[發明專利]一種針對超聲速民機的旋成體靜音錐快速設計方法

有效

• 申請號: 202210333933.7
• 申請日: 2022-03-30
• 公開（公告）號: CN114524110B
• 公開（公告）日: 2023-03-10
• 發明（設計）人: 張力文;韓忠華;宋文萍;喬建領;丁玉臨;宋科;張科施
• 申請（專利權）人: 西北工業大學
• 主分類號: B64F5/60
• 分類號: B64F5/60;B64C1/00
• 代理公司: 北京市盛峰律師事務所 11337
• 代理人: 席小東

1.一種針對超聲速民機的旋成體靜音錐快速設計方法，其特征在于，包括以下步驟：

步驟1，選擇超聲速民機基準構型；所述超聲速民機基準構型的機身長度為L；

步驟2，在設計馬赫數Ma和設計攻角α的巡航條件下，對超聲速民機基準構型進行數值模擬，提取得到超聲速民機基準構型正下方距離為H位置的超聲速巡航狀態下的基準聲爆近場波形；

其中，在基準聲爆近場波形中，基準聲爆近場波形起點為O_start，基準聲爆近場波形終點為O_end，機身頭部(S₁)產生的激波在基準聲爆近場波形中對應位置為點B₁；

步驟3，確定激波最優峰值P_{S_LB}和膨脹波最優長度L_{E_LB}：

步驟3.1，自超聲速民機基準構型的機身頭部(S₁)開始，沿飛機軸向查找到滿足以下條件的機身截面(S₂)：機身截面(S₂)的直徑D₀＝0.5％L～2.5％L；

步驟3.2，確定機身截面(S₂)產生的激波在步驟2得到的基準聲爆近場波形中的對應位置，表示為點B₂；

步驟3.3，在步驟2得到的基準聲爆近場波形中，截去起點O_start到點B₁以及點B₁到點B₂之間的基準聲爆近場波形前段B₁B₂；保留點B₂到終點O_end之間的基準聲爆近場波形后段B₂O_end；

步驟3.4，在起點O_start和點B₂之間，依次選擇三個點，分別為：點A₁、點A₂和點A₃；

確定點A₁、點A₂和點A₃的初始位置后，采用下面優化設計過程，不斷調節點A₁、點A₂和點A₃的位置，使點A₁到點A₂的連接直線形成的激波A₁A₂的峰值P_S，為激波最優峰值P_{S_LB}；使點A₂到點A₃的連接直線形成的膨脹波A₂A₃的長度L_E，為膨脹波最優長度L_{E_LB}；

其中，激波A₁ A₂的峰值P_S，為點A₁和點A₂之間的高度差；膨脹波A₂ A₃的長度L_E，為點A₂到點A₃的水平距離；

優化設計過程為：

步驟3.4.1，確定約束條件為：

條件1：激波A₁ A₂的峰值P_S＝0.1*基準聲爆近場波形最大超壓值～1.5*基準聲爆近場波形最大超壓值；

條件2：激波A₁ A₂的斜率＝0.008～0.012；

條件3：膨脹波A₂ A₃的長度L_E＝0.1L～0.5L；

條件4：點A₃到點A₁連線的斜率＝-0.00132～-0.00124；

條件5：激波A₁ A₂的斜率＝點B₂到點A₃連線的斜率；

步驟3.4.2，在滿足步驟3.4.1確定的約束條件下，給定點A₁、點A₂和點A₃的初始位置，并在基準聲爆近場波形后段B₂O_end的前方，依次連接起點O_start、點A₁、點A₂、點A₃和點B₂，從而得到添加激波和膨脹波的聲爆近場波形；

結合聲爆遠場傳播方法，以添加激波和膨脹波的聲爆近場波形作為輸入，使其傳播到遠場，并求解得到遠場聲爆強度；

判斷得到的遠場聲爆強度是否達到優化目標最低值；如果滿足，則停止優化，點A₁、點A₂和點A₃的當前位置，即為最優位置，進而得到激波最優峰值P_{S_LB}和膨脹波最優長度L_{E_LB}；如果不滿足，則改變A₁、點A₂和點A₃的位置，實質為改變激波A₁ A₂的峰值P_S和膨脹波A₂ A₃的長度L_E，重復進行迭代優化；

步驟4，對旋成體靜音錐外形進行優化設計，得到最優旋成體靜音錐外形：

步驟4.1，設定旋成體靜音錐外形的設計變量為：圓錐段長度L₁、圓柱段長度L₂和圓柱段半徑R；

步驟4.2，在滿足以下約束條件下，給定圓錐段長度L₁、圓柱段長度L₂和圓柱段半徑R的初始值，從而確定初始旋成體靜音錐外形；

s.t.L₁∈[0.01L,0.08L]

L₂∈[0.01L,0.08L]

R∈[0.05L,0.25L]

步驟4.3，根據修正的聲爆線化理論，獲得初始旋成體靜音錐外形的體積等效截面積分布，并對初始旋成體靜音錐外形的聲爆近場波形進行預測，獲得初始旋成體靜音錐外形的聲爆近場波形；

從初始旋成體靜音錐外形的聲爆近場波形中，提取到初始旋成體靜音錐外形對應的激波峰值P_S和膨脹波長度L_E；

步驟4.4，判斷步驟4.3得到的激波峰值P_S和膨脹波長度L_E是否滿足以下關系式：

min f＝W₁·|P_{S_LB}-P_S|+W₂·|L_{E_LB}-L_E|

其中：

W₁和W₂為權重系數，且滿足W₁+W₂＝1.0；

如果滿足，則步驟4.2給定的圓錐段長度L₁、圓柱段長度L₂和圓柱段半徑R，即為最終優化得到的旋成體靜音錐外形最優參數，進而得到最優旋成體靜音錐外形，然后執行步驟5；如果不滿足，在滿足約束條件下，調整圓錐段長度L₁、圓柱段長度L₂和圓柱段半徑R，返回步驟4.3；

步驟5，將最優旋成體靜音錐外形的幾何參數表示為：圓錐段最優長度L₁(best)、圓柱段最優長度L₂(best)和圓柱段最優半徑R(best)；

自超聲速民機基準構型的機身頭部(S₁)開始，沿飛機軸向查找到半徑為圓柱段最優半徑R(best)的機身截面(S₃)，截去機身頭部(S₁)到機身截面(S₃)的一段機身；然后，將最優旋成體靜音錐外形添加到超聲速民機基準構型的機身截面(S₃)的前面，得到超聲速民機旋成體靜音錐構型。

2.根據權利要求1所述的針對超聲速民機的旋成體靜音錐快速設計方法，其特征在于，步驟4.3具體為：

步驟4.3.1，給定初始旋成體靜音錐外形的幾何參數為：圓錐段長度L₁、圓柱段長度L₂和圓柱段半徑R；

采用下式，獲得初始旋成體靜音錐外形的體積等效截面積分布S_V(x)：

其中：

x₁₁＝L₁-R/tan(μ-α)

x₁₂＝L₁+R/tan(μ-α)

x₁₃＝L₁+L₂-R/tan(μ-α)

f₁₁(x)＝(x-L₁)·tan(μ-α)

f₁₂(x)＝2arccos(f₁₁(x))

f₁₃(x)＝π-arccos(f₁₁(x))

其中：

α：設計攻角；

μ：步驟2的設計馬赫數Ma對應的馬赫角；

β：圓錐段錐角；并且滿足：β＜μ-α；

x₁₁：旋成體靜音錐第一軸向位置；

x₁₂：旋成體靜音錐第二軸向位置；

x₁₃：旋成體靜音錐第三軸向位置；

x₁₁、x₁₂和x₁₃的確定方法為：靜音錐圓錐段與靜音錐圓柱段的交界面為圓錐-圓柱交界面，圓錐-圓柱交界面的下輪廓與飛機對稱面相交于圓錐-圓柱交界面下端點P1，圓錐-圓柱交界面的上輪廓與飛機對稱面相交于圓錐-圓柱交界面上端點P2，靜音錐圓柱段下輪廓與飛機對稱面相交于圓柱-機身交界面下端點P3；

過圓錐-圓柱交界面下端點P1，作與馬赫平面平行的平面，與旋成體靜音錐軸線相交于旋成體靜音錐第一軸向位置x₁₁；

過圓錐-圓柱交界面上端點P2，作與馬赫平面平行的平面，與旋成體靜音錐軸線相交于旋成體靜音錐第二軸向位置x₁₂；

過圓柱-機身交界面下端點P3，作與馬赫平面平行的平面，與旋成體靜音錐軸線相交于旋成體靜音錐第三軸向位置x₁₃；

f₁₁(x)：第一中間量參數；

f₁₂(x)：第二中間量參數；

f₁₃(x)：第三中間量參數；

x：以初始旋成體靜音錐外形的錐尖為原點，過旋成體靜音錐軸線作x軸，旋成體靜音錐軸線的不同位置點的x軸坐標；

步驟4.3.2，根據初始旋成體靜音錐外形的體積等效截面積分布S_V(x)，計算聲爆F函數F(τ)：

其中：

τ：在初始旋成體靜音錐外形為巡航條件下時，在其正下方距離為H位置建立與初始旋成體靜音錐外形軸線平行的τ軸，初始旋成體靜音錐外形的錐尖在τ軸的投影為τ軸原點；τ軸的不同位置點具有τ軸坐標；

步驟4.3.3，采用下式，計算初始旋成體靜音錐外形的線化的聲爆近場波形：

其中：

p_inf：自由來流壓強；

dp：超聲速民機擾動壓強與自由來流壓強差；

γ：大氣比熱比；

B：普朗特-格勞厄特系數，計算公式為：

步驟4.3.4，使用面積平衡法或Burgers-Hayers方法對步驟4.3.3得到的初始旋成體靜音錐外形的線化的聲爆近場波形進行非線性修正，得到最終的初始旋成體靜音錐外形的聲爆近場波形。