CN112389627A - 满足宽速域乘波性能的飞行器气动布局方法、设备及介质 - Google Patents

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Abstract

本发明提出了一种满足宽速域乘波性能的飞行器气动布局方法、设备及介质。布局方法包括：建立基础外形，并对基础外形的计算域绘制网格；采用激波装配法对所述基础外形的计算域进行流场计算，根据弹道点的状态参数分别开展计算，获得流场稳定解及稳定激波面；对飞行马赫数从大到小计算获得的激波面，分别沿激波面的流向迎风面选取一个切割位置，对激波面进行切割，得到的切割线作为乘波体迎风面的前缘线，将切割线上的点作为起始点采用流线追踪法获得乘波面；根据乘波体设计的实际长度的要求，对各个切割线的长和宽乘以系数，满足实际的长度要求和宽度要求，然后根据乘波体设计的装填比要求，获得乘波体的背风面。

Description

满足宽速域乘波性能的飞行器气动布局方法、设备及介质
技术领域
本发明属于飞行器气动布局设计领域，具体涉及一种通过改变迎风面的形状来实现宽速域全乘波的气动布局形式。
背景技术
飞行器气动布局和外形选择是总体设计的前提和基础，是相当重要的部分。随着对飞行器航程的要求越来越高，乘波体无疑是超声速飞行器的首选方案。乘波体是一种前缘具有附体激波的超声速或高超声速飞行器，附着在飞行器前缘的激波，可防止下表面的高压气体横向“泄露”到上表面。与传统飞行器相比，在相同的攻角下，乘波体具有更大的升阻比。
目前乘波体设计方法主要有正设计方法与反设计方法，不管何种方法，设计流程首要任务是选取最主要的弹道点作为设计点来得到乘波体的乘波面。因为飞行器的飞行过程中飞行速度和飞行高度是在不断变化的，所以按照传统方法设计乘波体在非设计点的升阻比气动特性下降很快。
所以，需要提出一种全乘波解决方案，实现宽速域全乘波的气动布局形式。
发明内容
本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种满足宽速域乘波性能的飞行器气动布局形式，充分利用乘波飞行器的高升阻比气动特性，采用一种可伸缩迎风面的设计，根据不同的飞行高度及飞行马赫数，调整迎风面的伸缩位置，满足不同弹道点全乘波设计。能够实现宽速域范围内(马赫数≥2，飞行高度≥10Km)典型弹道点的全乘波气动布局，使得飞行器在整个飞行阶段具有高升阻比的气动特性。通过在飞行器底部设计flap舵面，保证飞行器的俯仰方向稳定性。在飞行器背风面设计V尾舵面，保证飞行器的航向稳定性。本发明提供了一种通过改变迎风面形状，满足弹道点全乘波特性，从而保证在宽速域飞行状态下具有高升阻比气动特性的气动布局形式。
根据本发明的一个方面，提供一种满足宽速域乘波性能的飞行器气动布局方法，包括：
建立基础外形，并对基础外形的计算域绘制网格；
采用激波装配法对所述基础外形的计算域进行流场计算，根据弹道点的状态参数分别开展计算，获得流场稳定解及稳定激波面；
对飞行马赫数从大到小计算获得的激波面，分别沿激波面的流向迎风面选取一个切割位置，对激波面进行切割，得到的切割线作为乘波体迎风面的前缘线，将切割线上的点作为起始点采用流线追踪法获得乘波面；
根据乘波体设计的实际长度的要求，对各个切割线的长和宽乘以系数，满足实际的长度要求和宽度要求，然后根据乘波体设计的装填比要求，获得乘波体的背风面。
进一步地，还包括根据所述前缘线和乘波体的工艺要求对乘波体的前缘进行钝化。
进一步地，将所述基础外形的计算域划分为单块结构网格。
进一步地，所述基础外形的迎风面采用三角面，背风面采用自由流面，长宽比满足设计要求。
进一步地，依据初始弹道点确定的初始迎风面，当飞行弹道点改变时，向飞行器内部收缩迎风面的外缘，收缩到与该弹道点提前设计好的迎风面形状一致。
进一步地，飞行器内部安装驱动装置进行迎风面外缘的收缩。
进一步地，将V尾形式舵面安装在飞行器背风面，用于控制航向稳定；将flap舵面安装在飞行器底部，用于控制俯仰方向稳定。
根据本发明的另一个方面，提供一种电子设备，所述电子设备包括：
存储器，存储有可执行指令；
处理器，所述处理器运行所述存储器中的所述可执行指令，以实现所述的满足宽速域乘波性能的飞行器气动布局方法。
根据本发明的另一个方面，提供一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质存储有计算机程序，该计算机程序被处理器执行时实现所述的满足宽速域乘波性能的飞行器气动布局方法。
本发明相比于现有技术具有如下增益效果：
(1)本发明与传统乘波体外形设计相比能够实现宽速域乘波性能，在全弹道范围内实现高升阻比特性。
(2)本发明宽速域乘波性能的飞行器气动布局形式，控制舵面设计与迎风面的设计是解耦的。一方面可以保证迎风面乘波特性的完整，另一方面迎风面收缩时，可以直接调节舵面的偏转角度来实现飞行器稳定控制。
附图说明
通过结合附图对本公开示例性实施方式进行更详细的描述，本公开的上述以及其它目的、特征和优势将变得更加明显，其中，在本公开示例性实施方式中，相同的参考标号通常代表相同部件。
图1为本发明的满足宽速域乘波性能的飞行器气动布局方法流程图。
图2为本发明实施例的基础外形的俯视图。
图3为本发明实施例的基础外形的侧视图。
图4为本发明实施例的基础外形的空间网格示意图。
图5为本发明实施例的弹道点Ma＝5的乘波面、激波面的示意图。
图6为本发明实施例的宽速域乘波性能飞行器气动布局初始外形侧视图(弹道点Ma＝5)。
图7为本发明实施例的宽速域乘波性能飞行器气动布局初始外形俯视图(弹道点Ma＝5)。
图8为本发明实施例的宽速域乘波性能飞行器气动布局迎风面收缩后外形侧视图(弹道点Ma＝4)。
图9为本发明实施例的宽速域乘波性能飞行器气动布局迎风面收缩后外形俯视图(弹道点Ma＝4)。
具体实施方式
下面将参照附图更详细地描述本公开的优选实施方式。虽然附图中显示了本公开的优选实施方式，然而应该理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施方式所限制。相反，提供这些实施方式是为了使本公开更加透彻和完整，并且能够将本公开的范围完整地传达给本领域的技术人员。
本发明提供了一种通过改变迎风面形状，满足弹道点全乘波特性，从而保证在宽速域飞行状态下具有高升阻比气动特性的气动布局形式。本发明充分利用乘波飞行器的高升阻比气动特性，采用一种可伸缩迎风面(乘波面)的设计，根据不同的飞行高度及飞行马赫数，调整迎风面的伸缩位置，满足不同弹道点全乘波设计。能够实现宽速域范围内(马赫数≥2，飞行高度≥10Km)典型弹道点的全乘波气动布局，使得飞行器在整个飞行阶段具有高升阻比的气动特性。通过在飞行器底部设计flap舵面，保证飞行器的俯仰方向稳定性。在飞行器背风面设计V尾舵面，保证飞行器的航向稳定性。
如图1所示，本发明提出了一种满足宽速域乘波性能的飞行器气动布局方法，包括：
建立基础外形，并对基础外形的计算域绘制网格；
采用激波装配法对所述基础外形的计算域进行流场计算，根据弹道点的状态参数分别开展计算，获得流场稳定解及稳定激波面；
对飞行马赫数从大到小计算获得的激波面，分别沿激波面的流向迎风面选取一个切割位置，对激波面进行切割，得到的切割线作为乘波体迎风面的前缘线，将切割线上的点作为起始点采用流线追踪法获得乘波面；
根据乘波体设计的实际长度的要求，对各个切割线的长和宽乘以系数，满足实际的长度要求和宽度要求，然后根据乘波体设计的装填比要求，获得乘波体的背风面。
具体地，建立基础外形，将基础外形的计算域划分为单块结构网格；所述的基础外形原则上迎风面采用三角面，背风面采用自由流面，长宽比满足设计要求。
优选地，采用激波装配法对基础外形计算域进行流场计算，根据弹道点的状态参数分别开展计算，获得流场稳定解及稳定激波面。所述流场稳定解包括所有单块结构网格的压力值及速度值；所述流场计算的计算格式可采用二阶迎风格式。流场计算收敛的标准可以为每100步密度的变化量为0.1％。
对飞行马赫数从大到小计算获得的激波面及激波流场开展同样的操作：沿激波面的流向迎风面选取一个切割位置，对激波面进行切割，得到切割线，切割线的长度为L(无量纲量)和宽度为W(无量纲量)，切割线就是乘波体迎风面的前缘线。设定B＝L/W。B1＝L1/W1(L1、W1为飞行马赫数Ma1得到的切割线的长度和宽度)，设定Bmin(最小长宽比)＝B1，并且满足乘波体飞行器的初始迎风面长宽比要求；B2＝L2/W2(L2、W2为飞行马赫数Ma2得到的切割线的长度和宽度)，以此类推；B2……Bn都必须大于Bmin，但是B2……Bn之间的关系无限制约定。将切割线上的点作为起始点采用流线追踪法获得乘波面即迎风面。
然后，根据乘波体设计的实际长度的要求，对L1、W1乘以系数，满足实际的长度要求和宽度要求，对其它的L2……Ln各自乘以系数满足乘波体飞行器的长度要求。根据乘波体设计的装填比要求，获得乘波体的背风面。
此外，优选地，可根据所述前缘线和乘波体的工艺要求对乘波体的前缘进行钝化。V尾形式舵面安装在飞行器背风面，主要控制航向稳定。flap舵面安装在飞行器底部，主要控制俯仰方向稳定。
优选地，依据初始弹道点(飞行马赫数最大的点)确定的迎风面为初始迎风面，当飞行弹道点改变时，向乘波体飞行器内部收缩迎风面的外缘，收缩到与该弹道点提前设计好的乘波面形状一致。优选地，飞行器内部安装驱动装置进行乘波面外缘的收缩。
为便于理解本发明实施例的方案及其效果，以下给出具体应用示例。本领域技术人员应理解，该示例仅为了便于理解本发明，其任何具体细节并非意在以任何方式限制本发明。
实施例1
一种通过改变迎风面的形状而满足宽速域乘波性能的飞行器气动布局形式，首先根据长宽比来简单设计初始外形。在空间布置网格。采用激波装配法计算获得激波流场及激波面。对所有弹道点都开展此项操作。根据气动外形的长宽比约束，确定流向位置对激波面进行切割获得乘波体外缘线，采用流线追踪法获得乘波体迎风面。将马赫数最大的弹道点获得的乘波面最为初始迎风面，通过内部的驱动装置改变迎风面的形状，来满足不同弹道点的乘波特性。根据装填要求确定背风面的形状，通过在飞行器底部设计flap舵面，保证飞行器的俯仰方向稳定性。在飞行器背风面设计V尾舵面，保证飞行器的航向稳定性。
具体的，本实施例所阐述的一种满足宽速域乘波性能的飞行器气动布局形式，包括如下步骤：
(1)首先设定初始外形长宽比为1.8，弹道点为Ma＝5、4、3。简单的初始外形迎风面为三角面，背风面为自由流面，图2所示为初始外形的俯视图，图3为初始外形的侧视图。
(2)对初始外形计算域划分为单块结构网格，图4所示为空间网格示意图。
(3)采用激波装配法对所有弹道点进行流场计算，计算格式采用二阶迎风格式，流场收敛标准为每100步密度的变化量为0.1％，获得激波流场及激波面。
(4)根据乘波体飞行器的长宽比约束，沿流向激波面迎风面处找到一个位置，对激波面进行切割，得到切割线，即乘波面前缘轮廓线。检验切割线的长度与宽度是否满足约束，如果不满足调整切割位置，直到满足长宽比约束要求，切割线即为乘波面的前缘线，对前缘上的点采用流线追踪法得到乘波面，如图5所示为弹道点Ma＝5的乘波面与激波面。对所有弹道点重复此步骤获得的不同激波面。
(5)根据装填约束设计背风面，乘波体前缘根据工程需求进行钝化处理，根据所述前缘线和乘波体的工艺要求对乘波体的前缘进行钝化。V尾形式舵面安装在飞行器背风面，主要控制航向稳定。flap舵面安装在飞行器底部，主要控制航向稳定。依据初始弹道点(飞行马赫数最大的点)确定的迎风面为初始迎风面，如图6所示为初始迎风面时的飞行器外形的侧视图，如图7所示为初始迎风面时的飞行器外形的俯视图。如图8所示为弹道点Ma＝4时的飞行器外形的侧视图，如图9所示为弹道点Ma＝4时的飞行器外形的俯视图；
(6)当飞行弹道点改变时，通过内部驱动装置向乘波体飞行器内部收缩迎风面的外缘，收缩到与该弹道点提前设计好的迎风面形状一致。
实施例2
本实施例提供一种电子设备包括，该电子设备包括：存储器，存储有可执行指令；处理器，处理器运行存储器中的可执行指令，以实现上述的满足宽速域乘波性能的飞行器气动布局方法。
根据本实施例的电子设备包括存储器和处理器。
该存储器用于存储非暂时性计算机可读指令。具体地，存储器可以包括一个或多个计算机程序产品，该计算机程序产品可以包括各种形式的计算机可读存储介质，例如易失性存储器和/或非易失性存储器。该易失性存储器例如可以包括随机存取存储器(RAM)和/或高速缓冲存储器(cache)等。该非易失性存储器例如可以包括只读存储器(ROM)、硬盘、闪存等。
该处理器可以是中央处理单元(CPU)或者具有数据处理能力和/或指令执行能力的其它形式的处理单元，并且可以控制电子设备中的其它组件以执行期望的功能。在本公开的一个实施例中，该处理器用于运行该存储器中存储的该计算机可读指令。
本领域技术人员应能理解，为了解决如何获得良好用户体验效果的技术问题，本实施例中也可以包括诸如通信总线、接口等公知的结构，这些公知的结构也应包含在本公开的保护范围之内。
有关本实施例的详细说明可以参考前述各实施例中的相应说明，在此不再赘述。
实施例3
本实施例提供一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质存储有计算机程序，该计算机程序被处理器执行时实现所述的满足宽速域乘波性能的飞行器气动布局方法。
根据开实施例的计算机可读存储介质，其上存储有非暂时性计算机可读指令。当该非暂时性计算机可读指令由处理器运行时，执行前述的本公开各实施例方法的全部或部分步骤。
上述计算机可读存储介质包括但不限于：光存储介质(例如：CD－ROM和DVD)、磁光存储介质(例如：MO)、磁存储介质(例如：磁带或移动硬盘)、具有内置的可重写非易失性存储器的媒体(例如：存储卡)和具有内置ROM的媒体(例如：ROM盒)。
本领域技术人员应理解，上面对本发明的实施例的描述的目的仅为了示例性地说明本发明的实施例的有益效果，并不意在将本发明的实施例限制于所给出的任何示例。
以上已经描述了本发明的各实施例，上述说明是示例性的，并非穷尽性的，并且也不限于所披露的各实施例。在不偏离所说明的各实施例的范围和精神的情况下，对于本技术领域的普通技术人员来说许多修改和变更都是显而易见的。

Claims (9)

1.一种满足宽速域乘波性能的飞行器气动布局方法，其特征在于，包括：
建立基础外形，并对基础外形的计算域绘制网格；
采用激波装配法对所述基础外形的计算域进行流场计算，根据弹道点的状态参数分别开展计算，获得流场稳定解及稳定激波面；
对飞行马赫数从大到小计算获得的激波面，分别沿激波面的流向迎风面选取一个切割位置，对激波面进行切割，得到的切割线作为乘波体迎风面的前缘线，将切割线上的点作为起始点采用流线追踪法获得乘波面；
根据乘波体设计的实际长度的要求，对各个切割线的长和宽乘以系数，满足实际的长度要求和宽度要求，然后根据乘波体设计的装填比要求，获得乘波体的背风面。
2.根据权利要求1所述的满足宽速域乘波性能的飞行器气动布局方法，其特征在于，还包括根据所述前缘线和乘波体的工艺要求对乘波体的前缘进行钝化。
3.根据权利要求1所述的满足宽速域乘波性能的飞行器气动布局方法，其特征在于，将所述基础外形的计算域划分为单块结构网格。
4.根据权利要求1所述的满足宽速域乘波性能的飞行器气动布局方法，其特征在于，所述基础外形的迎风面采用三角面，背风面采用自由流面，长宽比满足设计要求。
5.根据权利要求1所述的满足宽速域乘波性能的飞行器气动布局方法，其特征在于，依据初始弹道点确定的初始迎风面，当飞行弹道点改变时，向飞行器内部收缩迎风面的外缘，收缩到与该弹道点提前设计好的迎风面形状一致。
6.根据权利要求5所述的满足宽速域乘波性能的飞行器气动布局方法，其特征在于，飞行器内部安装驱动装置进行迎风面外缘的收缩。
7.根据权利要求5所述的满足宽速域乘波性能的飞行器气动布局方法，其特征在于，将V尾形式舵面安装在飞行器背风面，用于控制航向稳定；将flap舵面安装在飞行器底部，用于控制俯仰方向稳定。
8.一种电子设备，其特征在于，所述电子设备包括：
存储器，存储有可执行指令；
处理器，所述处理器运行所述存储器中的所述可执行指令，以实现权利要求1-8中任一项所述的满足宽速域乘波性能的飞行器气动布局方法。
9.一种计算机可读存储介质，其特征在于，该计算机可读存储介质存储有计算机程序，该计算机程序被处理器执行时实现权利要求1-8中任一项所述的满足宽速域乘波性能的飞行器气动布局方法。
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