CN106043738B - 一种等激波流场-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激波流场‑变马赫数宽速域乘波飞行器设计方法，涉及高超声速飞行器的气动外形设计技术领域，所针对的对象为高超声速飞行器，速域范围为Ma≥5。该设计方法基于特定的激波流场，得到不同马赫数对应条件下的物面角，进而采用流线追踪方法得到变马赫数乘波飞行器的后缘线。基于简化锥导乘波体设计理论，当乘波体上缘线确定后，基于定激波流场的设计准则，可以确定变马赫数乘波飞行器的前缘线，然后采用流线追踪法，在变圆锥面的基础上，可以得到变马赫数乘波飞行器的后缘线。在确定了上缘线、前缘线和后缘线后，将每条流线连接成一个整体面，即可得到乘波飞行器的上表面和下表面，从而完成飞行器的设计。

Description

一种等激波流场-变马赫数宽速域乘波飞行器设计方法

技术领域

本发明涉及高超声速飞行器的气动外形设计技术领域，特指一种等激波流场-变马赫数宽速域乘波飞行器设计方法，所针对的对象为高超声速飞行器，速域范围为Ma≥5。

背景技术

随着航空航天技术的快速发展，飞行器的设计将面向速域更宽、空域更广的方向发展，尤其是高超声速飞行器的气动外形设计成为该领域的研究热点之一。常规外形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)，而乘波飞行器的设计能很好地解决这一问题。在高超声速条件下，乘波体能够很好地将来流进行压缩，使高压区完全保持在乘波体下表面，进而乘波飞行器上下表面形成较大的压力差，使乘波飞行器具有良好的气动性能。然而，传统乘波飞行器的设计均是在指定马赫数下完成的，因此在设计马赫数下，乘波飞行器具有极好地气动性能，而当飞行马赫数改变时，即在宽速域飞行范围内，其气动性能下降明显，这将为飞行器的其他学科的设计提供了更大的不确定性。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缺陷，本发明提出了一种“等激波流场-变马赫数”宽速域乘波飞行器的设计方法，能够更好地适应和满足宽速域范围的飞行条件，实现宽速域范围内乘波飞行器气动性能较好且稳定的目的。

随着飞行器气动外形设计技术的发展，基于乘波飞行器设计理论提出了适合宽速域飞行条件的一些创新方案。为了设计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，王发民等人提出了“串联”方式对宽速域乘波飞行器进行了研究，得到了适合宽速域飞行的新型飞行器，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)：1828-1835)。李世斌等人也提出了“串联”宽速域飞行器的设计方案，并对比研究了“串联”宽速域飞行器的气动性能，其核心设计内容是针对连接段进行设计(可参见：Li Shi-bin,Luo Shi-bin,Huang Wei,et al.Influence of the connection section on theaerodynamic performance of the tandem waverider in a wide-speedrange.Aerospace science and technology，2013，30：50-65)。黄伟等人提出了“并联”宽速域飞行器的设计方法，采用“并联”方式对高超声速飞行器的气动外形及其气动性能进行了研究，得到了适合在宽速域内飞行的宽速域飞行器设计方案，使“并联”宽速域飞行器在宽速域范围内兼具良好的气动性能，其研究的速域范围为Ma＝4-12(可参见：Li Shi-bin,Huang Wei,Wang Zhen-guo,Lei Jing.Design and aerodynamic investigation of aparallel vehicle on a wide-speed range[J].Science China Information Sciences，2014：57(12):128201)。采用“串联”方式，连接段的设计是设计的重点，需要人为地进行拼接和组合，“可重复性”较差。而采用“并联”方式，主要是针对前缘线进行设计和修形，在设计过程中，需要进行大量的人为干预和操作，才能将不同设计马赫数条件下得到的前缘线进行拼接与组合，进而得到适合宽速域飞行条件的宽速域飞行器前缘，人为参与度更高，“可复现性”亦较差。为了克服这些缺陷，并且使设计的宽速域飞行器构型具有良好的气动性能，本发明提出了一种适合宽速域飞行的变马赫数乘波飞行器设计方法，即“等激波流场-变马赫数”宽速域乘波飞行器设计方法，能够实现宽速域飞行器设计的“可重复性”和“可复现性”，实现在变马赫数飞行条件下，高超声速飞行器均具有良好乘波特性的目的。

本发明的提出为高超声速飞行器外形设计拓宽了思路，在宽速域乘波飞行器的设计上提出新的概念与方案，能够更好地适应宽速域飞行条件，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宽速域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，使其气动性能更优。本发明针对的设计速域为高超声速，范围为Ma≥5。

为了实现上述目的，本发明的具体技术方案是：

一种等激波流场-变马赫数的宽速域乘波飞行器设计方法，其特征在于，该设计方法基于特定的激波流场，得到不同马赫数对应条件下的物面角，进而采用流线追踪方法得到变马赫数乘波飞行器的后缘线；采用简化锥导乘波体设计理论，简化锥导乘波体设计理论为：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；当来流马赫数Ma_j经过圆锥激波面OE_j，来流方向转变成与圆锥面平行，即流线B_jC_j与变马赫数条件下的圆锥面母线OD_j平行；设OO_C为圆锥的中心轴线，EF为圆锥激波流场的出口形线，A_j为乘波体上缘线AF上任意一点，B_j为乘波体前缘线BF上与A_j相对应的点，C_j为乘波体后缘线CF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；

所述设计方法包括以下步骤：

步骤一，确定变马赫数乘波飞行器上缘线，上缘线形状可以选取为任意曲线，上缘线形状不受限制；

步骤二，确定圆锥流场，假设设计的宽马赫数范围为[Ma_min,Ma_max]，根据高超声速流动机理可知，激波角β满足：即激波角应该不小于马赫角，据此确定激波流场；

步骤三，确定变马赫数乘波飞行器前缘线，基于定激波流场的设计准则，可以确定变马赫数乘波飞行器的前缘线；当上缘线AF确定后，在等激波角条件下，即激波流场不变，由AF沿着流线逆方向延伸与圆锥激波面OEF相交于BF，即BF为“等激波流场-变马赫数”宽速域乘波飞行器的前缘线；

步骤四，确定变马赫数圆锥面，将乘波飞行器前缘线BF均分成j份，每个前缘线上的点的坐标为同时将设计的变马赫数区间均分为j份，每个设计马赫数Ma_j分别与前缘线B_j相对应。根据圆锥激波角与圆锥角之间的关系可以确定变马赫数条件下，不同马赫数对应的圆锥物面角δ_j，进而可以确定不同马赫数条件下的圆锥面，OD_j为不同马赫数条件下的圆锥面母线；其中，γ为比热比；

步骤五，确定变马赫数乘波飞行器后缘线，采用流线追踪法，在变圆锥面的基础上，可以得到变马赫数乘波飞行器的后缘线；将前缘线均分成j份，将每份按照不同的设计马赫数Ma_j得到的不同圆锥面来进行流线追踪，采用简化锥导乘波体设计理论，得到乘波飞行器的后缘线CF；

步骤六，在确定了上缘线、前缘线和后缘线后，将每条流线连接成一个整体面，即可得到乘波飞行器的上表面和下表面，至此，“等激波流场-变马赫数”乘波飞行器的设计完成。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：

“等激波流场-变马赫数”宽速域乘波飞行器设计方法，能够实现宽速域飞行器设计的“可重复性”和“可复现性”，实现在变马赫数飞行条件下，高超声速飞行器均具有良好乘波特性的目的。

附图说明

图1为“等激波流场-变马赫数”宽速域乘波飞行器设计原理示意图。

图中标号表示：

1为变马赫数乘波飞行器上缘线AF；

2为变马赫数乘波飞行器前缘线BF；

3为变马赫数乘波飞行器后缘线CF；

4为圆锥激波流场的出口形线EF；

5为圆锥激波流场；

6为不同马赫数对应的圆锥面；

OO_C为圆锥的中心轴线；

OE为圆锥激波流场的母线；

Ma_j为来流马赫数；

δ_j为变马赫数圆锥角；

β为圆锥激波角；

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为不同马赫数条件下；后缘线上与B_j相对应的点；

E_j为与A_j相对应的激波底面上的点；

D_j为变马赫数对应的圆锥底面上与E_j相对应的点；

其中，O_C、A_j、D_j、C_j和E_j在同一直线上。

具体实施方式

本发明涉及高超声速飞行器的气动外形设计，具体涉及宽速域乘波飞行器的设计方法，提出了“等激波流场-变马赫数”宽速域乘波飞行器的设计思路，基于特定的激波流场，得到不同马赫数对应的物面角，进而采用流线追踪方法得到变马赫数乘波飞行器的后缘线。以简化锥导乘波设计理论为例来具体介绍本发明的实施方式。在定圆锥激波流场的基础上，当马赫数改变时，圆锥面不断改变，基于变圆锥面的设计方法，通过近似锥导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来得到适合宽速域条件下飞行器的高超声速飞行器。本发明实现了在变马赫数情况下乘波飞行器的设计方法，为宽速域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进行设计，技术难点是乘波飞行器后缘线的生成，优势是前缘线容易生成及控制。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，用来满足不同的气动外形设计任务。

现结合说明书附图对本发明进行详细说明，一种“等激波流场-变马赫数”宽速域乘波飞行器设计方法。以简化锥导乘波设计理论为例来说明此发明，简化锥导乘波体设计理论为：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；当来流马赫数Ma_j经过圆锥激波面OE_j，来流方向转变成与圆锥面平行，即流线B_jC_j与变马赫数条件下的圆锥面母线OD_j平行；设OO_C为圆锥的中心轴线，EF为圆锥激波流场的出口形线，A_j为乘波体上缘线AF上任意一点，B_j为乘波体前缘线BF上与A_j相对应的点，C_j为乘波体后缘线CF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；

所述设计方法包括以下步骤：

步骤一：如何确定变马赫数乘波飞行器上缘线。

本发明简化了锥导乘波飞行器的设计思路，根据乘波体设计方法，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、折线或抛物线等任意曲线。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。步骤二：如何确定圆锥流场。

当圆锥流场的激波角确定后，圆锥流场随之确定。假设设计的宽马赫数范围为[Ma_min,Ma_max]，根据高超声速流动机理可知，激波角β应该满足：即激波角应该不小于马赫角，据此确定激波流场。其中，EF为变马赫数乘波飞行器激波流场的出口形线。

步骤三：如何确定变马赫数乘波飞行器前缘线。

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，确定设计的圆锥激波角β后，然后确定圆锥激波底面半径R，其中R＝L×tan(β)，进而确定圆锥激波流场，如公式(2)所示。

联合公式(1)和公式(2)求解可得变马赫数乘波飞行器的前缘线BF。

步骤四：如何确定变马赫数圆锥面。

将乘波飞行器前缘线BF均分成j份，每个前缘线上的点的坐标为同时将设计的变马赫数区间均分为j份，每个设计马赫数Ma_j分别与前缘线B_j相对应。根据圆锥激波角与圆锥角之间的关系，如公式(3)，可以确定变马赫数条件下，不同马赫数对应的圆锥物面角δ_j，进而可以确定不同马赫数条件下的圆锥面，OD_j为不同马赫数条件下的圆锥面母线。

其中，γ为比热比，一般取常数1.4。

步骤五：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所确定的直线与不同马赫数对应的圆锥底面以及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，ΔO_cOD_j～ΔA_jB_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的坐标其中C_j与B_j一一对应，将所有C_j连接起来构成变马赫数乘波飞行器后缘线CF。

步骤六：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，“等激波流场-变马赫数”宽速域乘波飞行器设计完成。

“等激波流场-变马赫数”宽速域乘波飞行器的设计方法，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。在设计过程中，对上缘线AF的设计是“等圆锥流场-变马赫数”宽速域乘波飞行器设计的重点。

本发明采用了简化锥导乘波体设计理论来实现变马赫数乘波飞行器的生成，但并不仅仅局限于简化锥导乘波体设计理论，也可通过锥导乘波体设计理论、吻切锥设计理论以及其他乘波体生成方法来实现变马赫数乘波飞行器的生成，虽然采用的方法不同，但设计思路是通用的。

以上实施例仅起到解释本发明技术方案的作用，本发明所要求的保护范围并不局限于上述实施例所述的实现系统和具体实施步骤。因此，仅对上述实施例中具体的公式及算法进行简单替换，但其实质内容仍与本发明所述方法相一致的技术方案，均应属于本发明的保护范围。

Claims (1)

1.一种“等激波流场-变马赫数”宽速域乘波飞行器设计方法，其特征在于，该设计方法基于特定的激波流场，得到不同马赫数对应条件下的物面角，进而采用流线追踪方法得到变马赫数乘波飞行器的后缘线；采用简化锥导乘波体设计理论，简化锥导乘波体设计理论为：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；当来流马赫数Ma_j经过圆锥激波面OE_j，来流方向转变成与圆锥面平行，即流线B_jC_j与变马赫数条件下的圆锥面母线OD_j平行；设OO_C为圆锥的中心轴线，O为圆锥顶点，O_C为圆锥底面圆心，EF为圆锥激波流场的出口形线，A_j为乘波体上缘线AF上任意一点，B_j为乘波体前缘线BF上与A_j相对应的点，C_j为乘波体后缘线CF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；

所述设计方法包括以下步骤：

步骤一，确定变马赫数乘波飞行器上缘线，上缘线形状可以选取为任意曲线，上缘线形状不受限制；

步骤二，确定圆锥流场，假设设计的宽马赫数范围为[Ma_min，Ma_max]，根据高超声速流动机理可知，激波角β满足：即激波角应该不小于马赫角，据此确定激波流场；

步骤三，确定变马赫数乘波飞行器前缘线，基于定激波流场的设计准则，可以确定变马赫数乘波飞行器的前缘线；当上缘线AF确定后，在等激波角条件下，即激波流场不变，由AF沿着流线逆方向延伸与圆锥激波面OEF相交于BF，即BF为“等激波流场-变马赫数”宽速域乘波飞行器的前缘线；

步骤四，确定变马赫数圆锥面，将乘波飞行器前缘线BF均分成j份，每个前缘线上的点的坐标为 同时将设计的变马赫数区间均分为j份，每个设计马赫数Ma_j分别与前缘线上的点B_j相对应；根据圆锥激波角与圆锥角之间的关系可以确定变马赫数条件下，不同马赫数对应的圆锥物面角δ_j，进而可以确定不同马赫数条件下的圆锥面，OD_j为不同马赫数条件下的圆锥面母线；其中，γ为比热比；

步骤五，确定变马赫数乘波飞行器后缘线，采用流线追踪法，在变圆锥面的基础上，可以得到变马赫数乘波飞行器的后缘线；将前缘线均分成j份，将每份按照不同的设计马赫数Ma_j得到的不同圆锥面来进行流线追踪，采用简化锥导乘波体设计理论，得到乘波飞行器的后缘线CF；

步骤六，在确定了上缘线、前缘线和后缘线后，将每条流线连接成一个整体面，即可得到乘波飞行器的上表面和下表面，至此，“等激波流场-变马赫数”宽速域乘波飞行器的设计完成。