[發(fā)明專(zhuān)利]變馬赫數(shù)吻切流場(chǎng)乘波體的氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201811233191.0
• 申請(qǐng)日: 2018-10-23
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN109279044B
• 公開(kāi)（公告）日: 2020-08-11
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 柳軍;劉珍;丁峰;陳韶華;張文浩
• 申請(qǐng)（專(zhuān)利權(quán)）人: 中國(guó)人民解放軍國(guó)防科技大學(xué)
• 主分類(lèi)號(hào): B64F5/00
• 分類(lèi)號(hào): B64F5/00;B64C30/00;B64C21/00
• 代理公司: 長(zhǎng)沙國(guó)科天河知識(shí)產(chǎn)權(quán)代理有限公司 43225
• 代理人: 邱軼

一種變馬赫數(shù)吻切流場(chǎng)乘波體的氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)方法，先給定設(shè)計(jì)馬赫數(shù)范圍，并設(shè)計(jì)馬赫數(shù)沿乘波體展向的變化規(guī)律曲線(xiàn)；給定上表面后緣線(xiàn)和激波出口型線(xiàn)，并將激波出口型線(xiàn)離散成若干離散點(diǎn)；給定來(lái)流參數(shù)及激波角β，求解激波出口型線(xiàn)上各離散點(diǎn)對(duì)應(yīng)的吻切平面以及各吻切平面內(nèi)的錐形基準(zhǔn)流場(chǎng)；求解各吻切平面對(duì)應(yīng)的前緣點(diǎn)、后緣點(diǎn)，進(jìn)而得到各吻切平面內(nèi)的流線(xiàn)，將所有前緣點(diǎn)光滑連接組成前緣線(xiàn)，將所有后緣點(diǎn)光滑連接組成下表面后緣線(xiàn)。各吻切平面內(nèi)的流線(xiàn)放樣生成下表面，前緣線(xiàn)和上表面后緣線(xiàn)放樣生成上表面，上表面后緣線(xiàn)和下表面后緣線(xiàn)組成底面，得到變馬赫數(shù)吻切流場(chǎng)乘波體氣動(dòng)外形。本發(fā)明所設(shè)計(jì)的乘波體外形更加適用于進(jìn)行寬速域飛行。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及高超聲速飛行器氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)技術(shù)領(lǐng)域，具體的涉及一種變馬赫數(shù)吻切流場(chǎng)乘波體的氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)方法。

背景技術(shù)

傳統(tǒng)的乘波體設(shè)計(jì)理論和方法大多是以單個(gè)馬赫數(shù)作為設(shè)計(jì)點(diǎn)開(kāi)展設(shè)計(jì)研究工作，升阻比優(yōu)化設(shè)計(jì)的目標(biāo)也是針對(duì)單個(gè)飛行馬赫數(shù)。該類(lèi)方法設(shè)計(jì)生成的乘波飛行器在設(shè)計(jì)點(diǎn)馬赫數(shù)狀態(tài)下的升阻比性能優(yōu)良，但其在非設(shè)計(jì)點(diǎn)馬赫數(shù)狀態(tài)下的氣動(dòng)性能卻不理想。因而，發(fā)展和創(chuàng)新乘波設(shè)計(jì)理論，以期乘波飛行器在更寬廣速域范圍均具有良好的氣動(dòng)性能，是實(shí)現(xiàn)乘波飛行器寬速域飛行的必要條件，也是乘波理論發(fā)展的必然趨勢(shì)。

圖1為吻切錐方法設(shè)計(jì)乘波體的底部截面圖和任意一個(gè)吻切平面示意圖。其中，圖1a)是吻切錐乘波體底部截面示意圖；圖1b) 是任一吻切平面示意圖。圖中1為任一吻切平面內(nèi)的過(guò)激波出口型線(xiàn)上任一點(diǎn)的曲率圓，2為任一吻切平面內(nèi)的吻切錐，3為任一吻切平面 AAˊ，4為激波出口型線(xiàn)，5為下表面出口型線(xiàn)，6為上表面出口型線(xiàn)， 7為激波出口型線(xiàn)上的任一離散點(diǎn)，8為任一吻切平面AAˊ內(nèi)求解得到的后緣點(diǎn)，9為圖1b)中的直線(xiàn)7～10與上表面出口型線(xiàn)的交點(diǎn)，10為點(diǎn) 7對(duì)應(yīng)的曲率圓的圓心，11為任一吻切平面AAˊ內(nèi)的激波角，12為任一吻切平面AAˊ內(nèi)吻切錐的頂點(diǎn)；13為點(diǎn)9對(duì)應(yīng)的前緣點(diǎn)。激波出口型線(xiàn)4和上表面出口型線(xiàn)6這兩條線(xiàn)在吻切錐方法中為設(shè)計(jì)時(shí)給定的基本型線(xiàn)。對(duì)于激波出口型線(xiàn)上的任意一個(gè)離散點(diǎn)7，提取與激波出口型線(xiàn)相切于離散點(diǎn)7的曲率圓，并獲取該曲率圓的半徑和該點(diǎn)對(duì)應(yīng)的激波角，即可唯一確定吻切平面AA’以及對(duì)應(yīng)的基準(zhǔn)流場(chǎng)。在該基準(zhǔn)流場(chǎng)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(shí)，每個(gè)離散點(diǎn)對(duì)應(yīng)的吻切平面內(nèi)的基準(zhǔn)流場(chǎng)的設(shè)計(jì)馬赫數(shù)相同。因而吻切錐乘波體在每個(gè)吻切平面內(nèi)的基準(zhǔn)流場(chǎng)相同，這就導(dǎo)致了設(shè)計(jì)乘波體時(shí)在每個(gè)吻切平面內(nèi)均采用同一個(gè)基準(zhǔn)流場(chǎng)。

由于所用基準(zhǔn)流場(chǎng)相同，采用現(xiàn)有吻切錐方法設(shè)計(jì)乘波體外形，當(dāng)需要在寬速域范圍內(nèi)進(jìn)行飛行時(shí)，其非設(shè)計(jì)點(diǎn)馬赫數(shù)狀態(tài)下的氣動(dòng)性能不理想。同時(shí)，現(xiàn)有方法限制了乘波體外形的設(shè)計(jì)自由度。

發(fā)明內(nèi)容

針對(duì)現(xiàn)有技術(shù)存在的缺陷，本發(fā)明提供一種變馬赫數(shù)吻切流場(chǎng)乘波體的氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)方法，利用本發(fā)明提供的方法能夠解決現(xiàn)有技術(shù)中吻切錐方法設(shè)計(jì)乘波體時(shí)只能在每個(gè)吻切平面內(nèi)采用設(shè)計(jì)馬赫數(shù)相同的基準(zhǔn)流場(chǎng)，導(dǎo)致乘波體外形在寬速域范圍內(nèi)飛行時(shí)氣動(dòng)性能不理想的技術(shù)問(wèn)題。

為實(shí)現(xiàn)上述技術(shù)目的，本發(fā)明的技術(shù)方案是：

本發(fā)明提供一種變馬赫數(shù)吻切流場(chǎng)乘波體的氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)方法，包括以下步驟：

步驟S100：根據(jù)所設(shè)計(jì)乘波體的任務(wù)要求，給定設(shè)計(jì)馬赫數(shù)范圍[Ma_min，Ma_max]，并給定設(shè)計(jì)馬赫數(shù)沿乘波體展向的變化規(guī)律曲線(xiàn)Ma(z)。

下面提供一種以遞減型拋物線(xiàn)方式(如公式(1)所示)表示設(shè)計(jì)馬赫數(shù)沿展向的變化規(guī)律曲線(xiàn)Ma(z)，從而確保設(shè)計(jì)所得乘波體的設(shè)計(jì)馬赫數(shù)變化規(guī)律為中間較小而兩端較大

Ma(z)＝a*z²+b(b＞0) (1)