[發明專利]一種大容積高升阻比脊形吻切錐乘波體設計方法

有效

• 申請號: 201610927947.6
• 申請日: 2016-10-31
• 公開（公告）號: CN106428620B
• 公開（公告）日: 2017-07-21
• 發明（設計）人: 柳軍;符翔;王源杰;丁峰;劉珍;黃偉;羅仕超;李開;張寶虎;聞訊
• 申請（專利權）人: 中國人民解放軍國防科學技術大學
• 主分類號: B64F5/00
• 分類號: B64F5/00
• 代理公司: 北京中濟緯天專利代理有限公司11429
• 代理人: 陳立新

技術領域

本發明涉及高超聲速飛行器氣動外形設計，具體涉及一種大容積高升阻比脊形吻切錐乘波體設計方法。

背景技術

高超聲速飛行器是指以馬赫數5或更高速度在大氣層中或跨大氣層飛行的飛行器。對于高超聲速飛行器而言，無論采用何種外形，保證飛行器良好的氣動性能都是必須的前提，而體現良好氣動性能的最重要指標就是飛行器具有較高的升阻比(即升力系數與阻力系數之比)。乘波體是目前所公認的一種較好的高超聲速飛行器氣動布局設計方案，其外形獨特且靈活多變。在設計飛行狀態下，乘波體產生的激波很好地貼附在前緣上，并且波后的高壓氣流被限制在下表面，使得飛行器好似騎在激波面上，其“乘波體”之名由此而來。

與常規高超聲速氣動構型相比，乘波體有以下優點：

(1)有更高的升阻比。常規飛行器氣動外形在高超聲速條件存在較大波阻，較難獲得高升阻比。而在設計狀態下，乘波體的整個前緣形成貼附的激波，激波后的高壓氣流被限制在乘波體的下表面，從而使得乘波體具有更高升阻比；

(2)可提供較均勻的下表面流場，有利于一體化設計。沒有“溢流”也使得乘波體下表面處的高壓氣流幾乎沒有或很少有橫向流動，可以保障進入發動機流道氣流的均勻性，這一特性對于吸氣式高超聲速飛行器一體化設計是十分有利的；

(3)便于反設計。乘波體是由已知流場生成的，是一種反設計方法，可以根據進氣道形狀生成乘波前體來產生需要的流場，有利于前體/推進系統一體化設計。

目前常用的乘波體設計方法有多種，如錐導法、吻切錐法、吻切流場法等。吻切錐法是乘波體設計方法中較為常用的一種，其設計乘波體的基本思路是：首先將給定的激波出口型線劃分為足夠小的小段圓弧，每一段圓弧均可以看作是一段圓錐激波，產生該段激波的圓錐稱為吻切錐，而圓錐頂點的位置由激波角和該段激波圓弧的曲率中心確定，錐形流場通過求解Taylor-Maccoll方程得到，最后通過流線追蹤和自由流線法得到乘波體上下表面。吻切錐法的具體實施過程參見Sobieczky H,Dougherty FC.Hypersonic Waverider Design from Given ShockWaves[R].University ofMaryland:1990.。吻切錐法的相對于其之前出現的乘波體設計方法，乘波體的激波出口型線不再局限于圓弧，可以更好地匹配進氣道入口形狀，因此極大地拓寬了乘波體設計思路，也在工程實踐中得到了廣泛使用。

一般來說，乘波體的外形趨于扁平且容積較小，無法滿足一般飛行器的容積要求。而容積越大的乘波體，其氣動性能相對越差，升阻比越小。目前可以通過在乘波體上添加容積體的方式來滿足容積要求。在高超聲速飛行器中可以使用的容積體類型多樣，其截面形狀可為圓形、橢圓形等。需要注意的是，在設計大容積乘波體時，如果為了滿足幾何約束——特別是容積要求，只是簡單地將容積體添加至乘波體上，會導致設計出的乘波體升阻比相較于原始乘波體有較大損失，無法很好體現出乘波體高升阻比的優勢。

發明內容

針對現有技術存在的缺陷，本發明的目的在于提供一種大容積高升阻比脊形吻切錐乘波體設計方法，解決現有由吻切錐理論設計高超聲速乘波飛行器時，為了增大容積而導致升阻比損失嚴重的問題。其在乘波體背部增加容積體，使得整個飛行器背部隆起且主要容積在背部且靠后，就得到了本發明所定義的脊形乘波體。脊形飛行器在大攻角飛行條件下具有較好方向穩定性且能夠滿足容積需求。本發明提供的設計方法使乘波體既能夠滿足設計需求的大容積，又能在所設計的飛行條件下具有高升阻比。

本發明的技術方案是：

一種大容積高升阻比脊形吻切錐乘波體設計方法，包括以下步驟：

第一步，給定乘波體的飛行條件、尺寸約束和性能要求，根據吻切錐理論和尺寸約束來設計吻切錐乘波體。

乘波體的飛行條件主要指的是設計點和飛行范圍，包括飛行高度h、飛行馬赫數Ma、攻角α等參數，這些參數以及其具體定義參見中華人民共和國標準GB/T 14410-1993。