[發(fā)明專利]變激波角吻切流場乘波體的氣動外形設(shè)計方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201710472800.7
• 申請日: 2017-06-21
• 公開（公告）號: CN107310748B
• 公開（公告）日: 2018-02-23
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 劉珍;柳軍;丁峰;黃偉;陳韶華;羅仕超;符翔;聞訊;張寶虎
• 申請（專利權(quán)）人: 中國人民解放軍國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)
• 主分類號: B64F5/00
• 分類號: B64F5/00
• 代理公司: 北京中濟(jì)緯天專利代理有限公司11429
• 代理人: 陸薇薇

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及高超聲速飛行器氣動外形設(shè)計技術(shù)領(lǐng)域，具體的涉及一種基變激波角吻切流場乘波體的氣動外形設(shè)計方法。

背景技術(shù)

高超聲速飛行器在飛行過程中是否具有較高的升阻比(即升力和阻力的比值)，是衡量高超聲速飛行器氣動外形設(shè)計結(jié)果好壞的重要指標(biāo)。已有的研究結(jié)果表明，乘波體能夠很好地實現(xiàn)高超聲速飛行過程中的良好氣動性能，保證飛行器的高升阻比。乘波的概念首次于1950年代由Nonweilwer教授提出，已有的設(shè)計方法包括楔導(dǎo)法、錐導(dǎo)法和吻切類方法。

楔導(dǎo)法中所需楔形流場可以通過求解平面斜激波關(guān)系式得到，錐導(dǎo)法的基準(zhǔn)流場是錐形流場，采用錐導(dǎo)法設(shè)計得到的乘波體激波形狀為圓弧形，所得乘波體具有較高的升阻比和容積率。該法具有簡單、快速的特性，因此，錐導(dǎo)法近年來得到了廣泛的應(yīng)用。

吻切類方法是利用吻切錐理論使得乘波體底部橫截面的激波形狀不再局限于圓弧或直線，可以根據(jù)實際需求設(shè)計成任意二階導(dǎo)數(shù)連續(xù)的曲線。該方法設(shè)計得到的乘波體適于作為吸氣式飛行器的前體。

圖1為吻切錐方法設(shè)計乘波體的底部截面圖和任意一個吻切平面示意圖。其中，4和6分別為激波出口型線和上表面出口型線，這兩條線在吻切錐方法中為設(shè)計時給定的基本型線。7為激波出口型線上的任意一個離散點(diǎn)，提取與激波出口型線相切于點(diǎn)7的曲率圓，并獲取該曲率圓的半徑和該點(diǎn)對應(yīng)的激波角，即可唯一確定吻切平面AA’以及對應(yīng)的基準(zhǔn)流場。在該基準(zhǔn)流場中求解即可得到前緣點(diǎn)13和后緣點(diǎn)8。吻切錐方法求解時，每個離散點(diǎn)對應(yīng)的吻切平面內(nèi)的基準(zhǔn)流場的激波角11度數(shù)相同。因而吻切錐乘波體在每個吻切平面內(nèi)的基準(zhǔn)流場相同，這就導(dǎo)致了設(shè)計乘波體時在每個吻切平面內(nèi)均采用同一個基準(zhǔn)流場。

由于所用基準(zhǔn)流場相同，采用現(xiàn)有吻切錐方法設(shè)計乘波體外形，當(dāng)需要設(shè)計較大的激波角時，所得雖然能滿足對大容積率的要求，但卻無法提高升阻比。當(dāng)需要設(shè)計較小的激波角時，所得乘波體的外形升阻比較高但容積率較小?，F(xiàn)有方法限制了乘波體外形的設(shè)計自由度。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明提供的變激波角吻切流場乘波體的氣動外形設(shè)計方法，解決了現(xiàn)有技術(shù)中吻切錐方法設(shè)計乘波體時只能在每個吻切平面內(nèi)采用同一個基準(zhǔn)流場，導(dǎo)致乘波體外形設(shè)計自由受限的技術(shù)問題。

本發(fā)明提供了一種變激波角吻切流場乘波體的氣動外形設(shè)計方法，包括以下步驟：

步驟S100：確定變激波角吻切流場乘波體的基本型線，并將基本型線中的激波出口型線離散成若干離散點(diǎn)；

步驟S200：根據(jù)所需設(shè)計的乘波體要求，設(shè)定馬赫數(shù)和激波角沿展向的變化規(guī)律曲線β(z)，求解每個離散點(diǎn)對應(yīng)的吻切平面和基準(zhǔn)流場；

β(z)＝a*z²+b(b＞0) (1)

其中，β表示激波角，z為乘波體展向位置坐標(biāo)，a和b表示激波角變化曲線的系數(shù)；

步驟S300：在各基準(zhǔn)流場內(nèi)分別求解各吻切平面對應(yīng)的前緣點(diǎn)和后緣點(diǎn)，得到一系列的前緣點(diǎn)和一系列的后緣點(diǎn)，將一系列的前緣點(diǎn)連成上表面出口型線，一系列的后緣點(diǎn)連成下表面出口型線；

步驟S400：由基本型線中的上表面出口型線、下表面出口型線和前緣線得到變激波角吻切流場乘波體氣動構(gòu)型。

進(jìn)一步地，步驟S200中包括以下步驟：

步驟S210：在激波出口型線上的離散點(diǎn)中任意取一點(diǎn)i，得到該點(diǎn)i的曲率圓、曲率圓的圓心和該吻切平面對應(yīng)的基準(zhǔn)流場的半徑，將點(diǎn)i的Z方向坐標(biāo)z₁代入公式(1)中得到點(diǎn)i對應(yīng)的激波角β(z₁)；

步驟S220：通過點(diǎn)i、曲率圓的圓心和激波角β(z₁)求得吻切平面內(nèi)的圓錐激波的頂點(diǎn)，以確定通過點(diǎn)i的吻切平面及該吻切平面對應(yīng)的基準(zhǔn)流場；

步驟S230：對激波出口型線上的所有離散點(diǎn)分別重復(fù)進(jìn)行步驟S210～S220，得到每個離散點(diǎn)對應(yīng)的吻切平面及基準(zhǔn)流場。

相對現(xiàn)有技術(shù)，本發(fā)明的技術(shù)效果：

本發(fā)明提供的變激波角吻切流場乘波體的氣動外形設(shè)計方法，拓寬了乘波體的設(shè)計自由度，使其可以根據(jù)具體的升阻比和容積率的需求對激波角沿展向的變化規(guī)律進(jìn)行設(shè)計，實現(xiàn)不同吻切平面內(nèi)采用不同的基準(zhǔn)流場。該方法大大拓寬了乘波體的設(shè)計自由度，使得所設(shè)計的乘波體外形能夠兼顧升阻比和容積率的需求，得到更為實用的外形。