一種“等物面?變馬赫數(shù)”寬速域乘波飛行器設(shè)計方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種“等物面?變馬赫數(shù)”寬速域乘波飛行器設(shè)計方法，其涉及寬速域飛行器的氣動外形設(shè)計技術(shù)領(lǐng)域，其適用于多種乘波飛行器的設(shè)計原理，假設(shè)氣流經(jīng)過激波面后，氣流方向直接轉(zhuǎn)變成與物面平行的方向，在確定上緣線后，由上緣線可以求得變馬赫數(shù)激波流場情況下的乘波飛行器前緣線；采用流線追蹤方法得到與前緣線相對應(yīng)的后緣線；基于上緣線、前緣線和后緣線來確定“等物面?變馬赫數(shù)”寬速域乘波飛行器構(gòu)型。通過變馬赫數(shù)乘波飛行器的設(shè)計方法，解決乘波飛行器在寬速域范圍內(nèi)氣動性能不穩(wěn)定的缺陷，實現(xiàn)在寬速域范圍內(nèi)均具有良好乘波特性的氣動外形設(shè)計，進(jìn)而使其在寬速域范圍內(nèi)的氣動性能均保持在良好氣動性能。
【專利說明】
一種"等物面-變馬赫數(shù)"寬速域乘波飛行器設(shè)計方法
技術(shù)領(lǐng)域
[0001] 本發(fā)明涉及寬速域飛行器的氣動外形設(shè)計技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種"等物面-變馬 赫數(shù)"寬速域乘波飛行器設(shè)計方法，其所針對的對象為高超聲速飛行器，速域范圍為Ma多3。
【背景技術(shù)】
[0002] 隨著航空航天技術(shù)的發(fā)展，追求更高速度的高超聲速飛行器外形設(shè)計已成為廣大 研究學(xué)者的目標(biāo)。高超聲速飛行器將面向速域更寬、空域更廣的方向發(fā)展。而當(dāng)常規(guī)飛行器 在高超聲速條件下飛行時，由于外形的限制使其會遇到"升阻比屏障"（可參見Kuchemann D.The Aerodynamic Design of Aircraft[M] .London:Pergamon Press, 1978)，為了更好 地解決這一問題，乘波飛行器的設(shè)計受到廣大學(xué)者的青睞。乘波飛行器能夠很好地實現(xiàn)高 超聲速飛行過程中的良好氣動性能，而特定的乘波飛行器針對的設(shè)計馬赫數(shù)是特定的，在 寬速域范圍內(nèi)其氣動性能下降明顯。因此，為了克服乘波飛行器在寬速域范圍內(nèi)氣動性能 不穩(wěn)定的缺陷，本發(fā)明設(shè)計了一種變馬赫數(shù)條件下的乘波飛行器，能夠更好地適應(yīng)和滿足 寬速域內(nèi)飛行任務(wù)要求，實現(xiàn)其在寬速域范圍內(nèi)氣動性能均較好的目的。
[0003] 近年來，關(guān)于適合寬速域條件的飛行器設(shè)計的一些方案已經(jīng)被提出，并且根據(jù)寬 速域飛行器的設(shè)計思路主要包括"串聯(lián)"與"并聯(lián)"兩種主要方案。王發(fā)民等人采用"串聯(lián)"方 式對寬速域乘波飛行器進(jìn)行了研究，設(shè)計了在低馬赫數(shù)與高馬赫數(shù)狀態(tài)下均具有良好氣動 性能的飛行器布局，其研究的速域范圍為Ma = 0_7(可參見:王發(fā)民，丁海河，雷麥芳.乘波布 局飛行器寬速域氣動特性與研究[J].中國科學(xué)E輯:技術(shù)科學(xué)2009; 39( 11): 1828-35)。黃偉 等人采用"并聯(lián)"方式對寬速域飛行器氣動外形進(jìn)行了研究，提出了"并聯(lián)"寬速域飛行器 的設(shè)計方案，設(shè)計了在寬速域內(nèi)兼具良好氣動性能的高超聲速飛行器，其研究的速域范圍 為Ma = 4-12,并申請了國防專利（可參見：一種寬速域飛行器氣動外形設(shè)計方法[P].申請 號：201218008337.9)。但在采用兩種設(shè)計方法進(jìn)行乘波體生成的過程中，大量的工作需要 人為的參與，即人為參與度高，可重復(fù)性較差。為了克服寬速域飛行器設(shè)計過程中可重復(fù)性 差的缺點，并且使設(shè)計的飛行器構(gòu)型能夠更好地適應(yīng)寬速域飛行條件，本發(fā)明提出了一種 "等物面-變馬赫數(shù)"乘波飛行器的設(shè)計方法，能夠?qū)崿F(xiàn)寬速域飛行器設(shè)計過程中的"可重復(fù) 性"和"可復(fù)現(xiàn)性"，實現(xiàn)了在變馬赫數(shù)飛行條件下，寬速域飛行器均具有較好乘波特性的目 的。
[0004] 本發(fā)明的提出為高超聲速飛行器外形設(shè)計拓寬了思路，拓寬了飛行器設(shè)計的速域 范圍，在寬速域飛行器的設(shè)計上提出新的概念與方案，會對未來航空航天發(fā)展具有重大影 響，尤其是在可重復(fù)使用運載器領(lǐng)域。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 為了適應(yīng)寬速域的飛行狀態(tài)，且使飛行器在寬速域范圍內(nèi)具有良好氣動性能，更 好地解決乘波飛行器在寬速域范圍內(nèi)氣動性能不穩(wěn)定的缺陷，本發(fā)明提出了變馬赫數(shù)乘波 飛行器的設(shè)計思路，使其在寬速域范圍內(nèi)均具有乘波特性，使其整體性能最優(yōu)。本發(fā)明針對 的設(shè)計速域為高超聲速寬速域，范圍為Ma多3。
[0006] 為了實現(xiàn)本發(fā)明的目的，本發(fā)明的具體技術(shù)方案是:一種"等物面-變馬赫數(shù)"寬速 域乘波飛行器設(shè)計方法，其適用于多種乘波飛行器的設(shè)計原理;假設(shè)氣流經(jīng)過激波面后，氣 流方向直接轉(zhuǎn)變成與物面平行的方向，所述設(shè)計方法具體步驟如下：
[0007] (1)確定上緣線，所述上緣線可以為任意曲線；
[0008] (2)在確定上緣線后，由上緣線可以求得變馬赫數(shù)激波流場情況下的乘波飛行器 前緣線;將上緣線AF均分成j份，每個點、的坐標(biāo)為( XAj，yAj，0);以等物面為前提，故物面角δ 保持不變，根據(jù)不同設(shè)計馬赫數(shù)可以得到不同馬赫數(shù)對應(yīng)的激波角仏，然后確定不同馬赫 數(shù)對應(yīng)的激波流場;將設(shè)計的變馬赫數(shù)區(qū)間均分為j份，每個設(shè)計馬赫數(shù)Ma j分別與上緣線Aj 相對應(yīng)，將每個Aj點沿來流逆方向追蹤，分別可得與不同激波流場上的前緣線的點Bj，坐標(biāo) 為(?,，將所有叫連接起來即可得到變馬赫數(shù)乘波飛行器的前緣線；
[0009] (3)采用流線追蹤方法得到與前緣線相對應(yīng)的后緣線;針對變馬赫數(shù)前緣線上的 點I，在與對應(yīng)的激波流場里進(jìn)行流線追蹤，流線與流場出口面相較于C j點，將所有Cj點 連接起來即可構(gòu)成后緣線；
[0010] (4)基于上緣線、前緣線和后緣線來確定"等物面-變馬赫數(shù)"寬速域乘波飛行器構(gòu) 型。
[0011] 與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明的有益效果是:通過變馬赫數(shù)乘波飛行器的設(shè)計方法，實 現(xiàn)在寬速域范圍內(nèi)均具有良好乘波特性的氣動外形設(shè)計，進(jìn)而使其在寬速域范圍內(nèi)的氣動 性能均保持在良好氣動性能。
【附圖說明】
[0012] 圖1為簡化錐導(dǎo)乘波體生成原理示意圖；
[0013] 圖2為"等物面角-變馬赫數(shù)"寬速域乘波飛行器設(shè)計原理示意圖；
[0014] 圖3為"等物面角-變馬赫數(shù)"寬速域乘波飛行器模型；
[0015]圖4為"等物面角-變馬赫數(shù)"寬速域乘波飛行器三視圖；
[0016] 其中，圖中：
[0017] 1為圓錐面母線；
[0018] 2為變馬赫數(shù)激波面；
[0019] 3為乘波體上端面形線；
[0020] 4為乘波體下端面形線；
[0021] Maj為來流馬赫數(shù)；
[0022] δ為圓錐角；
[0023]氏為變馬赫數(shù)激波角；
[0024] 0為圓錐中心點；
[0025] Oc為圓錐底面中心點；
[0026] Aj為上緣線上任意一點；
[0027] Bj為前緣線上與Aj相對應(yīng)的點；
[0028] Cj為后緣線上與氏相對應(yīng)的點；
[0029] Dj為圓錐底面上的任意一點；
[0030] Ej為與Aj相對應(yīng)的變馬赫數(shù)激波底面上的點；
[0031] Oc、Aj、Dj、Cj和Ej在同一直線上 ；
[0032] 5為變馬赫數(shù)乘波飛行器上緣線AF;
[0033] 6為變馬赫數(shù)乘波飛行器前緣線BF;
[0034] 7為變馬赫數(shù)乘波飛行器后緣線CF;
[0035] 8為變馬赫數(shù)圓錐激波流場的出口形線EF;
[0036] 9為不同馬赫數(shù)對應(yīng)的圓錐流場；
[0037] 10為圓錐面；
[0038] 11為變馬赫數(shù)乘波飛行器前緣線；
[0039] 12為變馬赫數(shù)激波壓縮出口；
[0040] 13為變馬赫數(shù)乘波飛行器后緣線；
[0041] 14為變馬赫數(shù)乘波飛行器上緣線(采用的是二次曲線作為設(shè)計形線）。
【具體實施方式】
[0042] 現(xiàn)結(jié)合本發(fā)明說明書附圖對本發(fā)明進(jìn)行詳細(xì)說明，本發(fā)明涉及寬速域飛行器的氣 動外形設(shè)計，具體為一種"等物面-變馬赫數(shù)"寬速域乘波飛行器設(shè)計方法，提出了變馬赫數(shù) 乘波飛行器的設(shè)計思路。在變馬赫數(shù)及變流場的基礎(chǔ)上，通過近似乘波體的生成原理來得 到變馬赫數(shù)乘波飛行器的構(gòu)型。通過變馬赫數(shù)乘波飛行器的設(shè)計方法，實現(xiàn)在寬速域范圍 內(nèi)均具有良好乘波特性的氣動外形設(shè)計，進(jìn)而使其在寬速域范圍內(nèi)的氣動性能均保持在良 好氣動性能。本發(fā)明實現(xiàn)了在變馬赫數(shù)情況下生成乘波飛行器的設(shè)計方法，為寬速域乘波 飛行器設(shè)計提供了技術(shù)支持。此發(fā)明的核心是針對乘波飛行器上緣線的形線設(shè)計，可以根 據(jù)不同的形線設(shè)計來得到不同的變馬赫數(shù)乘波飛行器構(gòu)型設(shè)計，以此來滿足不同的設(shè)計任 務(wù)。
[0043] "等物面-變馬赫數(shù)"寬速域乘波飛行器設(shè)計是基于簡化乘波飛行器設(shè)計方法。以 錐導(dǎo)乘波飛行器設(shè)計為例來具體闡明本發(fā)明的設(shè)計過程，錐導(dǎo)乘波飛行器設(shè)計原理是基于 定馬赫數(shù)設(shè)計條件，當(dāng)超聲速氣流經(jīng)過圓錐激波后，氣流需要經(jīng)過不斷等熵壓縮，氣流方向 才能逐漸與圓錐表面平行，而這個轉(zhuǎn)折距離與乘波體的設(shè)計長度相比是小量，故本設(shè)計方 法采用簡化錐導(dǎo)乘波設(shè)計理論:假設(shè)氣流經(jīng)過激波面后，氣流方向直接轉(zhuǎn)變成與圓錐面平 行的方向，如圖1所示，當(dāng)來流馬赫數(shù)Ma jS過圓錐激波面0?后，來流方向轉(zhuǎn)變成與圓錐面平 行，即流線BA與圓錐面母線ODj平行。圖1中OOc為圓錐的中心軸線，A偽乘波體上緣線上任 意一點，為變馬赫數(shù)圓錐激波上與、相對應(yīng)的點，(^為乘波體后緣線上與相對應(yīng)的點， Oc 和E廟同一直線上。變馬赫數(shù)乘波飛行器的設(shè)計思路是：由A河以求得沿流線逆 方向與激波面相交的叫點，當(dāng)流線經(jīng)過叫點后沿BA方向與圓錐流場底面相交于C j點，根據(jù) 相似三角形的幾何關(guān)系（AOcODj~ΔΑ疋可以求得乘波飛行器的后緣線上的點C jd
[0044] 以錐導(dǎo)乘波飛行器設(shè)計為例來介紹了"等物面-變馬赫數(shù)"寬速域乘波飛行器設(shè)計 方法，其中設(shè)計過程包括以下步驟：
[0045] 步驟一:如何確定變馬赫數(shù)乘波飛行器上緣線。
[0046] 本發(fā)明簡化了乘波飛行器的設(shè)計思路，重點集中在變馬赫數(shù)乘波飛行器的思路設(shè) 計上。根據(jù)乘波飛行器設(shè)計方法，當(dāng)上緣線確定后，根據(jù)不同的設(shè)計狀態(tài)，乘波飛行器的外 形將隨之確定。然而，本發(fā)明的設(shè)計方法并不受上緣線形狀的限制，可以是任意形狀的上緣 線，比如直線、二次曲線、高次曲線、折線或拋物線等。在此，以二次曲線作為變馬赫數(shù)乘波 飛行器的上緣線為例來介紹本發(fā)明的設(shè)計過程，上緣線方程如公式(1):
[0047] x=Aoy2+Ro (1)
[0048] 其中，Ro為OcA的長度，Ao為二次曲線的系數(shù)，如圖2所示，將上緣線AF均分成j份，每 個點Aj的坐標(biāo)為(XAj，yAj，0)。
[0049] 步驟二:確定變馬赫數(shù)圓錐流場。
[0050] 根據(jù)所要設(shè)計乘波飛行器的長度來確定圓錐流場的長度L，即00C，確定設(shè)計的圓 錐角度S后，圓錐激波的流場可以根據(jù)不同的馬赫數(shù)來確定，將設(shè)計的變馬赫數(shù)區(qū)間均分為 j份，每個設(shè)計馬赫數(shù)Maj分別與上緣線、相對應(yīng)。根據(jù)圓錐激波角與圓錐角之間的關(guān)系，如 公式(2)所示，可以確定變馬赫數(shù)條件下，不同馬赫數(shù)對應(yīng)的圓錐激波角比，進(jìn)而可以確定 不同馬赫數(shù)條件下的圓錐激波底面半徑(K = LXtan(&))，最終，確定不同馬赫數(shù)對應(yīng)的激 波流場，如公式(3)所示。
[0051]
[0052]
[0053] 其中，γ為比熱比，一般取常數(shù)1.4。
[0054]步驟三:確定變馬赫數(shù)乘波飛行器前緣線。
[0055] 聯(lián)立公式（1)和公式(3)求解可得不同馬赫數(shù)條件下，與、相對應(yīng)的變流場的前緣 線上的點Bj，坐標(biāo)為將每個點連接起來構(gòu)成變馬赫數(shù)乘波飛行器的前緣線 BF;
[0056] 步驟四：如何確定變馬赫數(shù)乘波飛行器后緣線。
[0057]采用流線追蹤方法得到變馬赫數(shù)乘波飛行器的后緣線。由OcAj所確定的直線與圓 錐底面以及不同馬赫數(shù)對應(yīng)的圓錐激波底面分別相交于Dj點和^點。基于簡化錐導(dǎo)乘波體 設(shè)計理論可知ODj/VBjCj，同時OOczVB jAj，因此，Δ CcODj~Δ AjBjCj，根據(jù)相似三角形的幾何關(guān) 系可求得變馬赫數(shù)乘波飛行器后緣線上任意點Cj的坐標(biāo)')，將所有Cj連接起來構(gòu) 成變馬赫數(shù)乘波飛行器后緣線CF。同時可以求得變馬赫數(shù)乘波飛行器的激波流場出口形線 EF，即通過將求得的所有Ej連接起來而得到。
[0058]圖2中展示了變馬赫數(shù)乘波飛行器的設(shè)計原理圖，前緣線是基于變馬赫數(shù)流場設(shè) 計得到，后緣線是基于流線追蹤方法得到的，與前緣線是相互對應(yīng)的。
[0059]步驟五:如何確定變馬赫數(shù)乘波體外形。
[0060]將每條AjBj連拼接起來即可得到乘波飛行器的上表面，另外，將BjC j拼接起來即可 得到變馬赫數(shù)乘波飛行器的下表面，同時，將AjCj拼接起來即可得到變馬赫數(shù)乘波飛行器的 后端面。最后，將上表面、下表面及后端面沿XOZ平面鏡像即可得到整個乘波體構(gòu)型。
[0061]至此，"等物面-變馬赫數(shù)"乘波飛行器設(shè)計完成，如圖3所示。圖4為所得變馬赫數(shù) 乘波飛行器的三視圖。
[0062] 變馬赫數(shù)乘波飛行器設(shè)計方法，不局限于馬赫數(shù)的變化過程，沿前緣線從前往 后，既可以從高馬赫數(shù)到低馬赫數(shù)，也可以從低馬赫數(shù)到高馬赫數(shù)，只需對上緣線AF進(jìn)行重 新設(shè)計即可，在設(shè)計過程中，對上緣線AF的設(shè)計是"等物面-變馬赫數(shù)"寬速域乘波飛行器設(shè) 計的重點。
[0063] 以上僅是本發(fā)明的優(yōu)選實施例，并非對本發(fā)明作任何形式上的限制。雖然本發(fā)明 已以優(yōu)選實施例揭露如上，然而并非用以限定本發(fā)明。任何熟悉本領(lǐng)域的技術(shù)人員，在不脫 離本發(fā)明技術(shù)方案范圍的情況下，都可利用上述揭示的技術(shù)內(nèi)容對本發(fā)明技術(shù)方案做出許 多可能的變動和修飾，或修改為等同變化的等效實施例。因此，凡是未脫離本發(fā)明技術(shù)方案 的內(nèi)容，依據(jù)本發(fā)明技術(shù)實質(zhì)對以上實施例所做的任何簡單修改、等同變化及修飾，均應(yīng)落 在本發(fā)明技術(shù)方案保護(hù)的范圍內(nèi)。
【主權(quán)項】
1. 一種"等物面-變馬赫數(shù)"寬速域乘波飛行器設(shè)計方法，其特征在于，其適用于多種乘 波飛行器的設(shè)計原理，假設(shè)氣流經(jīng)過激波面后，氣流方向直接轉(zhuǎn)變成與物面平行的方向，所 述設(shè)計方法具體步驟如下： (1) 確定上緣線，所述上緣線可以為任意曲線； (2) 在確定上緣線后，由上緣線可以求得變馬赫數(shù)激波流場情況下的乘波飛行器前緣 線;將上緣線AF均分成j份，每個點、的坐標(biāo)為(_， 7^，0);以等物面為前提，故物面角3保持 不變，根據(jù)不同設(shè)計馬赫數(shù)可以得到不同馬赫數(shù)對應(yīng)的激波角比，然后確定不同馬赫數(shù)對 應(yīng)的激波流場;將設(shè)計的變馬赫數(shù)區(qū)間均分為j份，每個設(shè)計馬赫數(shù)Ma」分別與上緣線、相對 應(yīng)，將每個幻點沿來流逆方向追蹤，分別可得與不同激波流場上的前緣線的點I，坐標(biāo)為 &^，7^， 2幻），將所有叫連接起來即可得到變馬赫數(shù)乘波飛行器的前緣線； (3) 采用流線追蹤方法得到與前緣線相對應(yīng)的后緣線;針對變馬赫數(shù)前緣線上的點叫， 在與叫對應(yīng)的激波流場里進(jìn)行流線追蹤，流線與流場出口面相較于Cj點，將所有(^點連接起 來即可構(gòu)成后緣線； (4) 基于上緣線、前緣線和后緣線來確定"等物面-變馬赫數(shù)"寬速域乘波飛行器構(gòu)型。
【文檔編號】B64F5/00GK106043737SQ201610488670
【公開日】2016年10月26日
【申請日】2016年6月29日
【發(fā)明人】黃偉, 李世斌, 王振國, 張?zhí)焯? 李埌全, 顏力
【申請人】中國人民解放軍國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)