CN112001034A - 一种多面锥构型飞行风洞标模布局及设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种多面锥构型飞行风洞标模布局及设计方法，试验模型的外形为安装控制尾翼的具有多个大平面结构的多面锥构型，所述多面锥构型沿着轴线包括有若干段，第一段为由多个平面切割的球头构型，中间若干段为多边形裙构型，最后段为由多个平面切割的圆柱构型。本方法基于参数化思想，采用了非正多面锥构型作为基本外形，对整个外形可以完全用数学表达式解析描述，以满足飞行试验对气动布局的简化需求。由于本方法采用了参数化表达，因此所设计的试验模型可根据总体、气动和试验需求进行优化和调整。本方法设计的飞行试验模型尾段带有X型布置的、平面形状为直角梯形的气动控制舵面，可根据实际飞行需求对舵面开展优化设计，使试验模型实现一定时间的自主可控飞行。

Description

一种多面锥构型飞行风洞标模布局及设计方法

技术领域

本发明涉及飞行器的气动布局设计技术领域，具体涉及一种可用于高超声速流动基础问题研究的多面锥构型飞行试验标模布局及设计方法。

背景技术

模型飞行试验(又称“飞行风洞”)是空气动力学研究的三大手段(另外两种为计算机数值模拟和地面风洞实验)之一，在获取真实飞行环境下气动数据方面具有不可替代的重要作用。随着我国空气动力学研究，特别是高超声速空气动力学研究的不断发展，越来越多的流动基础问题(如复杂外形飞行器气动力/热、高温真实气体效应、多尺度跨流域流动、边界层转捩、激波-边界层干扰、高焓热边界层热质传递等)亟待模型飞行试验为其提供可靠的真实飞行条件下的气动测试数据。

为满足基础流动问题研究的测试和测量需要，模型飞行试验的飞行器布局和构型方式有别于常规的高超声速飞行器。通常认为，模型飞行试验的试验模型在构型上至少需要具备以下特点：一是要有较高的容积率，以便在其内安装飞行和测试所需的各类设备；二是要有足够大面积的光滑平整的表面，以便将其作为研究基础流动问题的测试表面，在其上安装各类测量传感器；三是其表面上要有足够大的平面，便于在其上布置一些基准外形部件(如斜楔、尖劈或突起物阵列等)用于如激波-边界层干扰、边界层转捩、流动控制等问题的研究。目前，在模型飞行试验的试验模型布局设计方面，国内相关研究尚处于起步阶段，便于进行飞行试验测试和测量的飞行器布局和构型亟待发展。

发明内容

本发明的目的在于提供一种便于进行高超声速流动基础问题研究的飞行试验标模布局及设计方法。

本方法基于参数化思想，采用安装有控制尾翼的具有多个大平面结构的多面锥构型为基本布局形式，对整个设计外形可以完全用数学表达式解析描述，以满足飞行试验对气动布局的简化需求。

为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

本发明的飞行风洞标模布局为安装有控制尾翼的具有多个大平面结构的多面锥构型。

在上述技术方案中，所述多面锥构型沿着轴线包括有若干段，第一段为由多个平面切割的球头构型，中间若干段为多边形裙构型，最后段为由多个平面切割的圆柱构型。

为了实现上述气动布局，其气动布局的设计方法为：

S1：如附图1所示，给定试验模型的总长度L，总段数K，各段长度L_i(i＝1，2，……，K)，各段半锥角θ_i(i＝1，2，……，K)约束条件满足。在本方法中，要求L和L_i满足约束：

要求K满足约束：

K≥3 (2)

要求θ_i满足约束：

θ₁＝θ₂，θ_K-1＝θ_K，θ_i≥0 (3)

上述约束如附图2所示。

S2：设计横截面多边形的形状。给定正多边形边数N约束条件，可得该正多边形一条边对应的角度η＝2π/N，该正多边形内角ξ＝π-η。记该正多边形的无量纲边长为a，各内角为A_j(j＝1，2，……，N)。给定无量纲长度b约束条件，在所有的内角A_j处，切除腰为b的等腰三角形，得到边数为2N的多边形。记上述腰为b的等腰三角形的底边无量纲长度为c，根据约束条件，得到c满足：

在本方法中，要求a、b、c满足约束：

a-2b≥c (5)

易知，该边数为2N的多边形存在外接圆，记外接圆的无量纲半径为R_oc。根据约束条件，可得R_oc满足：

上述步骤中采用无量纲长度的目的是给定多边形中各长度尺寸之间的比例关系，利用式(4)和式(6)可求解出这些长度的比例。横截面多边形的形状如附图3所示。对于第i段构型(i＝1，2，……，K-1)，记该段底部的正多边形的各有量纲长度为a_i、b_i、c_i，该多边形外接圆的有量纲半径为R_oci。

S3：对于第i段构型(i＝1，2，……，K-1)，记位于构型侧面的底边边长为a_i的平面为S_1ij，底边边长为c_i的平面为S_2ij(j＝1，2，……，N)；对于第K段构型，同理记位于构型侧面的直线段边长为a_(K-1)的平面为S_1Kj，直线段边长为c_(K-1)的平面为S_2Kj(j＝1，2，……，N)。同时，对于上述S_1ij或S_2ij(i＝1，2，……，K)，定义如下坐标系O_xyzi：x轴为纵向体轴并沿飞行器头部指向尾部为正；y轴垂直于x轴以及平面S_1ij或S_2ij的底边，并指向飞行器外为正；z轴垂直于x轴、y轴并与之构成右手系；原点O给定为试验模型的球头顶点。坐标系定义如附图4中，图4a是第一段的球头构型的坐标系定义，图4b是中间任一段构型的坐标系定义，图4c是最后一段的圆柱构型的坐标系定义。在本方法中，规定S_1i1的O_xyzi坐标系与机体坐标系重合。机体坐标系为：x轴为纵向体轴，指向机体尾部为正；y轴在铅垂面内并垂直于x轴，指向机体上方为正；z轴垂直于x轴和y轴，并与之构成右手系；原点O为机体头部顶点。

S4：对于第1段构型(如附图5所示)，给定球头半径R_h约束条件，可得未被多个平面切割的部分球头的弧形对应角度θ_h满足：

第一段构型底部多边形外接圆半径R_oc1满足：

R_oc1＝R_h·sinθ_h (8)

根据步骤二中已求解出的多边形中各长度尺寸的比例关系，可求得a₁、b₁、c₁。对于S_11j(或S_21j)，采用步骤三中的坐标系，记S_11j(或S_21j)的直线段底边两端点为P和Q，根据约束条件，在坐标系O_xyz1中，可得此两点的坐标满足：

利用θ₁，可得S_11j(或S_21j)平面上任意一点(x，y，z)满足：

-(x-x_P)·sinθ₁+(y-y_P)·cosθ₁＝0 (12)

对于由平面和球面相交形成的部分椭圆曲线

其上任意一点(x，y，z)除满足式(12)外，还满足：

联立式(12)和式(13)，可将曲线

解析地表出。

S5：对于第i段构型(1＜i＜K)，即如附图6所示的多边形裙构型。根据约束条件，可得其底部多边形的相关长度a_i、b_i、c_i分别满足：

利用式(6)可得底部多边形的外接圆半径R_oci。

S6：给定助推器头部圆柱段半径φ约束条件，以此为试验模型的装填内径。在本方法中，规定φ和第K-1段构型的底部多边形外接圆半径R_oc(K-1)满足约束：

φ＝2·R_oc(K-1) (17)

对于第K段构型(如附图7所示)，与步骤四类似地，记S_1Kj(或S_2Kj)的直线段底边两端点为P和Q。根据约束条件，在坐标系O_xyzK中，可得此两点的坐标满足：

利用θ_K，可得S_1Kj(或S_2Kj)平面上任意一点(x，y，z)满足：

-(x-x_P)·sinθ_K+(y-y_P)·cosθ_K＝0 (21)

对于由平面和圆柱面相交形成的部分椭圆曲线

其上任意一点(x，y，z)除满足式(21)外，还满足：

联立式(21)和式(22)，可将曲线

解析地表出。

S7：给定平面形状为直角梯形的气动舵面的上底长度a_cs，下底长度b_cs，高度h_cs，厚度t_cs，前缘圆角半径r_cs，轴向安装位置L_cs约束条件。在本方法中，规定t_cs和r_cs满足约束：

t_cs＝2·r_cs (23)

根据约束条件，可得气动舵面外形如附图8所示。在机体坐标系中，将4片气动舵面按照X型分布，布置在第K段构型上，使得气动舵面参考点P_cs的坐标满足：

试验模型整体外形如附图9所示。

综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：

本发明设计的试验模型外形具有较高的容积率，便于装载飞行和测试所需的各类设备；具有平整光滑的表面，便于在其上布置各类测量传感器；

本发明的气动布局具有多个大面积的平面，便于在其上布置各类基准外形部件，能够满足如边界层转捩，激波-边界层干扰、流动控制等基础流动问题研究的需要。

由于本发明采用了参数化表达，因此所设计的试验模型可根据总体、气动和试验需求进行优化和调整。

本发明设计的飞行试验模型尾段带有X型布置的、平面形状为直角梯形的气动控制舵面，可根据实际飞行需求对舵面开展优化设计，使试验模型实现一定时间的自主可控飞行。

本发明可为高超声速流动基础问题研究提供一种可选的飞行试验模型气动布局和方案。

附图说明

本发明将通过例子并参照附图的方式说明，其中：

图1是本发明的基本外形的各段构型；

图2是本发明基本外形纵向设计参数；

图3是本发明横截面形状及其设计参数。

图4a、4b、4c是本发明的坐标系定义；

图5是第一段构型外形及其设计参数；

图6是第i段构型外形及其设计参数；

图7是第K段构型外形及其设计参数；

图8是气动舵面外形及其设计参数；

图9是试验标模最终外形示意；

图10是试验模型上安装压缩拐角试验构型示意；

其中：1是纵向体轴，2是边数为2N的多边形的外接圆，3是腰为b的等腰三角形，4是边数为2N的多边形，5是边数为N的正多边形，6

具体实施方式

本说明书中公开的所有特征，或公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合。

本说明书(包括任何附加权利要求、摘要和附图)中公开的任一特征，除非特别叙述，均可被其他等效或具有类似目的的替代特征加以替换。即，除非特别叙述，每个特征只是一系列等效或类似特征中的一个例子而已。

实施例一

根据步骤一，给定试验模型的设计长度L＝1638mm，总段数K＝6。各段构型的长度尺寸分别为L₁＝8.628mm，L₂＝191.372mm，L₃＝150mm，L₄＝250mm，L₅＝500mm，L₆＝553mm。各段构型的半锥角分别为θ₁＝10.68°，θ₂＝10.68°，θ₃＝11.94°，θ₄＝9.01°，θ₅＝4.53°，θ₆＝4.53°。上述设计参数满足式(1)～(3)。

根据步骤二，给定正多边形边数N＝4。给定无量纲参数a＝634.429，b＝117.214。根据式(4)可得c＝165.766。根据式(6)可得R_oc＝375。易知，a-2b＝400。由此得到横截面形状中各长度参数的比例关系。

根据步骤三，可定义出基本外形设计时所需的坐标系O_xyzi(1≤i≤6)。

根据步骤四，给定第1段构型球头半径R_h＝15mm。根据式(7)可得θ_h＝64.86°。根据式(8)可得R_oc1＝13.579mm。根据已得到的横截面长度参数的比例关系，可得a₁＝22.973mm，b₁＝4.245mm，c₁＝6.003mm，a₁-2b₁＝14.485mm。根据式(9)～(13)，可将平面与球面的各交线在坐标系O_xyzl中解析地表出。由此可得到第1段构型所有的几何特征。

根据步骤五，利用式(14)～(16)，以及已得到的横截面长度参数的比例关系，可得：a₂＝95.165mm，b₂＝17.582mm，c₂＝24.865mm，a₂-2b₂＝60mm，R_oc2＝56.25mm；a₃＝158.608mm，b₃＝29.304mm，c₃＝41.442mm，a₃-2b₃＝100mm，R_oc3＝93.75mm；a₄＝237.911mm，b₄＝43.956mm，c₄＝62.163mm，a₄-2b₄＝150mm，R_oc4＝140.625mm；a₅＝317.215mm，b₅＝58.607mm，c₅＝82.883mm，a₅-2b₅＝200mm，R_oc5＝187.5mm。由此可得第2～5段的外形。

根据步骤六，给定助推器头部圆柱段半径φ＝375mm，易知，φ与R_oc5满足约束式(17)。根据式(18)～(22)，可将平面与圆柱面的各交线在坐标系O_xyzK中解析地表出。由此可得到第6段构型所有的几何特征。

根据步骤七，给定平面形状为直角梯形的气动舵面的上底长度a_cs＝42.154mm，下底长度b_cs＝250mm，高度h_cs＝120mm，厚度t_cs＝15mm，前缘圆角半径r_cs＝7.5mm，轴向安装位置L_cs＝1292.5mm。易知，t_cs和r_cs满足约束式(23)。根据式(24)可以得到4片尾舵的具体安装位置。由此可得试验模型的最终外形。

试验模型上具有多个呈轮换对称分布的平面，可以在其上布置基础流动问题研究需要的各种气动构型，如在第6段构型的平面上布置后掠斜楔形成带后掠的压缩拐角构型，如附图10所示，可用于激波-边界层干扰问题的飞行试验研究。

本发明并不局限于前述的具体实施方式。本发明扩展到任何在本说明书中披露的新特征或任何新的组合，以及披露的任一新的方法或过程的步骤或任何新的组合。

Claims (5)

1.一种多面锥构型飞行风洞标模布局，其特征在于所述标模外形为安装有控制尾翼的具有多个大平面结构的多面锥构型。

2.根据权利要求1所述的一种多面锥构型飞行风洞标模布局，其特征在于所述多面锥构型沿着轴线包括有若干段，第一段为由多个平面切割的球头构型，中间若干段为多边形裙构型，最后段为由多个平面切割的圆柱构型。

3.一种如权利要求1或2所述的多面锥构型的设计方法，其特征在于包括以下步骤：

S1:给定试验模型的总长度L，总段数K，各段长度L_i(i＝1，2，……，K)，各段半锥角θ_i(i＝1，2，……，K)约束条件满足：

K≥3；θ₁＝θ₂,θ_K-1＝θ_K,θ_i≥0；

S2:设计试验模型的横截面多边形的形状；

S3：定义试验模型的坐标系，x轴为纵向体轴，指向试验模型尾部为正；y轴在铅垂面内并垂直于x轴，指向试验模型上方为正；z轴垂直于x轴和y轴，并与之构成右手系；原点O为试验模型头部顶点；

S4：对于试验模型上第一段构型，给定球头半径R_h约束条件，

使得未被多个平面切割的部分球头的弧形对应角度θ_h满足：

第一段构型底部多边形外接圆半径R_oc1满足：R_oc1＝R_h.sinθ_h；

S5:对于中间段的任一的第i段构型(1<i<K)的多边形裙构型，其底部多边形的长度满足：

α_i为任一边的边长；

S6:设定第一段头部的圆柱段半径

为试验模型的装填半径，与第K-1段构型的底部多边形外接圆半径满足约束条件：

S7:给定平面形状为直角梯形的气动舵面的上底长度a_cs，下底长度b_cs，高度h_cs，厚度t_cs，前缘圆角半径r_cs，轴向安装位置L_cs，满足约束条件：t_cs＝2.r_cs。

4.根据权利要求3所述的设计方法，其特征在于在S2中为正多边形，所述正多边形具有N条边，任一边对应的角度η＝2π/N，所述正多边形内角ξ＝π-η，所述正多边形的无量纲边长为a，各内角为A_j(j＝1，2，……，N)，在所有的内角A_j处，切除腰为无量纲长度b的等腰三角形，得到边数为2N的多边形，所述等腰三角形的底边无量纲长度为c，满足：

5.根据权利要求3所述的设计方法，其特征在于在试验模型的机体坐标系中，将四片气动舵面按照X型分布，布置在第K段构型上，使得气动舵面参考点P_cs的坐标满足:

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