CN106250607A

CN106250607A - 基于非均匀有理b样条曲线的双后掠乘波体设计方法

Info

Publication number: CN106250607A
Application number: CN201610602089.8A
Authority: CN
Inventors: 刘传振; 白鹏; 陈冰雁; 杨云军
Original assignee: China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA
Current assignee: China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA
Priority date: 2016-07-27
Filing date: 2016-07-27
Publication date: 2016-12-21
Anticipated expiration: 2036-07-27
Also published as: CN106250607B

Abstract

本发明公开了基于非均匀有理B样条曲线的双后掠乘波体设计方法，包括：激波出口型线包括圆弧段和与圆弧段不相切的直线段；根据激波出口型线的斜率将流动捕获曲线分为三段，形成三个区域：钝头区域、第一后掠区域和第二后掠区域；采用非均匀有理B样条曲线表示激波出口型线，控制点AEB确定激波出口型线的圆弧段，控制点FCD共线确定激波出口型线的直线段，控制点BFC确定第一后掠区域对应的第一后掠段，重节点方法保证圆和直线的互不干扰；提取出激波出口型线的控制参数，通过乘波体的平面形状，确定乘波体外形。采用非均匀有理B样条曲线确定双后掠乘波体的激波出口型线，进而获取双后掠乘波体外形，得到兼顾低速和高超声速性能的乘波体。

Description

基于非均匀有理B样条曲线的双后掠乘波体设计方法

技术领域

本发明属于高超声速飞行器的气动布局设计领域，特别涉及一种基于非均匀有理B样条曲线的双后掠乘波体设计方法。

背景技术

高超声速飞行器是应对未来战争、突破导弹防御系统的重要武器系统，具有极高速的远程打击和突防能力，能够做到“全球即时到达”，成为当今世界各国竞相研制和发展的热门武器系统，具有极其重要的军事价值。无论哪一种近空间高超声速飞行器，都将高速、高机动性和大射程作为其主要的发展目标。

乘波体布局因其高升阻比特性从低阻力外形中脱颖而出，成为研究最为广泛的高超声速飞行器气动外形之一。美国的波音公司、诺恩洛普公司等都已经决定采用乘波体方案作为高超声速飞行器的构型基础，并进行了多次飞行试验，得到了很大的技术进展。乘波体升阻比高，并且易于与进气道进行一体化设计，但低速状态的气动性能不好，纵向稳定性较差。典型的乘波体设计方法分为两大类：正设计方法和反设计方法。正设计方法是由某几何外形求得基本流场，通过流动捕获曲线(Flow Capture Tube，FCT)到激波的投影线确定乘波体前缘，然后进行流线追踪获得乘波构件。正设计方法的激波形状相对固定，存在升阻比极限，限制了乘波构型的设计空间。德国科学家提出了密切锥乘波体设计方法(Osculating Waverider),这种方法可以从激波出口型线(Inlet Capture Curve,ICC)出发反向迭代拟合流场，再根据流场追踪得到乘波外形，具有较高的灵活性。相关学者从密切锥方法出发，得到了设计曲线与平面形状之间的关系，提出可控后掠角乘波体设计方法，进一步拓展了密切锥方法的应用范围。

发明内容

本发明的一个目的是在可控后掠角乘波体设计方法的基础上，建立激波出口型线与乘波体平面形状之间的关系，并采用非均匀有理B样条曲线方法确定双后掠乘波体的激波出口型线，进而获取双后掠乘波体外形，从而得到兼顾低速和高超声速性能的乘波体。

本发明提供的技术方案为：

一种基于非均匀有理B样条曲线的双后掠乘波体设计方法，包括：

给定一激波出口型线，其包括圆弧段和与所述圆弧段相连的直线段，且使所述圆弧段和所述直线段不相切；

根据激波出口型线的斜率将流动捕获曲线分为三段，从而所述激波出口型线与所述流动捕获曲线所生成的乘波体形成三个区域：钝头区域、第一后掠区域和第二后掠区域；

采用二次非均匀有理B样条曲线来表示所述激波出口型线，所述二次非均匀有理B样条曲线的控制点A、控制点E、控制点B确定所述激波出口型线的圆弧段，控制点F、控制点C、控制点D共线确定所述激波出口型线的直线段，控制点B、控制点F、控制点C确定所述第一后掠区域对应的第一后掠段，并采用所述二次非均匀有理B样条曲线的重节点方法以确保圆弧段的形成；

提取出所述激波出口型线的控制参数，根据提取的所述控制参数确定乘波体的平面形状，从而确定乘波体的外形。

优选的是，所述的基于非均匀有理B样条曲线的双后掠乘波体设计方法，所述并采用所述二次非均匀有理B样条曲线的重节点方法以确保圆弧段的形成包括：

所述二次非均匀有理B样条曲线的节点矢量为{0,0,0,a1,a1,a2,1,1,1}，其中，a1为重节点，0.0<a1<a2<1.0；

控制点B、控制点F、控制点C确定所述第一后掠区域对应的第一后掠段，所述第一后掠段的范围为[a1,a2]，使所述第一后掠段的曲率由圆至直线逐渐过渡。

优选的是，所述的基于非均匀有理B样条曲线的双后掠乘波体设计方法，所述激波出口型线的控制参数包括：第一后掠角λ₁，第二后掠角λ₂，第一后掠区域范围a＝a2-a1，钝头区域控制变量r，激波角β，其中，所述激波出口型线的圆弧段对应的圆弧角θ₁与第一后掠角λ₁之间的关系为sin(θ₁)＝tan(λ₁)tan(β)，所述激波出口型线的直线段的倾角θ₂与第二后掠角λ₂之间的关系为sin(θ₂)＝tan(λ₂)tan(β)。

优选的是，所述的基于非均匀有理B样条曲线的双后掠乘波体设计方法，所述提取出所述激波出口型线的控制参数值，根据提取的所述控制参数值确定乘波体的平面形状，从而确定乘波体的外形中，所述乘波体的外形为涡升力外形即尖头双后掠，或者双三角翼外形即钝头双后掠。

优选的是，所述的基于非均匀有理B样条曲线的双后掠乘波体设计方法，所述流动捕获曲线为直线。

本发明至少包括以下有益效果：本发明根据可控后掠角乘波体的设计原理，推导出乘波体平面形状与ICC曲线之间的关系，采用非均匀有理B样条曲线中的重节点技术，来表示由圆弧段和直线段组成的ICC曲线，保证ICC曲线斜率和曲率的光滑过渡，实现了根据平面形状控制参数反推ICC曲线进而设计乘波体外形，与现有技术相比，一、拓展了密切锥乘波体方法的应用范围，扩大了乘波体的设计空间，除了传统意义的三角翼乘波体，将乘波体设计扩展到双后掠外形；二、建立了乘波体设计曲线与外形平面之间的函数关系，根据平面形状控制参数确定乘波体外形，实现了乘波体设计的定制化设计，使设计方法更具灵活性；三、所得到的涡升力乘波体在大迎角下具有非线性增升能力，双三角翼乘波体则在低速情况下气动性能良好，同时可以指定平面形状得到纵向稳定性更好的外形。

附图说明

图1为密切锥乘波体设计示意图；

图2为可控后掠角乘波体设计示意图；

图3为双后掠乘波体设计示意图；

图4为采用NURBS曲线的双后掠乘波体设计示意图；

图5为典型的乘波体外形及对应的ICC曲线。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图,对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围。

为使本发明技术方案的优点更加清楚，下面结合附图和实施例对本发明作详细说明。

在对本发明实施例详细说明之前，具体介绍一下密切锥乘波体的设计原理：如图1所示，以ICC曲线作为激波出口型线，在ICC曲线上取点并作此点的切线，垂直于此切线的平面叫做密切平面，通过此点的曲率半径在密切平面内拟合锥形流场，所有密切平面的拟合流场就组合成三维流场，并可以根据锥形流的激波生成激波曲面。将流动捕获曲线(FlowCapture Tube，FCT)投影到激波曲面作为追踪的初始点进行流线追踪，即可生成乘波体下表面，上表面一般采用自由流动从FCT开始进行流线追踪得到。

如图2所示，为可控后掠角乘波体的设计示意图，激波出口型线ICC由一条包括圆弧段和直线段的曲线组成，该ICC控制乘波体平面形状的后掠角λ，其中，设计流场激波角β，后掠角λ与ICC曲线的倾角θ之间存在几何关系：

sin(θ)＝tan(λ)tan(β) (0.1)

圆弧段与直线段相切，因此，θ也是圆弧所对应的弧度角，通过公式(1.1)即可设计可控后掠角乘波体。其中，从图2中可以看出，根据激波出口型线ICC的斜率将流动捕获曲线FCT分成两段：GH段，HD段，从而将激波出口型线ICC与流动捕获曲线FCT所生成的乘波体分成两个区域：钝头区域(GH段对应钝头区域)，后掠区域(HD段对应后掠区域)，与直线段垂直的直线形成的平面为密切平面。

本发明实施例是在可控后掠角乘波体设计方法的基础上，采用非均匀有理B样条方法研究双后掠乘波体外形的设计工作，具体如下：

如图3，图4所示，本发明实施例提供的基于非均匀有理B样条曲线的双后掠乘波体设计方法，包括：

步骤S01、给定一激波出口型线ICC，其包括圆弧段和与所述圆弧段相连的直线段，且使所述圆弧段和所述直线段不相切。

步骤S02、根据激波出口型线的斜率将流动捕获曲线分为三段，从而所述激波出口型线与所述流动捕获曲线所生成的乘波体形成三个区域：钝头区域、第一后掠区域和第二后掠区域；

如图3所示，AB(C)段为圆弧段，B(C)D段为直线段，其中，第一后掠区域的斜率设定为圆弧的斜率向直线逐渐过渡，曲率设定也为由圆弧段曲率逐渐过渡到直线的0曲率，根据几何关系(1.1)就可以由ICC曲线的控制参数确定双后掠乘波体的平面形状，即sin(θ₁)＝tan(λ₁)tan(β)，sin(θ₂)＝tan(λ₂)tan(β)，其中，θ₁为所述激波出口型线的圆弧段对应的圆弧角，θ₂为所述激波出口型线的直线段的倾角，λ₁为θ₁所对应的第一后掠角，λ₂为θ₂所对应的第二后掠角，钝头区域控制变量r。其中，从图3中可以看出，根据激波出口型线的斜率将流动捕获曲线分成的三段为：GH段、HI段和ID段，所述激波出口型线与所述流动捕获曲线所生成的乘波体形成的三个区域为：钝头区域(GH段对应钝头区域)、第一后掠区域(HI段对应第一后掠区域)和第二后掠区域(ID段对应第二后掠区域)。

步骤S03、采用二次非均匀有理B样条曲线来表示所述激波出口型线，所述二次非均匀有理B样条曲线的控制点A、控制点E、控制点B确定所述激波出口型线的圆弧段，控制点F、控制点C、控制点D共线确定所述激波出口型线的直线段，控制点B、控制点F、控制点C确定所述第一后掠区域对应的第一后掠段，并采用所述二次非均匀有理B样条曲线的重节点方法以确保圆弧段的形成。

其中，需要说明的是，由于步骤S02中给出的双后掠乘波体设计方法会产生表面过渡不光滑的外形，第一后掠区域并不严格满足几何关系(1.1)，同时此区域大小是限定的，难以控制。因此在步骤三中引入了二次非均匀有理B样条曲线，以保证过渡段的光滑连接，如图4所示。

其中，所述并采用所述二次非均匀有理B样条曲线的重节点方法以确保圆弧段的形成包括：

需要说明的是，在非均匀有理B样条曲线中引入重节点技术是为了保证圆弧段的正常实现，否则直线段和过渡段会干扰圆弧段的生成。

其中，FCT曲线始终为直线。

步骤S04、提取出所述激波出口型线的控制参数，根据提取的所述控制参数确定乘波体的平面形状，从而确定乘波体的外形。

其中，所述激波出口型线的控制参数包括：第一后掠角λ₁，第二后掠角λ₂，第一后掠区域范围a＝a2-a1，钝头区域控制变量r，激波角β等。

具体的，如图5所示，给出了几种典型的双后掠外形(第三列)和其所对应的平面形状参数(第一列)以及设计过程中的ICC曲线(第二列)，典型外形包括涡升力外形(尖头双后掠，图4中第一，第二种情况)和双三角翼外形(钝头双后掠，图4中第三、第四种情况)。

另外，需要说明的是，乘波体设计状态的性能可以由流线积分法结合参考温度法快速评估得到。

尽管本发明的实施方案已公开如上，但其并不仅仅限于说明书和实施方式中所列运用，它完全可以被适用于各种适合本发明的领域，对于熟悉本领域的人员而言，可容易地实现另外的修改，因此在不背离权利要求及等同范围所限定的一般概念下，本发明并不限于特定的细节和这里示出与描述的图例。

Claims

1.一种基于非均匀有理B样条曲线的双后掠乘波体设计方法，其特征在于，包括：

2.如权利要求1所述的基于非均匀有理B样条曲线的双后掠乘波体设计方法，其特征在于，所述并采用所述二次非均匀有理B样条曲线的重节点方法以确保圆弧段的形成包括：

3.如权利要求2所述的基于非均匀有理B样条曲线的双后掠乘波体设计方法，其特征在于，所述激波出口型线的控制参数包括：第一后掠角λ₁，第二后掠角λ₂，第一后掠区域范围a＝a2-a1，钝头区域控制变量r，激波角β，其中，所述激波出口型线的圆弧段对应的圆弧角θ₁与第一后掠角λ₁之间的关系为sin(θ₁)＝tan(λ₁)tan(β)，所述激波出口型线的直线段的倾角θ₂与第二后掠角λ₂之间的关系为sin(θ₂)＝tan(λ₂)tan(β)。

4.如权利要求1所述的基于非均匀有理B样条曲线的双后掠乘波体设计方法，其特征在于，所述提取出所述激波出口型线的控制参数值，根据提取的所述控制参数值确定乘波体的平面形状，从而确定乘波体的外形中，所述乘波体的外形为涡升力外形即尖头双后掠，或者双三角翼外形即钝头双后掠。

5.如权利要求1所述的基于非均匀有理B样条曲线的双后掠乘波体设计方法，其特征在于，所述流动捕获曲线为直线。