[發(fā)明專利]一種乘波體結構

在審

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• 申請日: 2020-12-30
• 公開（公告）號: CN112606996A
• 公開（公告）日: 2021-04-06
• 發(fā)明（設計）人: 孟旭飛;劉傳振;白鵬
• 申請（專利權）人: 中國航天空氣動力技術研究院
• 主分類號: B64C3/14
• 分類號: B64C3/14;B64C30/00
• 代理公司: 北京思創(chuàng)大成知識產(chǎn)權代理有限公司 11614
• 代理人: 高爽

本發(fā)明公開了一種乘波體結構，涉及飛行器氣動設計技術領域，包括：機體，包括機身和機翼，所述機翼設置于所述機身的兩側，所述機翼與所述機身形成翼身融合體布局，所述機翼與所述機身形成雙后掠角；所述機翼包括平翼段和翼梢段，所述翼梢段為曲面狀，所述翼梢段與所述平翼段連接形成反翼式結構；該乘波體結構采用機翼與機身的雙后掠角設計，并且翼梢段為曲面狀，翼梢段與平翼段連接形成反翼式結構，能夠克服現(xiàn)有乘波體外形橫側向穩(wěn)定性差、橫側向氣動耦合嚴重、縱向穩(wěn)定性難以保證等缺點。

技術領域

本發(fā)明屬于飛行器氣動設計領域，更具體地，涉及一種乘波體結構。

背景技術

高升力超聲速/高超聲速飛行器外形一直是人類不懈的追求，根據(jù)高超聲速無粘流動的雙曲線特征，飛行器的氣動性能可以在很大程度上得以提高，乘波體就是利用這一特性的典型外形。乘波體通過附著激波將高壓氣動分割在飛行器下表面阻止流動泄露，有效突破了高超聲速飛行器的升阻屏障，具有很高的升阻比。經(jīng)過幾十年的發(fā)展，乘波體從早期的單一構型逐漸發(fā)展為具有不同特點的復雜構型，尤其是密切錐方法的提出，可以通過給定激波出口型線進行乘波體設計，獲得具有更多特性的乘波體外形。

乘波體外形一般根據(jù)高超聲速流場通過流線追蹤得到，其生成曲面具有獨特的特征，難以自由設計，但乘波體的平面形狀可以通過設計曲線進行修改，這為我們改善乘波體在非設計點的氣動性能提供了一種非常值得考慮的思路，通過推導設計參數(shù)與平面形狀之間的泛化幾何關系，使用非均勻有理B樣條輔助設計，建立頭部區(qū)域可控、后掠區(qū)域可控的定平面乘波體設計方法。這種概念提高了乘波體設計方法的靈活性，但在改善乘波體缺陷方面的應用還較少。

目前，乘波體的工程應用仍然有諸多的限制，主要問題包括低速狀態(tài)氣動性能不好、橫側向穩(wěn)定性差、縱向穩(wěn)定性難以保證等。

發(fā)明內容

本發(fā)明的目的是針對現(xiàn)有技術中存在的問題，提供一種乘波體結構，采用機翼與機身的雙后掠角設計，并且翼梢段為曲面狀，翼梢段與平翼段連接形成反翼式結構，能夠克服現(xiàn)有乘波體外形橫側向穩(wěn)定性差、橫側向氣動耦合嚴重、縱向穩(wěn)定性難以保證等缺點。

為了實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提供一種乘波體結構，包括：

機體，包括機身和機翼，所述機翼設置于所述機身的兩側，所述機翼與所述機身形成翼身融合體布局，所述機翼與所述機身形成雙后掠角；

所述機翼包括平翼段和翼梢段，所述翼梢段為曲面狀，所述翼梢段與所述平翼段連接形成反翼式結構。

可選地，所述機翼的前端與所述機身形成第一后掠角，所述機翼的中部與所述機身形成第二后掠角。

可選地，所述第一后掠角大于所述第二后掠角。

可選地，所述機體的上表面為自由流面追蹤得到的平面。

可選地，所述機體的下表面為具有乘波性能的曲面。

可選地，所述機體的下表面包括鈍頭區(qū)、第一掠角區(qū)和第二掠角區(qū)。

可選地，所述翼梢段相對于所述平翼段向上彎曲。

可選地，所述翼梢段的外端高于所述平翼段0.4-0.8m。

可選地，所述翼梢段相對于所述平翼段向下彎曲。

可選地，所述翼梢段的外端低于所述平翼段0.4-0.8m。

本發(fā)明提供一種乘波體結構，其有益效果在于：

1、該乘波體結構采用機翼與機身的雙后掠角設計，并且翼梢段為曲面狀，翼梢段與平翼段連接形成反翼式結構，能夠克服現(xiàn)有乘波體外形橫側向穩(wěn)定性差、橫側向氣動耦合嚴重、縱向穩(wěn)定性難以保證等缺點；

2、該乘波體結構相比于現(xiàn)有的水平翼式外形，翼梢段相對于平翼段向下彎曲能夠提升該乘波體的縱向靜穩(wěn)定性；