[發(fā)明專利]一種寬速域高超聲速飛行器氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)方法及系統(tǒng)

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 202210879045.5
• 申請(qǐng)日: 2022-07-25
• 公開（公告）號(hào): CN114936430B
• 公開（公告）日: 2022-10-25
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 陳樹生;馮聰;李猛;楊華;高正紅
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 西北工業(yè)大學(xué)
• 主分類號(hào): G06F30/15
• 分類號(hào): G06F30/15;G06F30/28;G06T17/00;G06F111/10;G06F113/08;G06F119/14
• 代理公司: 西安通大專利代理有限責(zé)任公司 61200
• 代理人: 范巍

本發(fā)明公開了一種寬速域高超聲速飛行器氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)方法及系統(tǒng)，首先采用增加容積的方法對(duì)構(gòu)建的錐導(dǎo)乘波體的前緣進(jìn)行鈍化，然后利用氣動(dòng)優(yōu)化方法對(duì)寬速域高超聲速飛行器的翼型進(jìn)行優(yōu)化，考慮到飛行器要進(jìn)行超聲速飛行，對(duì)原始翼型在設(shè)定超聲速及亞音速巡航狀態(tài)進(jìn)行多目標(biāo)優(yōu)化，得到的最優(yōu)翼型的下表面具有雙S特性，能夠在亞聲速下在翼型前后緣形成加載和平衡力矩，在超聲下形成前后激波用于增加下表面壓強(qiáng)；最后，將鈍化的錐導(dǎo)乘波體和基于最優(yōu)翼型建模的機(jī)翼耦合得到寬速域高超聲速飛行器。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于飛行器氣動(dòng)布局領(lǐng)域，特別涉及一種寬速域高超聲速飛行器氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)方法及系統(tǒng)。

背景技術(shù)

寬速域飛行器是一種具備水平跑道起降，高超聲速巡航能力的新型飛行器。相比于傳統(tǒng)飛行器，寬速域飛行器擁有更高巡航速度以及飛行高度，且具有可重復(fù)利用的特點(diǎn)，使其迅速成為航空航天領(lǐng)域的研究前沿?zé)狳c(diǎn)。

寬速域飛行器在擁有眾多優(yōu)點(diǎn)的同時(shí)，這就要求寬速域飛行器具有寬速域，全包線的氣動(dòng)性能。然而，在飛行器布局的設(shè)計(jì)中，亞音速狀態(tài)氣動(dòng)性能與超聲速狀態(tài)氣動(dòng)性能的優(yōu)化往往相互矛盾，這導(dǎo)致飛行器難以兼顧不同狀態(tài)下的最優(yōu)氣動(dòng)性能。現(xiàn)有飛行器的寬速域構(gòu)型研究?jī)H對(duì)乘波體構(gòu)型進(jìn)行了拓展，沒(méi)有同時(shí)考慮亞、跨、超聲速狀態(tài)下的氣動(dòng)特征，因此相應(yīng)的寬速域布局設(shè)計(jì)成為了21世紀(jì)航空航天領(lǐng)域的前沿研究熱點(diǎn)，是寬速域飛行器工程研究中極需突破的關(guān)鍵技術(shù)之一。

發(fā)明內(nèi)容

針對(duì)現(xiàn)有技術(shù)中存在的問(wèn)題，本發(fā)明提供一種寬速域高超聲速飛行器氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)方法及系統(tǒng)，該方法綜合利用了低速渦升力和超聲速激波升力，在亞音速下利用后掠翼的尖前緣在大迎角下卷起的漩渦提升氣動(dòng)性能，超聲速下利用錐導(dǎo)乘波體前緣以及寬速域機(jī)翼改善氣動(dòng)特性，亞音速大迎角的后掠尖前緣激發(fā)漩渦與超聲速尖前緣激發(fā)激波在幾何上耦合，實(shí)現(xiàn)寬速域高超聲速飛行器在各聲速狀態(tài)下具有最優(yōu)的氣動(dòng)性能。

本發(fā)明是通過(guò)以下技術(shù)方案來(lái)實(shí)現(xiàn)：

一種寬速域高超聲速飛行器氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)方法，包括以下步驟：

步驟1、構(gòu)建寬速域高超聲速飛行器的錐導(dǎo)乘波體；

步驟2、對(duì)錐導(dǎo)乘波體的前緣進(jìn)行鈍化處理，得到前緣鈍化的錐導(dǎo)乘波體；

步驟3、對(duì)設(shè)定的原始翼型進(jìn)行參數(shù)化，確定參數(shù)化翼型的樣本點(diǎn)氣動(dòng)參數(shù)，以參數(shù)化翼型為輸入，樣本點(diǎn)氣動(dòng)參數(shù)為輸出建立代理模型，以原始翼型在超聲速及亞音速巡航狀態(tài)的升阻比為優(yōu)化目標(biāo)，對(duì)代理模型進(jìn)行尋優(yōu)得到最優(yōu)翼型；

步驟4、根據(jù)最優(yōu)翼型建立三維機(jī)翼，并將三維機(jī)翼與將步驟2得到的前緣鈍化的錐導(dǎo)乘波體進(jìn)行耦合，得到寬速域高超聲速飛行器。

優(yōu)選的，步驟1中所述錐導(dǎo)乘波體的構(gòu)建方法如下：

S11、設(shè)定錐導(dǎo)乘波體的基本參數(shù)，包括錐導(dǎo)乘波體的上緣線和圓錐激波流場(chǎng)；

S12、將上緣線沿圓錐激波流場(chǎng)的軸向投影至圓錐激波流場(chǎng)的圓錐面上，得到錐導(dǎo)乘波體的前緣線；

S13、根據(jù)錐導(dǎo)乘波體的前緣線并結(jié)合流線追蹤法求解得到錐導(dǎo)乘波體的下表面；

S14、根據(jù)錐導(dǎo)乘波體的前緣線并結(jié)合自由流面法得到錐導(dǎo)乘波體的上表面；

S15、將步驟S13得到的下表面和步驟S14得到的上表面耦合得到錐導(dǎo)乘波體。

優(yōu)選的，步驟S12中前緣線表達(dá)式如下：