[發明專利]滿足寬速域乘波性能的飛行器氣動布局方法、設備及介質

有效

• 申請號: 202011286963.4
• 申請日: 2020-11-17
• 公開（公告）號: CN112389627B
• 公開（公告）日: 2022-06-24
• 發明（設計）人: 李國良;劉曉文;廖鵬;龔安龍;周偉江
• 申請（專利權）人: 中國航天空氣動力技術研究院
• 主分類號: B64C1/00
• 分類號: B64C1/00;B64F5/00;B64C30/00
• 代理公司: 北京思創大成知識產權代理有限公司 11614
• 代理人: 張立君

本發明提出了一種滿足寬速域乘波性能的飛行器氣動布局方法、設備及介質。布局方法包括：建立基礎外形，并對基礎外形的計算域繪制網格；采用激波裝配法對所述基礎外形的計算域進行流場計算，根據彈道點的狀態參數分別開展計算，獲得流場穩定解及穩定激波面；對飛行馬赫數從大到小計算獲得的激波面，分別沿激波面的流向迎風面選取一個切割位置，對激波面進行切割，得到的切割線作為乘波體迎風面的前緣線，將切割線上的點作為起始點采用流線追蹤法獲得乘波面；根據乘波體設計的實際長度的要求，對各個切割線的長和寬乘以系數，滿足實際的長度要求和寬度要求，然后根據乘波體設計的裝填比要求，獲得乘波體的背風面。

技術領域

本發明屬于飛行器氣動布局設計領域，具體涉及一種通過改變迎風面的形狀來實現寬速域全乘波的氣動布局形式。

背景技術

飛行器氣動布局和外形選擇是總體設計的前提和基礎，是相當重要的部分。隨著對飛行器航程的要求越來越高，乘波體無疑是超聲速飛行器的首選方案。乘波體是一種前緣具有附體激波的超聲速或高超聲速飛行器，附著在飛行器前緣的激波，可防止下表面的高壓氣體橫向“泄露”到上表面。與傳統飛行器相比，在相同的攻角下，乘波體具有更大的升阻比。

目前乘波體設計方法主要有正設計方法與反設計方法，不管何種方法，設計流程首要任務是選取最主要的彈道點作為設計點來得到乘波體的乘波面。因為飛行器的飛行過程中飛行速度和飛行高度是在不斷變化的，所以按照傳統方法設計乘波體在非設計點的升阻比氣動特性下降很快。

所以，需要提出一種全乘波解決方案，實現寬速域全乘波的氣動布局形式。

發明內容

本發明要解決的技術問題是：克服現有技術的不足，提供了一種滿足寬速域乘波性能的飛行器氣動布局形式，充分利用乘波飛行器的高升阻比氣動特性，采用一種可伸縮迎風面的設計，根據不同的飛行高度及飛行馬赫數，調整迎風面的伸縮位置，滿足不同彈道點全乘波設計。能夠實現寬速域范圍內(馬赫數≥2，飛行高度≥10Km)典型彈道點的全乘波氣動布局，使得飛行器在整個飛行階段具有高升阻比的氣動特性。通過在飛行器底部設計flap舵面，保證飛行器的俯仰方向穩定性。在飛行器背風面設計V尾舵面，保證飛行器的航向穩定性。本發明提供了一種通過改變迎風面形狀，滿足彈道點全乘波特性，從而保證在寬速域飛行狀態下具有高升阻比氣動特性的氣動布局形式。

根據本發明的一個方面，提供一種滿足寬速域乘波性能的飛行器氣動布局方法，包括：

建立基礎外形，并對基礎外形的計算域繪制網格；

采用激波裝配法對所述基礎外形的計算域進行流場計算，根據彈道點的狀態參數分別開展計算，獲得流場穩定解及穩定激波面；

對飛行馬赫數從大到小計算獲得的激波面，分別沿激波面的流向迎風面選取一個切割位置，對激波面進行切割，得到的切割線作為乘波體迎風面的前緣線，將切割線上的點作為起始點采用流線追蹤法獲得乘波面；

根據乘波體設計的實際長度的要求，對各個切割線的長和寬乘以系數，滿足實際的長度要求和寬度要求，然后根據乘波體設計的裝填比要求，獲得乘波體的背風面。

進一步地，還包括根據所述前緣線和乘波體的工藝要求對乘波體的前緣進行鈍化。

進一步地，將所述基礎外形的計算域劃分為單塊結構網格。

進一步地，所述基礎外形的迎風面采用三角面，背風面采用自由流面，長寬比滿足設計要求。

進一步地，依據初始彈道點確定的初始迎風面，當飛行彈道點改變時，向飛行器內部收縮迎風面的外緣，收縮到與該彈道點提前設計好的迎風面形狀一致。

進一步地，飛行器內部安裝驅動裝置進行迎風面外緣的收縮。

進一步地，將V尾形式舵面安裝在飛行器背風面，用于控制航向穩定；將flap舵面安裝在飛行器底部，用于控制俯仰方向穩定。