CN103770935A - 乘波体外形设计方法 - Google Patents
乘波体外形设计方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN103770935A CN103770935A CN201310684003.7A CN201310684003A CN103770935A CN 103770935 A CN103770935 A CN 103770935A CN 201310684003 A CN201310684003 A CN 201310684003A CN 103770935 A CN103770935 A CN 103770935A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- waverider
- lip
- degree
- rounding line
- line
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
Images
Abstract
本发明提供一种乘波体外形设计方法,包括以下步骤:步骤一、确定基准流场参数;步骤二、给定下表面出口形线和激波面出口形线;步骤三、采用逆向流线追踪的方式生成乘波体下表面;同时,通过对激波出口形线的缩放调整,自动获得长度给定的乘波体外形。本发明通过给定下表面出口形线和激波面出口形线,采用逆向流线追踪的方式,可以生成乘波体外形;同时,通过对激波出口形线的缩放调整,可以自动获得长度给定的乘波体外形。借此,本发明能够同时控制乘波体的长度和下表面形状,非常方便地生成满足设计需求的乘波体外形。
Description
技术领域
本发明属于飞行器设计技术领域,尤其涉及一种能够适用于超声速及高超声速飞行器气动布局的乘波体外形设计方法。
背景技术
高超声速飞行器的最大升阻比存在难以突破的极限值,这就是所谓的“升阻比屏障”。已有大量研究表明乘波体外形能够突破这一“升阻比屏障”。乘波体外形是由已知的超声速或高超声速流场生成的,基准流场可以有多种选择,如楔形流场、轴对称锥形流场、带攻角锥形流场、椭圆锥流场等。无论基准流场如何选择,乘波体的设计方法都是类似的。锥形流场乘波体以及基于锥形流场的吻切锥乘波体构造方法是目前较为常用的乘波体外形设计方法。
乘波体外形的构造通常需要给出两个条件:首先确定基准流场,然后是给出乘波构型的前缘形线或乘波构型的出口形线。如果给出的是前缘形线,乘波构型的下表面由前缘形线上各点沿流线向下游追踪到出口位置生成;如果给出的是出口形线,则乘波构型的下表面由出口形线上各点沿流线逆流追踪至激波面生成。乘波构型上表面通常采用通过前缘点的自由流面生成。这两种乘波体构造方法各有优缺点。给定前缘形线的方法可以非常方便地设定乘波体的长度,但是难以控制乘波体下表面的形状;给定出口形线的方法能够对乘波体的下表面形状进行有效控制,但是对乘波体的长度却无法控制。
发明内容
本发明的发明目的在于提供一种乘波体外形设计方法,以解决目前乘波体构造方法难以同时控制乘波体长度和下表面形状的问题。
为了实现上述目的,本发明提供的乘波体外形设计方法的技术方案如下:
一种乘波体外形设计方法,包括以下步骤:步骤一、确定基准流场参数;步骤二、给定下表面出口形线和激波面出口形线;步骤三、采用逆向流线追踪的方式生成乘波体下表面;同时,通过对激波出口形线的缩放调整,自动获得长度给定的乘波体外形。
优选地,通过迭代求解调节激波面出口形线,以完成对基准流场的调整,,获得长度符合设计要求的乘波体外形。
优选地,所述步骤三进一步包括以下步骤:
步骤三一、定义激波面出口形线缩放因子FICC=y/y0,其中,y0为基准激波面出口形线的高度,y为可变激波面出口形线的高度;
步骤三二、设定激波面出口形线缩放因子FICC的数值,将基准激波面出口形线在高度方向按FICC进行缩放,获得可变激波面出口形线;
步骤三三、根据基准流场参数和可变激波面出口形线所定义的基准流场,采用吻切锥乘波体构造方法,对下表面出口形线进行逆向流线追踪至激波面,获得乘波体下表面,乘波体上表面通过前缘线的自由流面生成;
步骤三四、判断乘波体的长度是否满足要求,如不满足,则返回步骤四;如满足,则完成乘波体设计过程。
由上可知,本发明通过给定下表面出口形线和激波面出口形线,采用逆向流线追踪的方式,可以生成乘波体外形;同时,通过对激波出口形线的缩放调整,可以自动获得长度给定的乘波体外形。借此,本发明能够同时控制乘波体的长度和下表面形状,非常方便地生成满足设计需求的乘波体外形。
附图说明
图1示出了采用本发明提供的方法设计一乘波体实例的过程。
图2为实施本发明时激波面出口形线变化示意图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施方式对本发明做进一步详细说明。
如图1所示,本发明通过给定下表面出口形线1和激波面出口形线2,基于吻切锥乘波体构造方法,采用逆向流线追踪的方式生成乘波体外形3;同时通过对激波出口形线2的缩放调整,自动获得长度给定的乘波体外形3。
进一步具体而言,本发明优选包括以下步骤:
一、确定基准流场参数。对于本实例,马赫数为15,锥形流场的圆锥角为9°。
二、如图2所示,给定下表面出口形线11和基准激波面出口形线12,并定义激波面形线缩放因子FICC=y/y0,其中,y0为基准激波面出口形线12的高度,y为可变激波面出口形线13的高度;
三、设定激波面形线缩放因子FICC的数值,将基准激波面出口形线12在高度方向按FICC进行缩放,获得可变激波面出口形线13。
四、根据基准流场参数和可变激波面出口形线13所定义的基准流场,采用吻切锥乘波体生成方法,对下表面出口形线11进行逆向流线追踪至激波面,获得乘波体下表面,乘波体上表面通过前缘线的自由流面生成。
五、判断乘波体的长度是否满足要求,如不满足,则返回步骤三;如满足,则完成乘波体设计过程。
综上,给定出口形线,本发明通过逆向追踪流线的方式生成乘波体下表面,这样可以控制下表面的形状;同时,通过调节激波面出口形线的方式来对基准流场进行调整,目的是控制乘波体的长度,使之符合设计要求,这一调整过程可以通过迭代求解自动完成。
可见,本发明能够同时控制乘波体的长度和下表面形状,可以非常方便地生成满足设计需求的乘波体外形,而现有技术只能对乘波体长度和下表面形状的两者之一进行有效控制。
由技术常识可知,本发明可以通过其它的不脱离其精神实质或必要特征的实施方案来实现。因此,上述公开的实施方案,就各方面而言,都只是举例说明,并不是仅有的。所有在本发明范围内或在等同于本发明的范围内的改变均被本发明包含。
Claims (3)
1.一种乘波体外形设计方法,其特征在于,包括以下步骤:
步骤一、确定基准流场参数;
步骤二、给定下表面出口形线和激波面出口形线;
步骤三、采用逆向流线追踪的方式生成乘波体下表面;同时,通过对激波出口形线的缩放调整,自动获得长度给定的乘波体外形。
2.根据权利要求1所述的乘波体外形设计方法,其特征在于,在步骤三中,通过迭代求解调节激波面出口形线,以完成对基准流场的调整,,获得长度符合设计要求的乘波体外形。
3.根据权利要求2所述的乘波体外形设计方法,其特征在于,所述步骤三进一步包括以下步骤:
步骤三一、定义激波面出口形线缩放因子FICC=y/y0,其中,y0为基准激波面出口形线的高度,y为可变激波面出口形线的高度;
步骤三二、设定激波面出口形线缩放因子FICC的数值,将基准激波面出口形线在高度方向按FICC进行缩放,获得可变激波面出口形线;
步骤三三、根据基准流场参数和可变激波面出口形线所定义的基准流场,采用吻切锥乘波体构造方法,对下表面出口形线进行逆向流线追踪至激波面,获得乘波体下表面,乘波体上表面通过前缘线的自由流面生成;
步骤三四、判断乘波体的长度是否满足要求,如不满足,则返回步骤四;如满足,则完成乘波体设计过程。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201310684003.7A CN103770935B (zh) | 2013-12-13 | 2013-12-13 | 乘波体外形设计方法 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201310684003.7A CN103770935B (zh) | 2013-12-13 | 2013-12-13 | 乘波体外形设计方法 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN103770935A true CN103770935A (zh) | 2014-05-07 |
CN103770935B CN103770935B (zh) | 2016-04-13 |
Family
ID=50563811
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN201310684003.7A Active CN103770935B (zh) | 2013-12-13 | 2013-12-13 | 乘波体外形设计方法 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN103770935B (zh) |
Cited By (17)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN104192302A (zh) * | 2014-07-18 | 2014-12-10 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 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 |
CN104210672A (zh) * | 2014-07-18 | 2014-12-17 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 高超声速乘波机身与进气道一体化设计方法 |
CN104724281A (zh) * | 2015-02-13 | 2015-06-24 | 中国科学院力学研究所 | 一种组合前缘乘波体设计方法及组合前缘乘波体 |
CN104973266A (zh) * | 2015-07-16 | 2015-10-14 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 基于吻切锥理论的滑翔-巡航两级乘波体设计方法 |
CN105069245A (zh) * | 2015-08-19 | 2015-11-18 | 中国航天空气动力技术研究院 | 基于多重搜索技术的三维乘波体快速设计方法 |
CN105151316A (zh) * | 2015-09-24 | 2015-12-16 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 基于变激波角吻切锥理论的滑翔-巡航两级乘波体设计方法 |
CN105329462A (zh) * | 2015-11-16 | 2016-02-17 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 基于可变壁面压力分布规律的吻切流场乘波前体设计方法 |
CN106394874A (zh) * | 2016-10-19 | 2017-02-15 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种双后掠布局的乘波体 |
CN107310748A (zh) * | 2017-06-21 | 2017-11-03 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 变激波角吻切流场乘波体的气动外形设计方法 |
CN107672821A (zh) * | 2017-09-22 | 2018-02-09 | 中国人民解放军国防科技大学 | 基于吻切锥理论的变马赫数“并联”宽速域乘波飞行器设计方法 |
CN108304611A (zh) * | 2017-12-26 | 2018-07-20 | 中国人民解放军国防科技大学 | 一种给定三维前缘线的锥导乘波体设计方法 |
CN108502204A (zh) * | 2018-04-03 | 2018-09-07 | 北京航空航天大学 | 高超声速组合楔乘波体设计方法 |
CN108595856A (zh) * | 2018-04-28 | 2018-09-28 | 中国人民解放军国防科技大学 | 一种“双体”乘波体的参数化设计方法 |
CN109969374A (zh) * | 2019-04-09 | 2019-07-05 | 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 | 用于高超声速边界层转捩研究的标模气动布局及设计方法 |
CN110414016A (zh) * | 2018-04-27 | 2019-11-05 | 中国航天科工飞航技术研究院(中国航天海鹰机电技术研究院) | 超高速管道运输工具的乘波体外形参数化设计方法及系统 |
CN111460580A (zh) * | 2020-03-26 | 2020-07-28 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种使用三次多项式扩充乘波体容积的方法 |
CN112606996A (zh) * | 2020-12-30 | 2021-04-06 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种乘波体结构 |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5651516A (en) * | 1994-11-01 | 1997-07-29 | Condor Systems, Inc. | Shock wave stabilization apparatus and method |
US6634594B1 (en) * | 2002-05-03 | 2003-10-21 | The Boeing Company | Hypersonic waverider variable leading edge flaps |
US8256706B1 (en) * | 2009-10-08 | 2012-09-04 | The Boeing Company | Integrated hypersonic inlet design |
CN103029830A (zh) * | 2012-12-20 | 2013-04-10 | 中国科学院力学研究所 | 一种双乘波体对拼吸气式高超飞行器前体及其设计方法 |
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 |
-
2013
- 2013-12-13 CN CN201310684003.7A patent/CN103770935B/zh active Active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5651516A (en) * | 1994-11-01 | 1997-07-29 | Condor Systems, Inc. | Shock wave stabilization apparatus and method |
US6634594B1 (en) * | 2002-05-03 | 2003-10-21 | The Boeing Company | Hypersonic waverider variable leading edge flaps |
US8256706B1 (en) * | 2009-10-08 | 2012-09-04 | The Boeing Company | Integrated hypersonic inlet design |
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 |
CN103029830A (zh) * | 2012-12-20 | 2013-04-10 | 中国科学院力学研究所 | 一种双乘波体对拼吸气式高超飞行器前体及其设计方法 |
Non-Patent Citations (4)
Title |
---|
张东俊等: "基于乘波体的高超音速运载器气动布局设计", 《北京航空航天大学学报》, vol. 31, no. 2, 28 February 2005 (2005-02-28), pages 177 - 181 * |
张锋涛等: "基于神经网络技术的乘波体优化设计", 《力学学报》, vol. 41, no. 3, 31 May 2009 (2009-05-31), pages 418 - 424 * |
王允良: "乘波体飞行器气动布局优化设计", 《海军航空工程学院学报》, vol. 28, no. 1, 28 February 2013 (2013-02-28), pages 42 - 46 * |
赵志等: "高超声速锥导乘波体非设计点性能研究", 《飞行力学》, vol. 27, no. 1, 28 February 2009 (2009-02-28), pages 47 - 50 * |
Cited By (29)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN104192302A (zh) * | 2014-07-18 | 2014-12-10 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 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 |
CN104210672A (zh) * | 2014-07-18 | 2014-12-17 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 高超声速乘波机身与进气道一体化设计方法 |
CN104192302B (zh) * | 2014-07-18 | 2015-08-12 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 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 |
CN104210672B (zh) * | 2014-07-18 | 2015-08-12 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 高超声速乘波机身与进气道一体化设计方法 |
CN104724281A (zh) * | 2015-02-13 | 2015-06-24 | 中国科学院力学研究所 | 一种组合前缘乘波体设计方法及组合前缘乘波体 |
CN104973266B (zh) * | 2015-07-16 | 2016-03-02 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 基于吻切锥理论的滑翔-巡航两级乘波体设计方法 |
CN104973266A (zh) * | 2015-07-16 | 2015-10-14 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 基于吻切锥理论的滑翔-巡航两级乘波体设计方法 |
CN105069245A (zh) * | 2015-08-19 | 2015-11-18 | 中国航天空气动力技术研究院 | 基于多重搜索技术的三维乘波体快速设计方法 |
CN105069245B (zh) * | 2015-08-19 | 2018-04-10 | 中国航天空气动力技术研究院 | 基于多重搜索技术的三维乘波体快速设计方法 |
CN105151316A (zh) * | 2015-09-24 | 2015-12-16 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 基于变激波角吻切锥理论的滑翔-巡航两级乘波体设计方法 |
CN105151316B (zh) * | 2015-09-24 | 2017-02-01 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 基于变激波角吻切锥理论的滑翔‑巡航两级乘波体设计方法 |
CN105329462A (zh) * | 2015-11-16 | 2016-02-17 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 基于可变壁面压力分布规律的吻切流场乘波前体设计方法 |
CN106394874A (zh) * | 2016-10-19 | 2017-02-15 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种双后掠布局的乘波体 |
CN106394874B (zh) * | 2016-10-19 | 2019-01-25 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种双后掠布局的乘波体 |
CN107310748B (zh) * | 2017-06-21 | 2018-02-23 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 变激波角吻切流场乘波体的气动外形设计方法 |
CN107310748A (zh) * | 2017-06-21 | 2017-11-03 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 变激波角吻切流场乘波体的气动外形设计方法 |
CN107672821A (zh) * | 2017-09-22 | 2018-02-09 | 中国人民解放军国防科技大学 | 基于吻切锥理论的变马赫数“并联”宽速域乘波飞行器设计方法 |
CN107672821B (zh) * | 2017-09-22 | 2019-05-03 | 中国人民解放军国防科技大学 | 基于吻切锥理论的变马赫数“并联”宽速域乘波飞行器设计方法 |
CN108304611A (zh) * | 2017-12-26 | 2018-07-20 | 中国人民解放军国防科技大学 | 一种给定三维前缘线的锥导乘波体设计方法 |
CN108304611B (zh) * | 2017-12-26 | 2019-01-11 | 中国人民解放军国防科技大学 | 一种给定三维前缘线的锥导乘波体设计方法 |
CN108502204A (zh) * | 2018-04-03 | 2018-09-07 | 北京航空航天大学 | 高超声速组合楔乘波体设计方法 |
CN108502204B (zh) * | 2018-04-03 | 2020-11-24 | 北京航空航天大学 | 高超声速组合楔乘波体设计方法 |
CN110414016A (zh) * | 2018-04-27 | 2019-11-05 | 中国航天科工飞航技术研究院(中国航天海鹰机电技术研究院) | 超高速管道运输工具的乘波体外形参数化设计方法及系统 |
CN108595856B (zh) * | 2018-04-28 | 2019-06-21 | 中国人民解放军国防科技大学 | 一种“双体”乘波体的参数化设计方法 |
CN108595856A (zh) * | 2018-04-28 | 2018-09-28 | 中国人民解放军国防科技大学 | 一种“双体”乘波体的参数化设计方法 |
CN109969374A (zh) * | 2019-04-09 | 2019-07-05 | 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 | 用于高超声速边界层转捩研究的标模气动布局及设计方法 |
CN111460580A (zh) * | 2020-03-26 | 2020-07-28 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种使用三次多项式扩充乘波体容积的方法 |
CN111460580B (zh) * | 2020-03-26 | 2023-07-28 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种使用三次多项式扩充乘波体容积的方法 |
CN112606996A (zh) * | 2020-12-30 | 2021-04-06 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种乘波体结构 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN103770935B (zh) | 2016-04-13 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN103770935B (zh) | 乘波体外形设计方法 | |
CN105173116B (zh) | 高超声速飞行器密切曲面乘波体设计方法 | |
EP2746152B1 (en) | Variable-width aerodynamic device | |
CN103116359B (zh) | 一种无人机着陆下滑初始段的引导方法 | |
CN102760193B (zh) | 一种基于安装性能的发动机喷管出口面积调节设计方法 | |
CN107336842B (zh) | 一种高超声速乘波鸭翼气动布局方法 | |
CN203681864U (zh) | 高升力高升阻比翼型 | |
CN105059530A (zh) | 一种后掠角可控的尖顶点密切锥乘波体 | |
Rodi | Vortex lift waverider configurations | |
CN110450942A (zh) | 一种用于机身减阻及延缓气流分离的涡流发生器 | |
CN103324772B (zh) | 单曲风挡机头一体化设计方法 | |
CN106394874A (zh) | 一种双后掠布局的乘波体 | |
CN108304611B (zh) | 一种给定三维前缘线的锥导乘波体设计方法 | |
CN105059531B (zh) | 一种后掠角可控的曲线头部密切锥乘波体 | |
Poirel et al. | Experimental investigation of small amplitude self-sustained pitch-heave oscillations of a NACA0012 airfoil at transitional Reynolds numbers | |
Vallespin et al. | Vortical flow prediction validation for an unmanned combat air vehicle model | |
CN202953169U (zh) | 一种民用客机的新型匙形融合式翼梢小翼 | |
CN110795794B (zh) | 一种抑制直升机旋翼高速脉冲噪声的鼓包设计方法 | |
CN102167152B (zh) | 前缘对齐的飞机翼尖装置 | |
CN106873647A (zh) | 一种基于零质量射流的阵列可变参数喷流流动控制方法 | |
Zhang et al. | Longitudinal attitude controller design for aircraft landing with disturbance using ADRC/LQR | |
Hoe et al. | Numerical prediction of blended wing body aerodynamic characteristics at subsonic speed | |
CN102167153B (zh) | 后缘对齐的飞机翼尖装置 | |
CN102167154B (zh) | 飞机翼尖装置 | |
CN204210737U (zh) | 一种推进器 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
C06 | Publication | ||
PB01 | Publication | ||
C10 | Entry into substantive examination | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
C14 | Grant of patent or utility model | ||
GR01 | Patent grant |