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摘要：本发明涉及一种基于吻切理论的叠加式全乘波飞行器设计方法，包括：给定基础流场设计参数以确定基准流场；基础流场设计参数包括：乘波前体设计马赫数，乘波前体物面角，乘波后体设计马赫数和乘波机翼段物面角；给定乘波前体设计型线和乘波后体设计型线；其中，包括：前体激波出口型线、前体上表面底部型线、后体激波出口型线和后体上表面底部型线；采用乘波后体设计型线、乘波后体设计马赫数和乘波机翼段物面角生成乘波后体；采用乘波前体设计型线、乘波前体设计马赫数和乘波前体物面角生成乘波前体；将乘波后体与乘波前体在唇口位置处进行叠加，并拉伸乘波前体的前体底面至乘波后体的后体底面，以完成叠加式全乘波飞行器的设计。

主权项：1.一种基于吻切理论的叠加式全乘波飞行器设计方法，其特征在于，包括以下步骤：S1.给定基础流场设计参数以确定基准流场；其中，所述基础流场设计参数包括：乘波前体设计马赫数，乘波前体物面角，乘波后体设计马赫数和乘波机翼段物面角；S2.给定乘波前体设计型线和乘波后体设计型线；其中，所述乘波前体设计型线包括：前体激波出口型线和前体上表面底部型线；所述乘波后体设计型线包括：后体激波出口型线和后体上表面底部型线；S3.对所述乘波后体进行设计；其中，采用乘波后体设计型线、乘波后体设计马赫数和乘波机翼段物面角并基于吻切理论在吻切锥激波流场生成所述乘波后体；其包括：S31.将所述后体激波出口型线划分为乘波机翼段激波出口型线和乘波机腹段激波出口型线；S32.采用所述乘波机翼段激波出口型线、所述乘波后体设计马赫数和所述乘波机翼段物面角并基于吻切理论在吻切锥激波流场生成所述乘波后体的乘波机翼段；S33.采用所述乘波机腹段激波出口型线、所述乘波机翼段激波出口型线和所述乘波后体设计马赫数并基于吻切理论在吻切锥激波流场生成所述乘波后体的乘波机腹段；S34.基于所述乘波机翼段和所述乘波机腹段以获得所述乘波后体；S4.对所述乘波前体进行设计；其中，采用所述乘波前体设计型线、乘波前体设计马赫数和乘波前体物面角并基于吻切理论在吻切锥激波流场生成所述乘波前体；其包括：S41.对所述前体激波出口型线进行离散化，以获取离散点；S42.采用给定的所述乘波前体设计马赫数和所述乘波前体物面角并基于高超声速小扰动法完成对所述前体激波出口型线上各离散点处局部吻切锥激波流场的求解，并利用所得出的吻切锥激波角与物面角之间的近似关系式求得对应吻切锥激波角；S43.基于所述前体激波出口型线各离散点对应的所述吻切锥激波角及乘波前体物面角，并采用给定的所述乘波前体设计马赫数的前提下利用高超声速小扰动法由各离散点求解出与之对应的乘波前体底面型线的各离散点，然后将其在各离散点局部吻切锥激波流场内向上游投影，与各局部吻切锥激波面相交，并利用相似原理求得交点，且基于交点构成乘波前体前缘线；S44.将所述乘波前体前缘线的交点在与离散点相匹配的局部吻切锥激波流场内向下游进行流线追踪，与前体底面相交于交点，且基于交点构成乘波前体下表面后缘线，以完成乘波前体的设计；S5.将所述乘波后体与所述乘波前体在唇口位置处进行叠加，并拉伸所述乘波前体的前体底面至所述乘波后体的后体底面，以完成叠加式全乘波飞行器的设计。

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百度查询： 中国人民解放军国防科技大学 一种基于吻切理论的叠加式全乘波飞行器设计方法