CN110525679A - 高超声速嵌入式乘波体设计方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提出了一种高超声速嵌入式乘波体设计方法，该方法基于部分解耦思想而提出，与传统方法相比，本发明提出的设计方法中产生激波流场的基本体为机身，而传统方法中基本体并不是最终飞行器的部件。本发明提出的方法突破了传统设计方法机身和机翼必须基于相同激波强度的流场进行展向一体化设计的范畴，将机身视为高容积部件，机翼视为高升阻比部件，因此，机身可基于更高强度的激波进行设计，甚至不考虑乘波体设计。而机翼则基于机身流场构建嵌入式的乘波体基准流场进行乘波体设计。本发明的设计方法可以获得同时兼顾高容积率和高升阻比的高超声速飞行器气动布局。

Description

高超声速嵌入式乘波体设计方法
技术领域
本发明属于高超声速飞行器设计领域，尤其涉及一种高超声速嵌入式乘波体设计方法。
背景技术
乘波体布局是一种能够使激波附着于前缘、波后高压气***于机体下方且不发生泄漏的高超声速飞行器布局形式，相比翼身组合体或升力体等布局具有更高的升阻比，因而受到了各国研究人员的极大关注。
自1959年Nonweiler提出乘波体概念以来，已有多种乘波体设计方法被提出。总体而言，传统的乘波体设计方法基本思路为先构造一个基本体，并获得设计条件下基本体产生的激波流场，然后在该激波流场内应用流线追踪等方法获得乘波体外形。根据基本体的不同，现有乘波体设计方法主要包括楔形流场乘波体、锥形流场乘波体、楔-外锥/内锥混合流场乘波体、定/变楔角乘波体等设计方法。
传统的乘波体设计方法实质上是在相同激波强度的基本流场中，对机身和机翼进行展向一体化设计的方法。机身和机翼在给定基本体的激波流场中同时获得，整体外形通常为扁平体。尽管乘波体外形具有较高升阻比，但扁平体外形导致其容积率不高。事实上，从气动设计的角度考虑，高升阻比要求飞行器外形具有较小的物面角，高容积率则希望有较大的物面角，两者之间本身就存在矛盾，而传统的乘波体设计方法又采用了一体化的设计思路，因此所得到的外形难以解决物面角大小的矛盾，因而很难兼顾高容积率和高升阻比。
针对乘波体高容积率和高升阻比的矛盾，已有研究提出了改进思路。丁峰等在专利“基于绕尖头冯卡门曲线回转体基准流场的乘波体设计方法,CN104192302A”中公开了一种利用绕尖头冯卡门曲线回转体基准流场的乘波体设计方法，其基本思想为对基本体外形进行修改，再利用传统的乘波体设计方法获得乘波体，使得该乘波体相比传统锥导乘波体具有更高容积率。本质上，该方法依然是传统的一体化乘波体设计方法。此外，柳军等在专利“一种大容积高升阻比脊形吻切锥乘波体设计方法,CN106428620A”中公开了一种将传统吻切锥乘波体与锥形容积体进行组合设计的方法，其基本思想为利用传统乘波体产生高升阻比，利用容积体提高容积率，但其中乘波体的设计仍然采用了传统的设计方法。
通过分析传统的乘波体设计方法，以及上述两个公开专利中的设计方法可见，现有乘波体设计方法都是在基本体产生的激波流场中进行全机外形的设计，基本体仅用于产生激波流场，而与乘波体外形无关，乘波体外形是通过在流场中进行流线追踪得到。由之前的分析可知，传统的乘波体设计方法采用的展向一体化设计思路存在内在矛盾，难以兼顾高容积率和高升阻比。
发明内容
本发明提出了一种高超声速嵌入式乘波体设计方法，该方法基于部分解耦的设计思想而提出。由于传统的展向一体化设计方法存在内在矛盾，因此本发明提出对飞行器的机身和机翼分别进行设计，机身保证高容积率，可采用传统尖锥外形等进行设计；机翼保证高升阻比，在设计时仍然采用乘波设计方法。但与传统方法不同的是，此时进行乘波设计时所基于的流场并不是传统的基本体产生的激波流场，而是基于机身产生的激波流场。通过此方法可保证机翼具有良好乘波特性。
与传统方法相比，本发明提出的方法突破了传统设计方法中机身和机翼必须基于相同激波强度的流场进行设计的范畴，将机身视为高容积部件，机翼视为高升阻比部件，因此，机身可基于更高强度的激波进行设计，甚至不考虑乘波体设计；而机翼则基于机身流场构建嵌入式的乘波体基准流场进行乘波体设计。从本质上看，本发明与传统设计方法的区别在于基本体的功能。传统方法中基本体不是最终外形的一部分，而本发明提出的方法中基本体就是最终外形的某一部件。该部件既可以是不具有乘波特性的部件，也可以是具有乘波特性的部件。因此，本发明提出的设计方法可以获得同时兼顾高容积率和高升阻比，或兼顾其他特性的高超声速飞行器气动布局。
本发明的具体技术方案如下：
一种高超声速嵌入式乘波体设计方法，包括以下步骤：
(1)首先根据容积率或其它需求，设计机身外形；
(2)以机身作为基本体，利用数值模拟获取基本体的绕流场，并以此作为嵌入式乘波体的基本流场；
(3)选取合适的嵌入式乘波体前缘线，前缘线与机身相交，利用流线追踪技术，在基本体绕流流场中生成过前缘线上离散点的流线，在指定流向位置对这些流线进行截断，并以截出的流线作为型线生成嵌入式乘波体的上表面；
(4)给定前缘线附近下表面的物面角分布，沿前缘线布置满足乘波条件的下表面型线，以此生成嵌入式乘波体的下表面；
(5)由于给定前缘线与机身相交，因此生成嵌入式乘波体与机身也相交，两者组合成为飞行器外形。
进一步的，所述前缘线为曲线或离散点列。
进一步的，所述前缘线为单段直线或多段直线。
进一步的，所述嵌入式乘波体为机翼。
进一步的，所述机身外形可以是不具有乘波特性的细长体外形，也可以是具有乘波特性的外形。
进一步的，步骤(4)中下表面型线楔角满足乘波条件的物面角。
进一步的，步骤(4)中下表面型线楔角δls为6°。
进一步的，步骤(4)中满足乘波条件的下表面型线的设计平面为平行于来流速度方向的铅垂面。
本发明与现有技术相比所具有的有益效果：
(1)本发明相比传统的乘波体设计方法，由于采用了部分解耦的设计思路，因此能同时兼顾飞行器的高容积率要求和高升阻比特性。本发明的设计方法中基本体即为飞行器机身，在给定其外形时可依据容积率要求进行设计。
(2)本发明采用流线追踪技术生成乘波体的上表面。与传统方法相比，本发明是在基本体产生的激波流场中采用流线追踪技术生成上表面，能够避免乘波体上表面产生额外激波导致对升阻比的不利影响。
(3)本发明采用了沿前缘线布置满足乘波条件的下表面型线的方式生成乘波体下表面。而在传统方法中，是采用流线追踪技术，由前缘线向下游追踪激波流场中的流线作为乘波体下表面型线。与传统方法相比，本发明的设计裕度更大，在满足乘波条件的范围内，乘波体下表面型线可以任意设计，更有利于实现高升阻比要求，或同时兼顾其它方面的要求。
附图说明
图1为本发明机身外形示意图。
图2为本发明机翼前缘线位置示意图。
图3为本发明采用流线追踪方法生成机翼上表面示意图。
图4为本发明机身和嵌入式乘波机翼组合体示意图。
图5为本发明实施例1中马赫数5.0时设计外形升阻比计算结果。
图6为本发明机翼翼展超过机身头部激波范围时设计得到的外形示意图。
附图标记：
1-前缘线，2-分界线，3-后缘线
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细说明，但本发明的保护范围并不限于所述内容。
实施例1
以来流马赫数5.0、攻角4°作为设计状态，开展嵌入式乘波体飞行器的气动布局设计。
首先需给定机身外形作为基本体。由于机身主要考虑高容积率特性，因此采用典型的细长体外形作为机身形状，机身截面形状采用闭合超圆曲线，机身头部侧面采用正切卵形线，设计的机身形状如图1所示。之后给出嵌入式乘波体前缘线，前缘线为单段直线，位于机身一半高度处的水平面内。前缘线后掠角为60°，最前点距机身头部顶点4.3D，D为机身直径。仅考虑嵌入式乘波体全部位于机身头部激波流场以内的情形，前缘线最大展向位置为当地激波展向位置zs的0.95倍处。前缘线与机身的位置关系如图2所示。
嵌入式乘波机翼的上表面是通过沿该前缘在基本流场中取若干流线并组成流面而获得，如图3所示。为增大翼面积，机翼采用梯形平面形状。其中，翼根弦长与前缘线在机身纵轴方向的投影长度相等，并给定机翼尖梢比(翼尖弦长与翼根弦长之比)为0.4。同时，将上翼面分为前后两个部分，其分界面为翼根弦中点与翼尖弦中点连线所在的铅垂面；前半部分由过前缘线的流面生成，后半部分则为分界线(流面与分界面的交线)与机翼尾缘线(通过设计下翼面获得)构成的曲面。
机翼下表面型线布置的设计平面为平行于来流速度方向的铅垂面，然后在这样的设计平面内设计型线楔角，此时相当于直接给定了下翼面的物面角。实际上，设计平面亦可以采用其他形式，例如以垂直于前缘线的铅垂面作为设计平面。本实施例中，给定下翼面型线楔角δls为6°，然后即可以此生成下翼面。在得到下翼面尾缘线后可与上面翼分界线一起构成上翼面的后半部分。最后生成的乘波机翼如图4所示，该翼沿展向各截面(翼型)为三角形。
对设计得到的外形进行数值模拟，分别获得了有粘和无粘条件下设计外形的升阻比随攻角变化的曲线，如图5所示。可以看到，全机有粘升阻比在攻角为8°时达到最大，约为4.02，无粘升阻比在攻角为6°时达到最大，约为4.91。机翼升阻比在有粘和无粘条件下均在4°时达到最大，有粘最大升阻比约为6.01，无粘最大升阻比约为7.35。
实施例2
以来流马赫数5.0、攻角4°作为设计状态，考虑机翼翼展大于机身头部激波范围的情形，即部分机翼位于机身头部激波范围内，部分机翼位于机身头部激波范围之外，进行嵌入式乘波机翼设计。
机身采用实施例1中所得机身外形。乘波翼前缘线为分段后掠的两条直线段。其中，靠近机身的内直线段后掠角为65°，该直线段整***于机身头部激波后流场内；远离机身的外直线段后掠角为52°，该直线段沿展向跨越机身头部激波进入自由来流。
机翼的上翼面和下翼面生成方法与实施例1相同。对于上翼面，分别在机身头部激波内和自由来流中追踪流线并组成流面，该流面即为上翼面前半部分。对于下翼面，仍以平行于来流速度方向的铅垂面作为设计平面，给定下翼面型线楔角δls为6°，以此生成下翼面。同时，通过连接上翼面分界线与下翼面后缘线获得上翼面后半部分。最终得到的外形如图6所示。
本发明提出的设计方法由于在嵌入式乘波体设计中将基本体当作飞行器的一部分，因此该部分可设计为满足高容积率等要求，而将高升阻比要求交由乘波部件实现，从而兼顾高容积率和高升阻比。
以上仅为本发明的一些实施方式。对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明创造构思的前提下，还可以做出若干变型和改进，这些都属于本发明的保护范围。

Claims (7)

1.一种高超声速嵌入式乘波体设计方法，包括以下步骤：
(1)首先根据容积率或其它需求，设计机身外形；
(2)以机身作为基本体，利用数值模拟获取基本体的绕流场，并以此作为嵌入式乘波体的基本流场；
(3)选取合适的嵌入式乘波体前缘线，前缘线与机身相交，利用流线追踪技术，在基本体绕流流场中生成过前缘线上离散点的流线，在指定流向位置对这些流线进行截断，并以截出的流线作为型线生成嵌入式乘波体的上表面；
(4)给定前缘线附近下表面的物面角分布，沿前缘线布置满足乘波条件的下表面型线，以此生成嵌入式乘波体的下表面；
(5)由于给定前缘线与机身相交，因此生成嵌入式乘波体与机身也相交，两者组合成为飞行器外形。
2.根据权利要求1所述的设计方法，其特征在于，所述前缘线为单段直线或多段直线。
3.根据权利要求1所述的设计方法，其特征在于，所述嵌入式乘波体为机翼。
4.根据权利要求1所述的设计方法，其特征在于，所述步骤(1)中机身外形可以是不具有乘波特性的细长体外形，也可以是具有乘波特性的外形。
5.根据权利要求1所述的设计方法，其特征在于，所述步骤(4)中下表面型线楔角为满足乘波条件的物面角。
6.根据权利要求1所述的设计方法，其特征在于，所述步骤(4)中下表面型线楔角δls为6°。
7.根据权利要求1所述的设计方法，其特征在于，所述步骤(4)中满足乘波条件的下表面型线的设计平面为平行于来流速度方向的铅垂面。
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Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111907731A (zh) * 2020-08-19 2020-11-10 中国航天空气动力技术研究院 一种翼舵面变参数实验模拟方法
CN111994264A (zh) * 2020-07-15 2020-11-27 中国科学院力学研究所 一种高超声速飞行器及其设计方法
CN114044163A (zh) * 2021-10-27 2022-02-15 南京航空航天大学 反置乘波体头部及具有该反置乘波体头部的超音速火箭橇
CN114771862A (zh) * 2022-03-26 2022-07-22 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 一种高超声速巡航飞行器模块化设计方法
RU2813394C1 (ru) * 2023-03-22 2024-02-12 Владимир Федорович Петрищев Сверхзвуковой пассажирский самолёт

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6634594B1 (en) * 2002-05-03 2003-10-21 The Boeing Company Hypersonic waverider variable leading edge flaps
CN103010454A (zh) * 2012-11-27 2013-04-03 中国人民解放军国防科学技术大学 具有冗余气动布局的乘波飞行器及其操控方法
CN103049597A (zh) * 2012-11-27 2013-04-17 中国人民解放军国防科学技术大学 变尺度边缘钝化乘波构型及其钝化方法
CN107140180A (zh) * 2017-05-17 2017-09-08 北京航空航天大学 高超声速乘波双翼气动布局
CN107336842A (zh) * 2017-06-07 2017-11-10 北京航空航天大学 一种高超声速乘波鸭翼气动布局

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6634594B1 (en) * 2002-05-03 2003-10-21 The Boeing Company Hypersonic waverider variable leading edge flaps
CN103010454A (zh) * 2012-11-27 2013-04-03 中国人民解放军国防科学技术大学 具有冗余气动布局的乘波飞行器及其操控方法
CN103049597A (zh) * 2012-11-27 2013-04-17 中国人民解放军国防科学技术大学 变尺度边缘钝化乘波构型及其钝化方法
CN107140180A (zh) * 2017-05-17 2017-09-08 北京航空航天大学 高超声速乘波双翼气动布局
CN107336842A (zh) * 2017-06-07 2017-11-10 北京航空航天大学 一种高超声速乘波鸭翼气动布局

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111994264A (zh) * 2020-07-15 2020-11-27 中国科学院力学研究所 一种高超声速飞行器及其设计方法
CN111907731A (zh) * 2020-08-19 2020-11-10 中国航天空气动力技术研究院 一种翼舵面变参数实验模拟方法
CN111907731B (zh) * 2020-08-19 2022-03-04 中国航天空气动力技术研究院 一种翼舵面变参数实验模拟方法
CN114044163A (zh) * 2021-10-27 2022-02-15 南京航空航天大学 反置乘波体头部及具有该反置乘波体头部的超音速火箭橇
CN114044163B (zh) * 2021-10-27 2023-02-10 南京航空航天大学 反置乘波体头部及具有该反置乘波体头部的超音速火箭橇
CN114771862A (zh) * 2022-03-26 2022-07-22 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 一种高超声速巡航飞行器模块化设计方法
RU2813394C1 (ru) * 2023-03-22 2024-02-12 Владимир Федорович Петрищев Сверхзвуковой пассажирский самолёт

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