外压缩流场；同理，根据内乘波段密切面9对应的压力分布曲
线AD，结合来流参数以及该密切面曲率，并以左行特征线FDAs为特征线边界条件，如图3(b)
所示，采用逆向特征线法求解得到密切面9内的压缩型线18(压缩型线A1sDAs)以及对应的轴
对称内收缩流场。
(3)、根据压缩型线以及密切面与对称面夹角，在相应的轴对称外压缩流场或轴对
称内收缩流场内，通过坐标变换，得到内外乘波一体化的压缩型面。首先根据外乘波段密切
面6与壁面压力可控的内外乘波一体化方案对称截面1的夹角α，在对应的轴对称外压缩流
场内，利用压缩型线C1sDCs上每一点坐标(x，y)，求解得到密切面6内压缩型线14(即压缩型
线C1DC)上每一点的三维坐标(x，ysinα，ycosα)，之后将外乘波体的各密切面内压缩型线组
合得到外乘波体压缩型面12；同理，根据密切面9与对称面1的夹角β，在对应的轴对称内收
缩流场内，利用压缩型线A1sDAs上每一点坐标(x，y)，求解得到密切面9内压缩型线13(即压
缩型线A1DA)上每一点的三维坐标(x，ysinβ，ycosβ)，将内乘波段各密切面内压缩型线组合
得到三维内转进气道压缩型面11。
(4)、设计三维内转进气道出口截面和三维内转进气道唇口在设计截面上的投影，
并根据激波关系得到三维内转进气道唇口的三维构型。其中，三维内转进气道隔离段出口
截面23设计为类矩形，外乘波体与三维内转进气道所乘激波曲线内乘波段沿压缩型面11向
下游发展，与三维内转进气道唇口在设计截面上的投影沿流向发展得到的面相贯求得三维
内转进气道唇口20的三维构型。
(5)、以压缩型面为基础对内外乘波一体化飞行器进行几何构造(如飞行器上表面
前缘捕获型线24、下表面型线10，隔离段向后等直拉伸等)。获得在设计飞行状态下壁面压
力可控的内外乘波一体化装置。
本壁面压力可控的内外乘波一体化方案在保持外乘波体与三维内转进气道优点
的同时，实现了两种高性能装置的一体化，并且使壁面压力分布得到了控制，从而提高飞行
器与推进系统的总体性能。
如图6所示，本壁面压力可控的内外乘波一体化方案包括外乘波体飞行器25与三
维内转进气道，三维内转进气道由三维内转进气道压缩面11、三维内转进气道唇口20、三维
内转进气道肩部型线21、三维内转进气道隔离段22与三维内转进气道横向溢流口19组成。
且三维内转进气道能够实现内部乘波。外乘波体飞行器25与三维内转进气道依靠二元楔导
乘波段16连接过渡，三维内转进气道型面11于三维内转进气道肩部型线21处转平进入三维
内转进气道隔离段22，三维内转进气道唇口20位置由设计条件下三维内转进气道入射激波
反射点位置确定，三维内转进气道横向溢流口19存在于外乘波体飞行器25与三维内转进气
道压缩型面11连接过渡处。