CN109677630A - 基准流场激波形状可控的强几何约束下的乘波体设计方法 - Google Patents

基准流场激波形状可控的强几何约束下的乘波体设计方法 Download PDF

Info

Publication number
CN109677630A
CN109677630A CN201910019317.2A CN201910019317A CN109677630A CN 109677630 A CN109677630 A CN 109677630A CN 201910019317 A CN201910019317 A CN 201910019317A CN 109677630 A CN109677630 A CN 109677630A
Authority
CN
China
Prior art keywords
waverider
flow field
shock wave
profile
benchmark
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
Application number
CN201910019317.2A
Other languages
English (en)
Other versions
CN109677630B (zh
Inventor
俞凯凯
徐惊雷
黄帅
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Original Assignee
Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Nanjing University of Aeronautics and Astronautics filed Critical Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Priority to CN201910019317.2A priority Critical patent/CN109677630B/zh
Publication of CN109677630A publication Critical patent/CN109677630A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN109677630B publication Critical patent/CN109677630B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

本发明公开了一种基准流场激波形状可控的强几何约束下的乘波体设计方法，包括以下步骤：(1)根据飞行器的总体尺寸要求设定乘波体的长度和宽度，并设定基准流场的基准圆半径；(2)任意定义基准流场中的激波形状，激波类型可以根据实际情况设定；(3)结合激波形状、启动三角形、以及来流条件，利用特征线法计算出得到波后流场以及生产该激波形状的型面；(4)在得到的波后流场中，采用流线追踪法获取乘波体的前缘曲线、上表面型线和下压缩面，得到待设计的乘波体。本发明通过在超声速来流中形成指定激波形状的型线生成方法，改变基准流场的激波形状，实现严格控制乘波体几何尺寸的目的，同时提升了乘波体高升阻比等气动性能。

Description

基准流场激波形状可控的强几何约束下的乘波体设计方法
技术领域
本发明属于高超声速飞行器领域，具体涉及一种基准流场激波形状可控的强几何约束下的乘波体设计方法。
背景技术
乘波体是一种适宜高超声速飞行的流线形结构的飞行器，其所有的前缘都具有附体激波，乘波体飞行时其前缘平面与激波的上表面重合，依靠激波的压力产生升力，乘波体飞行器不用机翼产生升力，而是靠激波压缩产生升力而飞行。乘波体是高超声速巡航飞行器重要的前体部件，由于其优异的升阻比性能，已经成为高超声速巡航飞行器的较为理想的气动布局方案选择。为了满足飞行器的总体尺寸以及性能需求，乘波体的长度必须受到严格限制，且在任何约束情况下仍要保持优异的性能。乘波体飞行过程中，激波的产生和形状，均会对乘波体的空气动力产生很大影响，影响乘波体的升阻比。
现有主流乘波体的设计方法主要分为锥导乘波体设计方法和密切乘波体设计方法，这两种方法都能获得较好的性能，但在乘波体几何参数的控制上较薄弱。随着乘波体逐步向实际工程应用推进，乘波体的设计由单独考虑升阻比性能，已经逐步过渡到升阻比、容积率和热防护等多目标优化，对乘波体的几何参数要求越来越严格，因此，需要研究出一种能控制乘波体几何尺寸并能保持优异气动性能的乘波体设计方法。
发明内容
发明目的：为了克服现有技术中存在的不足，本发明提供一种基准流场激波形状可控的强几何约束下的乘波体设计方法，其通过在超声速来流中形成指定激波形状的型线生成方法，改变基准流场的激波形状，实现严格控制乘波体几何尺寸的目的，同时提升了乘波体高升阻比等气动性能。
技术方案：为实现上述目的，本发明采用如下技术方案：
一种基准流场激波形状可控的强几何约束下的乘波体设计方法，其特征在于，包括以下设计步骤：
步骤(1)、根据飞行器的总体尺寸要求设定乘波体的长度和宽度，并设定基准流场的基准圆半径；
步骤(2)、任意定义基准流场中的激波形状，激波类型可根据实际条件设定；
步骤(3)、结合步骤(2)中定义的激波形状、启动三角形、以及来流条件，利用特征线法计算出得到波后流场以及生产该激波形状的型面，启动三角形根据已知超声速来流条件确定；
步骤(4)、在步骤(3)计算出得到的波后流场中，采用流线追踪法获取乘波体的前缘曲线、上表面型线和下压缩面，进一步得到待设计的基准流场激波形状可控的强几何约束下的乘波体。
作为优选，所述步骤(2)中的激波形状根据乘波体的长度和宽度、以及基准流场的基准圆半径确定。
作为优选，所述步骤(3)中采用的特征线法包括如下特征线方程：
其中，x和y表示二维笛卡尔坐标，λ±表示特征线C±的斜率，λ0表示特征线C0的斜率，u和v分别表示沿x和y方向的速度分量，θ表示流动角，α表示马赫角；
相容性方程包括：
ρVdV+dp＝0
dp-a2dρ＝0
其中，ρ表示密度，V表示速度，p表示静压，a表示声速，若基准流场属于二维流动，δ等于零；若基准流场属于轴对称流动，δ等于1。
作为优选，所述步骤(3)中的启动三角形采用泰勒－麦克尔算法计算得到。
作为优选，所述步骤(4)中得到的乘波体的前缘曲线和上表面型线根据基准圆上的尾缘曲线获取。
作为优选，所述步骤(4)中得到的乘波体的下压缩面是采用流线追踪法在基准流场中通过乘波体的前缘曲线计算得到的流线组合而成。
有益效果：本发明的一种基准流场激波形状可控的强几何约束下的乘波体设计方法，提出了在超声速来流中形成指定激波形状的型线生成方法，其得到的乘波体可以严格控制其几何参数，能够满足飞行器总体的要求，并可以通过控制基准流场激波形状来提升乘波体的性能。
附图说明
图1为本发明的基准流场激波形状可控的强几何约束下的乘波体设计方法的结构示意图；
图2是本发明的基准流场激波形状可控的强几何约束下的乘波体设计方法的基准流场的计算示意图；
图3是本发明的基准流场激波形状可控的强几何约束下的乘波体设计方法的乘波体流场马赫数等值线图；
图4是本发明在相同几何约束下不同激波形状下设计得到的乘波体的性能对比图；
其中，11－来流方向，12－基准流场中的激波形状，13－设定的乘波体长度Lw，14－基准流场，15－基准流场的基准圆半径Ro，16－设定的乘波体宽度Ww，17-基准圆上的尾缘曲线，18-乘波体前缘点，19-前缘曲线，20-上表面型线，21-下压缩面，210－来流方向，22－启动三角形，23－激波形状，24－生成特定形状激波的型面。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作更进一步的说明。
如图1至图4，本发明公开了一种基准流场激波形状可控的强几何约束下的乘波体设计方法，具体包括以下步骤：
步骤(1)、根据飞行器的总体要求设定乘波体的长度、宽度以及基准流场的基准圆半径；
步骤(2)、根据乘波体的长度、宽度以及基准流场的基准圆半径任意设定激波形状，激波形状的凹凸性可以根据乘波体的性能要求指定；
步骤(3)、根据来流条件，利用泰勒－麦克尔求解启动三角形；
步骤(4)、结合启动三角形22、激波形状23以及来流方向210，利用特征线法可以求解得到激波的基准流场的波后流场以及生产该激波形状的型面，即实现激波可控；其中，特征线性方程包括：
所述x和y表示二维笛卡尔坐标，λ±表示特征线C±的斜率，λ0表示特征线C0的斜率，u和v分别表示沿x和y方向的速度分量，θ表示流动角，α表示马赫角；
其中，相容性方程包括：
ρVdV+dp＝0
dp-a2dρ＝0
所述ρ表示密度，V表示速度，p表示静压，a表示声速，对于二维流动而言，δ等于零；对于轴对称流动而言，δ等于1；
步骤(5)、确定乘波体的在基准流场上的前缘曲线，并在水平来流方向上得到乘波体上表面型线；利用流线追踪法在基准流场中得到从前缘曲线出发的流线，并将流线组成流面，进而得到乘波体的下压缩面。
综上，本发明设计的乘波体所需的基准流场的基准圆半径是根据乘波体的宽度进行设定，基准流场的激波长度是与乘波体的长度一致，且激波形状可以指定，其凹凸性可以变化，乘波体所需的基准流场的激波后面流场是需要启动三角形的，启动三角形通过泰勒-麦克尔计算得到的。进而使乘波体在尺寸受到严格限制下，可以通过调整基准流场中的激波形状，来进一步提高乘波体的性能。
为更好地说明本发明，便于理解本发明的技术方案，本发明的典型但非限制性的实施例如下：
乘波体的长度Lw为7.0m，宽度Ww为5.523m，基准圆半径R0为3.64m，来流马赫数为6.0，激波形状按照如下公式定义：
激波形状呈凸构型。图4是本发明设计的乘波体与传统乘波体、以及基于基准流场中激波构型为凹构型设计得到的乘波体构型的升阻比对比曲线，分别以WaveriderA、WaveriderB和WaveriderC表示，对比可知，本发明设计的乘波体相对于传统波体性能增益为20％左右，相对于基准流场激波构型为凸构型设计得到乘波体的增益为60％，升阻比气动性能得到了极大的提高。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出：对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (6)

1.一种基准流场激波形状可控的强几何约束下的乘波体设计方法，其特征在于，包括以下设计步骤：
步骤(1)、根据飞行器的总体尺寸要求设定乘波体的长度和宽度，并设定基准流场的基准圆半径；
步骤(2)、任意定义基准流场中的激波形状，激波类型可根据实际情况设定；
步骤(3)、结合步骤(2)中定义的激波形状、启动三角形、以及来流条件，利用特征线法计算出得到波后流场以及生产该激波形状的型面，启动三角形根据已知超声速来流条件确定；
步骤(4)、在步骤(3)计算出得到的波后流场中，采用流线追踪法获取乘波体的前缘曲线、上表面型线和下压缩面，进一步得到待设计的基准流场激波形状可控的强几何约束下的乘波体。
2.根据权利要求1所述的基准流场激波形状可控的强几何约束下的乘波体设计方法，其特征在于：所述步骤(2)中的激波形状根据乘波体的长度和宽度、以及基准流场的基准圆半径确定。
3.根据权利要求1所述的基准流场激波形状可控的强几何约束下的乘波体设计方法，其特征在于，所述步骤(3)中采用的特征线法包括如下特征线方程：
其中，x和y表示二维笛卡尔坐标，λ±表示特征线C±的斜率，λ0表示特征线C0的斜率，u和v分别表示沿x和y方向的速度分量，θ表示流动角，α表示马赫角；
相容性方程包括：
ρVdV+dp＝0
dp-a2dρ＝0
其中，ρ表示密度，V表示速度，p表示静压，a表示声速，若基准流场属于二维流动，δ等于零；若基准流场属于轴对称流动，δ等于1。
4.根据权利要求1所述的基准流场激波形状可控的强几何约束下的乘波体设计方法，其特征在于：所述步骤(3)中的启动三角形采用泰勒－麦克尔算法计算得到。
5.根据权利要求1所述的基准流场激波形状可控的强几何约束下的乘波体设计方法，其特征在于：所述步骤(4)中得到的乘波体的前缘曲线和上表面型线根据基准圆上的尾缘曲线获取。
6.根据权利要求1所述的基准流场激波形状可控的强几何约束下的乘波体设计方法，其特征在于：所述步骤(4)中得到的乘波体的下压缩面是采用流线追踪法在基准流场中通过乘波体的前缘曲线计算得到的流线组合而成。
CN201910019317.2A 2019-01-09 2019-01-09 基准流场激波形状可控的强几何约束下的乘波体设计方法 Active CN109677630B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910019317.2A CN109677630B (zh) 2019-01-09 2019-01-09 基准流场激波形状可控的强几何约束下的乘波体设计方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910019317.2A CN109677630B (zh) 2019-01-09 2019-01-09 基准流场激波形状可控的强几何约束下的乘波体设计方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN109677630A true CN109677630A (zh) 2019-04-26
CN109677630B CN109677630B (zh) 2021-04-06

Family

ID=66192769

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201910019317.2A Active CN109677630B (zh) 2019-01-09 2019-01-09 基准流场激波形状可控的强几何约束下的乘波体设计方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN109677630B (zh)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112948977A (zh) * 2021-03-15 2021-06-11 中国科学院力学研究所 一种乘波体横航向稳定性优化方法及系统
CN114186351A (zh) * 2022-02-14 2022-03-15 中国科学院力学研究所 一种宽速域飞行器乘波体构型设计方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6149101A (en) * 1991-07-08 2000-11-21 Tracy; Richard R. Aircraft wing and fuselage contours
WO2012048675A2 (de) * 2010-09-15 2012-04-19 Eads Deutschland Gmbh Anordnung zur enteisung eines oberflächenbereichs eines luftfahrzeugs
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
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
US20170225750A1 (en) * 2014-08-12 2017-08-10 University Of Maine System Board Of Trustees Buoy With Integrated Motion Compensation

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6149101A (en) * 1991-07-08 2000-11-21 Tracy; Richard R. Aircraft wing and fuselage contours
WO2012048675A2 (de) * 2010-09-15 2012-04-19 Eads Deutschland Gmbh Anordnung zur enteisung eines oberflächenbereichs eines luftfahrzeugs
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
US20170225750A1 (en) * 2014-08-12 2017-08-10 University Of Maine System Board Of Trustees Buoy With Integrated Motion Compensation
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

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
薛倩: "乘波机/进气道构型设计与优化", 《中国优秀博硕士学位论文全文数据库(硕士) 工程科技Ⅱ辑》 *

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112948977A (zh) * 2021-03-15 2021-06-11 中国科学院力学研究所 一种乘波体横航向稳定性优化方法及系统
CN114186351A (zh) * 2022-02-14 2022-03-15 中国科学院力学研究所 一种宽速域飞行器乘波体构型设计方法
CN114186351B (zh) * 2022-02-14 2022-04-15 中国科学院力学研究所 一种宽速域飞行器乘波体构型设计方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN109677630B (zh) 2021-04-06

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN106741976B (zh) 一种乘波前体进气道一体化构型的反设计方法
CN104149967B (zh) 一种具有协同射流控制的低雷诺数翼型及其控制方法
CN102218378B (zh) 超声速非均匀流喷管及其设计方法
CN102323961B (zh) 非对称超声速喷管及其设计方法
CN104691739B (zh) 一种低阻高阻力发散马赫数的高升力层流翼型
CN109250144A (zh) 后掠角及上/下反角直接可控的吻切锥乘波体设计方法
CN104477376B (zh) 一种高超声速飞行器气动舵/反作用控制系统复合气动控制方法
CN107933895B (zh) 一种用于超临界翼型减阻增升的微吹结构和方法
CN109677630A (zh) 基准流场激波形状可控的强几何约束下的乘波体设计方法
CN105059530A (zh) 一种后掠角可控的尖顶点密切锥乘波体
CN103939216B (zh) 采用组合式口面旋涡控制方法的埋入式进气道
CN106014684A (zh) 一种改善tbcc用sern的组合流动控制方法及结构
CN104527971B (zh) 一种高超声速飞行器减阻防热反向喷流喷孔设计方法
CN109229364B (zh) 应用于高速直升机旋翼反流区的类椭圆翼型
CN110182380A (zh) 基于典型内转进气道的高超声速内外流一体化设计方法
CN110104164B (zh) 一种用于跨声速机翼的前加载-吸气组合流动控制方法
CN203740128U (zh) 乘波体飞行器
CN108412618A (zh) 一种高超/超声速轴对称进气道唇口及其设计方法
CN105059531A (zh) 一种后掠角可控的曲线头部密切锥乘波体
CN104097770B (zh) 一种直升机主转翼用翼片
CN206155818U (zh) 一种涡效应增升的乘波体
CN116696591A (zh) 一种适用于无尾布局的流体推力矢量喷管
CN104097763B (zh) 一种异形机翼翼型
CN109723571B (zh) 一种梯形截面的喉道偏移式气动矢量喷管及装备有该矢量喷管的飞行器
CN111634408A (zh) 一种超声速双翼及其设计方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant