CN106043737B - 一种“等物面-变马赫数”宽速域乘波飞行器设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种“等物面‑变马赫数”宽速域乘波飞行器设计方法，其涉及宽速域飞行器的气动外形设计技术领域，其适用于多种乘波飞行器的设计原理，假设气流经过激波面后，气流方向直接转变成与物面平行的方向，在确定上缘线后，由上缘线可以求得变马赫数激波流场情况下的乘波飞行器前缘线；采用流线追踪方法得到与前缘线相对应的后缘线；基于上缘线、前缘线和后缘线来确定“等物面‑变马赫数”宽速域乘波飞行器构型。通过变马赫数乘波飞行器的设计方法，解决乘波飞行器在宽速域范围内气动性能不稳定的缺陷，实现在宽速域范围内均具有良好乘波特性的气动外形设计，进而使其在宽速域范围内的气动性能均保持在良好气动性能。

Description

一种“等物面-变马赫数”宽速域乘波飞行器设计方法

技术领域

本发明涉及宽速域飞行器的气动外形设计技术领域，具体涉及一种“等物面-变马赫数”宽速域乘波飞行器设计方法，其所针对的对象为高超声速飞行器，速域范围为Ma≥3。

背景技术

随着航空航天技术的发展，追求更高速度的高超声速飞行器外形设计已成为广大研究学者的目标。高超声速飞行器将面向速域更宽、空域更广的方向发展。而当常规飞行器在高超声速条件下飞行时，由于外形的限制使其会遇到“升阻比屏障”(可参见KuchemannD.The Aerodynamic Design of Aircraft[M].London:Pergamon Press,1978)，为了更好地解决这一问题，乘波飞行器的设计受到广大学者的青睐。乘波飞行器能够很好地实现高超声速飞行过程中的良好气动性能，而特定的乘波飞行器针对的设计马赫数是特定的，在宽速域范围内其气动性能下降明显。因此，为了克服乘波飞行器在宽速域范围内气动性能不稳定的缺陷，本发明设计了一种变马赫数条件下的乘波飞行器，能够更好地适应和满足宽速域内飞行任务要求，实现其在宽速域范围内气动性能均较好的目的。

近年来，关于适合宽速域条件的飞行器设计的一些方案已经被提出，并且根据宽速域飞行器的设计思路主要包括“串联”与“并联”两种主要方案。王发民等人采用“串联”方式对宽速域乘波飞行器进行了研究，设计了在低马赫数与高马赫数状态下均具有良好气动性能的飞行器布局，其研究的速域范围为Ma＝0-7(可参见：王发民,丁海河,雷麦芳.乘波布局飞行器宽速域气动特性与研究[J].中国科学E辑:技术科学2009；39(11):1828-35)。黄伟等人采用“并联” 方式对宽速域飞行器气动外形进行了研究，提出了“并联”宽速域飞行器的设计方案，设计了在宽速域内兼具良好气动性能的高超声速飞行器，其研究的速域范围为Ma＝4-12，并申请了国防专利(可参见：一种宽速域飞行器气动外形设计方法[P].申请号：201218008337.9)。但在采用两种设计方法进行乘波体生成的过程中，大量的工作需要人为的参与，即人为参与度高，可重复性较差。为了克服宽速域飞行器设计过程中可重复性差的缺点，并且使设计的飞行器构型能够更好地适应宽速域飞行条件，本发明提出了一种“等物面-变马赫数”乘波飞行器的设计方法，能够实现宽速域飞行器设计过程中的“可重复性”和“可复现性”，实现了在变马赫数飞行条件下，宽速域飞行器均具有较好乘波特性的目的。

本发明的提出为高超声速飞行器外形设计拓宽了思路，拓宽了飞行器设计的速域范围，在宽速域飞行器的设计上提出新的概念与方案，会对未来航空航天发展具有重大影响，尤其是在可重复使用运载器领域。

发明内容

为了适应宽速域的飞行状态，且使飞行器在宽速域范围内具有良好气动性能，更好地解决乘波飞行器在宽速域范围内气动性能不稳定的缺陷，本发明提出了变马赫数乘波飞行器的设计思路，使其在宽速域范围内均具有乘波特性，使其整体性能最优。本发明针对的设计速域为高超声速宽速域，范围为Ma≥3。

为了实现本发明的目的，本发明的具体技术方案是：一种“等物面-变马赫数”宽速域乘波飞行器设计方法，其适用于多种乘波飞行器的设计原理；假设气流经过激波面后，气流方向直接转变成与物面平行的方向，所述设计方法具体步骤如下：

(1)确定上缘线，所述上缘线可以为任意曲线；

(2)在确定上缘线后，由上缘线可以求得变马赫数激波流场情况下的乘波飞行器前缘线；将上缘线AF均分成j份，每个点A_j的坐标为(x_Aj,y_Aj,0)；以等物面为前提，故物面角δ保持不变，根据不同设计马赫数可以得到不同马赫数对应的激波角β_j，然后确定不同马赫数对应的激波流场；将设计的变马赫数区间均分为j份，每个设计马赫数Ma_j分别与上缘线A_j相对应，将每个A_j点沿来流逆方向追踪，分别可得与不同激波流场上的前缘线的点B_j，坐标为将所有B_j连接起来即可得到变马赫数乘波飞行器的前缘线；

(3)采用流线追踪方法得到与前缘线相对应的后缘线；针对变马赫数前缘线上的点B_j，在与B_j对应的激波流场里进行流线追踪，流线与流场出口面相较于C_j点，将所有C_j点连接起来即可构成后缘线；

(4)基于上缘线、前缘线和后缘线来确定“等物面-变马赫数”宽速域乘波飞行器构型。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：通过变马赫数乘波飞行器的设计方法，实现在宽速域范围内均具有良好乘波特性的气动外形设计，进而使其在宽速域范围内的气动性能均保持在良好气动性能。

附图说明

图1为简化锥导乘波体生成原理示意图；

图2为“等物面角-变马赫数”宽速域乘波飞行器设计原理示意图；

图3为“等物面角-变马赫数”宽速域乘波飞行器模型；

图4为“等物面角-变马赫数”宽速域乘波飞行器三视图；

其中，图中：

1为圆锥面母线；

2为变马赫数激波面；

3为乘波体上端面形线；

4为乘波体下端面形线；

Ma_j为来流马赫数；

δ为圆锥角；

β_j为变马赫数激波角；

O为圆锥中心点；

O_C为圆锥底面中心点；

A_j为上缘线上任意一点；

B_j为前缘线上与A_j相对应的点；

C_j为后缘线上与B_j相对应的点；

D_j为圆锥底面上的任意一点；

E_j为与A_j相对应的变马赫数激波底面上的点；

O_C、A_j、D_j、C_j和E_j在同一直线上；

5为变马赫数乘波飞行器上缘线AF；

6为变马赫数乘波飞行器前缘线BF；

7为变马赫数乘波飞行器后缘线CF；

8为变马赫数圆锥激波流场的出口形线EF；

9为不同马赫数对应的圆锥流场；

10为圆锥面；

11为变马赫数乘波飞行器前缘线；

12为变马赫数激波压缩出口；

13为变马赫数乘波飞行器后缘线；

14为变马赫数乘波飞行器上缘线(采用的是二次曲线作为设计形线)。

具体实施方式

现结合本发明说明书附图对本发明进行详细说明，本发明涉及宽速域飞行器的气动外形设计，具体为一种“等物面-变马赫数”宽速域乘波飞行器设计方法，提出了变马赫数乘波飞行器的设计思路。在变马赫数及变流场的基础上，通过近似乘波体的生成原理来得到变马赫数乘波飞行器的构型。通过变马赫数乘波飞行器的设计方法，实现在宽速域范围内均具有良好乘波特性的气动外形设计，进而使其在宽速域范围内的气动性能均保持在良好气动性能。本发明实现了在变马赫数情况下生成乘波飞行器的设计方法，为宽速域乘波飞行器设计提供了技术支持。此发明的核心是针对乘波飞行器上缘线的形线设计，可以根据不同的形线设计来得到不同的变马赫数乘波飞行器构型设计，以此来满足不同的设计任务。

“等物面-变马赫数”宽速域乘波飞行器设计是基于简化乘波飞行器设计方法。以锥导乘波飞行器设计为例来具体阐明本发明的设计过程，锥导乘波飞行器设计原理是基于定马赫数设计条件，当超声速气流经过圆锥激波后，气流需要经过不断等熵压缩，气流方向才能逐渐与圆锥表面平行，而这个转折距离与乘波体的设计长度相比是小量，故本设计方法采用简化锥导乘波设计理论：假设气流经过激波面后，气流方向直接转变成与圆锥面平行的方向，如图1所示，当来流马赫数Ma_j经过圆锥激波面OE_j后，来流方向转变成与圆锥面平行，即流线B_jC_j与圆锥面母线OD_j平行。图1中OO_C为圆锥的中心轴线，A_j为乘波体上缘线上任意一点，B_j为变马赫数圆锥激波上与A_j相对应的点，C_j为乘波体后缘线上与B_j相对应的点，O_C、A_j、D_j、C_j和E_j在同一直线上。变马赫数乘波飞行器的设计思路是：由A_j可以求得沿流线逆方向与激波面相交的B_j点，当流线经过B_j点后沿B_jC_j方向与圆锥流场底面相交于C_j点，根据相似三角形的几何关系 (ΔO_cOD_j～ΔA_jB_jC_j)可以求得乘波飞行器的后缘线上的点C_j。

以锥导乘波飞行器设计为例来介绍了“等物面-变马赫数”宽速域乘波飞行器设计方法，其中设计过程包括以下步骤：

步骤一：如何确定变马赫数乘波飞行器上缘线。

本发明简化了乘波飞行器的设计思路，重点集中在变马赫数乘波飞行器的思路设计上。根据乘波飞行器设计方法，当上缘线确定后，根据不同的设计状态，乘波飞行器的外形将随之确定。然而，本发明的设计方法并不受上缘线形状的限制，可以是任意形状的上缘线，比如直线、二次曲线、高次曲线、折线或抛物线等。在此，以二次曲线作为变马赫数乘波飞行器的上缘线为例来介绍本发明的设计过程，上缘线方程如公式(1)：

x＝A₀y²+R₀ (1)

其中，R₀为O_CA的长度，A₀为二次曲线的系数，如图2所示，将上缘线AF均分成j份，每个点A_j的坐标为(x_Aj,y_Aj,0)。

步骤二：确定变马赫数圆锥流场。

根据所要设计乘波飞行器的长度来确定圆锥流场的长度L，即OO_C，确定设计的圆锥角度δ后，圆锥激波的流场可以根据不同的马赫数来确定，将设计的变马赫数区间均分为j份，每个设计马赫数Ma_j分别与上缘线A_j相对应。根据圆锥激波角与圆锥角之间的关系，如公式(2)所示，可以确定变马赫数条件下，不同马赫数对应的圆锥激波角β_j，进而可以确定不同马赫数条件下的圆锥激波底面半径(R_j＝L×tan(β_j))，最终，确定不同马赫数对应的激波流场，如公式(3)所示。

其中，γ为比热比，一般取常数1.4。

步骤三：确定变马赫数乘波飞行器前缘线。

联立公式(1)和公式(3)求解可得不同马赫数条件下，与A_j相对应的变流场的前缘线上的点B_j，坐标为将每个点连接起来构成变马赫数乘波飞行器的前缘线BF；

步骤四：如何确定变马赫数乘波飞行器后缘线。

采用流线追踪方法得到变马赫数乘波飞行器的后缘线。由O_CA_j所确定的直线与圆锥底面以及不同马赫数对应的圆锥激波底面分别相交于D_j点和E_j点。基于简化锥导乘波体设计理论可知OD_j//B_jC_j，同时OO_C//B_jA_j，因此，ΔC_cOD_j～ΔA_jB_jC_j，根据相似三角形的几何关系可求得变马赫数乘波飞行器后缘线上任意点C_j的坐标将所有C_j连接起来构成变马赫数乘波飞行器后缘线CF。同时可以求得变马赫数乘波飞行器的激波流场出口形线EF，即通过将求得的所有E_j连接起来而得到。

图2中展示了变马赫数乘波飞行器的设计原理图，前缘线是基于变马赫数流场设计得到，后缘线是基于流线追踪方法得到的，与前缘线是相互对应的。

步骤五：如何确定变马赫数乘波体外形。

将每条A_jB_j连拼接起来即可得到乘波飞行器的上表面，另外，将B_jC_j拼接起来即可得到变马赫数乘波飞行器的下表面，同时，将A_jC_j拼接起来即可得到变马赫数乘波飞行器的后端面。最后，将上表面、下表面及后端面沿XOZ平面镜像即可得到整个乘波体构型。

至此，“等物面-变马赫数”乘波飞行器设计完成，如图3所示。图4为所得变马赫数乘波飞行器的三视图。

变马赫数乘波飞行器设计方法，不局限于马赫数的变化过程，沿前缘线从 前往后，既可以从高马赫数到低马赫数，也可以从低马赫数到高马赫数，只需对上缘线AF进行重新设计即可，在设计过程中，对上缘线AF的设计是“等物面-变马赫数”宽速域乘波飞行器设计的重点。

以上仅是本发明的优选实施例，并非对本发明作任何形式上的限制。虽然本发明已以优选实施例揭露如上，然而并非用以限定本发明。任何熟悉本领域的技术人员，在不脱离本发明技术方案范围的情况下，都可利用上述揭示的技术内容对本发明技术方案做出许多可能的变动和修饰，或修改为等同变化的等效实施例。因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明技术实质对以上实施例所做的任何简单修改、等同变化及修饰，均应落在本发明技术方案保护的范围内。

Claims (1)

1.一种“等物面-变马赫数”宽速域乘波飞行器设计方法，其特征在于，其适用于多种乘波飞行器的设计原理，假设气流经过激波面后，气流方向直接转变成与物面平行的方向，所述设计方法具体步骤如下：

(1)确定上缘线，所述上缘线可以为任意曲线；

(2)在确定上缘线后，由上缘线可以求得变马赫数激波流场情况下的乘波飞行器前缘线；将上缘线AF均分成j份，上缘线上的每个点A_j的坐标为(x_Aj,y_Aj,0)；以等物面为前提，故物面角δ保持不变，根据不同设计马赫数可以得到不同马赫数对应的激波角β_j，然后确定不同马赫数对应的激波流场；将设计的变马赫数区间均分为j份，每个设计马赫数Ma_j分别与上缘线上的点A_j相对应，将每个A_j点沿来流逆方向追踪，分别可得与不同激波流场上的前缘线上的点B_j，坐标为将所有B_j连接起来即可得到变马赫数乘波飞行器的前缘线；

(3)采用流线追踪方法得到与前缘线相对应的后缘线；针对变马赫数前缘线上的点B_j，在与B_j对应的激波流场里进行流线追踪，流线与流场出口面相交于C_j点，将所有C_j点连接起来即可构成后缘线；

(4)基于上缘线、前缘线和后缘线来确定“等物面-变马赫数”宽速域乘波飞行器构型。