CN112606996A

CN112606996A - 一种乘波体结构

Info

Publication number: CN112606996A
Application number: CN202011616805.0A
Authority: CN
Inventors: 孟旭飞; 刘传振; 白鹏
Original assignee: China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA
Current assignee: China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA
Priority date: 2020-12-30
Filing date: 2020-12-30
Publication date: 2021-04-06

Abstract

本发明公开了一种乘波体结构，涉及飞行器气动设计技术领域，包括：机体，包括机身和机翼，所述机翼设置于所述机身的两侧，所述机翼与所述机身形成翼身融合体布局，所述机翼与所述机身形成双后掠角；所述机翼包括平翼段和翼梢段，所述翼梢段为曲面状，所述翼梢段与所述平翼段连接形成反翼式结构；该乘波体结构采用机翼与机身的双后掠角设计，并且翼梢段为曲面状，翼梢段与平翼段连接形成反翼式结构，能够克服现有乘波体外形横侧向稳定性差、横侧向气动耦合严重、纵向稳定性难以保证等缺点。

Description

一种乘波体结构

技术领域

本发明属于飞行器气动设计领域，更具体地，涉及一种乘波体结构。

背景技术

高升力超声速/高超声速飞行器外形一直是人类不懈的追求，根据高超声速无粘流动的双曲线特征，飞行器的气动性能可以在很大程度上得以提高，乘波体就是利用这一特性的典型外形。乘波体通过附着激波将高压气动分割在飞行器下表面阻止流动泄露，有效突破了高超声速飞行器的升阻屏障，具有很高的升阻比。经过几十年的发展，乘波体从早期的单一构型逐渐发展为具有不同特点的复杂构型，尤其是密切锥方法的提出，可以通过给定激波出口型线进行乘波体设计，获得具有更多特性的乘波体外形。

乘波体外形一般根据高超声速流场通过流线追踪得到，其生成曲面具有独特的特征，难以自由设计，但乘波体的平面形状可以通过设计曲线进行修改，这为我们改善乘波体在非设计点的气动性能提供了一种非常值得考虑的思路，通过推导设计参数与平面形状之间的泛化几何关系，使用非均匀有理B样条辅助设计，建立头部区域可控、后掠区域可控的定平面乘波体设计方法。这种概念提高了乘波体设计方法的灵活性，但在改善乘波体缺陷方面的应用还较少。

目前，乘波体的工程应用仍然有诸多的限制，主要问题包括低速状态气动性能不好、横侧向稳定性差、纵向稳定性难以保证等。

发明内容

本发明的目的是针对现有技术中存在的问题，提供一种乘波体结构，采用机翼与机身的双后掠角设计，并且翼梢段为曲面状，翼梢段与平翼段连接形成反翼式结构，能够克服现有乘波体外形横侧向稳定性差、横侧向气动耦合严重、纵向稳定性难以保证等缺点。

为了实现上述目的，本发明提供一种乘波体结构，包括：

机体，包括机身和机翼，所述机翼设置于所述机身的两侧，所述机翼与所述机身形成翼身融合体布局，所述机翼与所述机身形成双后掠角；

所述机翼包括平翼段和翼梢段，所述翼梢段为曲面状，所述翼梢段与所述平翼段连接形成反翼式结构。

可选地，所述机翼的前端与所述机身形成第一后掠角，所述机翼的中部与所述机身形成第二后掠角。

可选地，所述第一后掠角大于所述第二后掠角。

可选地，所述机体的上表面为自由流面追踪得到的平面。

可选地，所述机体的下表面为具有乘波性能的曲面。

可选地，所述机体的下表面包括钝头区、第一掠角区和第二掠角区。

可选地，所述翼梢段相对于所述平翼段向上弯曲。

可选地，所述翼梢段的外端高于所述平翼段0.4-0.8m。

可选地，所述翼梢段相对于所述平翼段向下弯曲。

可选地，所述翼梢段的外端低于所述平翼段0.4-0.8m。

本发明提供一种乘波体结构，其有益效果在于：

1、该乘波体结构采用机翼与机身的双后掠角设计，并且翼梢段为曲面状，翼梢段与平翼段连接形成反翼式结构，能够克服现有乘波体外形横侧向稳定性差、横侧向气动耦合严重、纵向稳定性难以保证等缺点；

2、该乘波体结构相比于现有的水平翼式外形，翼梢段相对于平翼段向下弯曲能够提升该乘波体的纵向静稳定性；

3、在相同的飞行攻角下，该乘波体结构相比于现有的水平翼式外形，翼梢段相对于平翼段向上弯曲能够提升该乘波体的横向静稳定性；

4、在相同的飞行攻角下，该乘波体结构相比于现有的水平翼式外形，反翼式结构能够提升该乘波体的侧向静稳定性；

5、该乘波体结构相比于现有的水平翼式外形，翼梢段相对于平翼段向上弯曲能够使得该乘波体偏航动态稳定性明显提升。

本发明的其它特征和优点将在随后具体实施方式部分予以详细说明。

附图说明

通过结合附图对本发明示例性实施方式进行更详细的描述，本发明的上述以及其它目的、特征和优势将变得更加明显，其中，在本发明示例性实施方式中，相同的参考标号通常代表相同部件。

图1示出了根据本发明的实施例一的一种乘波体结构的三维结构示意图。

图2示出了根据本发明的实施例一的一种乘波体结构的仰视结构示意图。

图3示出了根据本发明的实施例一的一种现有的水平翼式乘波体结构的ICC曲线和FCT曲线图。

图4示出了根据本发明的实施例一的一种乘波体结构翼梢段的外端高于平翼段0.8m的ICC曲线和FCT曲线图。

图5示出了根据本发明的实施例一的一种乘波体结构翼梢段的外端高于平翼段0.4m的ICC曲线和FCT曲线图。

图6示出了根据本发明的实施例一的一种现有的水平翼式乘波体结构的乘波体后缘截面压力分布图。

图7示出了根据本发明的实施例一的一种乘波体结构翼梢段的外端高于平翼段0.8m的乘波体后缘截面压力分布图。

图8示出了根据本发明的实施例一的一种乘波体结构翼梢段的外端高于平翼段0.4m的乘波体后缘截面压力分布图。

图9示出了根据本发明的实施例二的一种乘波体结构的三维结构示意图。

图10示出了根据本发明的实施例二的一种乘波体结构翼梢段的外端低于于平翼段0.8m的ICC曲线和FCT曲线图。

图11示出了根据本发明的实施例二的一种乘波体结构翼梢段的外端低于平翼段0.4m的ICC曲线和FCT曲线图。

图12示出了根据本发明的实施例二的一种乘波体结构翼梢段的外端低于平翼段0.8m的乘波体后缘截面压力分布图。

图13示出了根据本发明的实施例二的一种乘波体结构翼梢段的外端低于平翼段0.4m的乘波体后缘截面压力分布图。

图14示出了根据本发明的实施例一和实施例二的一种乘波体结构与现有的水平翼式乘波体结构的升力系数曲线图。

图15示出了根据本发明的实施例一和实施例二的一种乘波体结构与现有的水平翼式乘波体结构的阻力系数曲线图。

图16示出了根据本发明的实施例一和实施例二的一种乘波体结构与现有的水平翼式乘波体结构的升力/阻力系数曲线图。

图17示出了根据本发明的实施例一和实施例二的一种乘波体结构与现有的水平翼式乘波体结构的俯仰力矩随攻角变化曲线图。

图18示出了根据本发明的实施例一和实施例二的一种乘波体结构与现有的水平翼式乘波体结构的横向稳定性导数曲线图。

图19示出了根据本发明的实施例一和实施例二的一种乘波体结构与现有的水平翼式乘波体结构的侧向稳定性导数曲线图。

图20示出了根据本发明的实施例一和实施例二的一种乘波体结构与现有的水平翼式乘波体结构的偏航动态稳定性导数图。

附图标记说明：

1、机体；2、机身；3、平翼段；4、翼梢段；5、第一后掠角；6、第二后掠角；7、钝头区；8、第一掠角区；9、第二掠角区。

具体实施方式

下面将更详细地描述本发明的优选实施方式。虽然以下描述了本发明的优选实施方式，然而应该理解，可以以各种形式实现本发明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发明更加透彻和完整，并且能够将本发明的范围完整地传达给本领域的技术人员。

实施例一

如图1至图8所示，本发明提供一种乘波体结构，包括：

机体，包括机身1和机翼2，机翼2设置于机身1的两侧，机翼2与机身1形成翼身融合体布局，机翼2与机身1形成双后掠角；

机翼2包括平翼段3和翼梢段4，翼梢段4为曲面状，翼梢段4与平翼段3连接形成反翼式结构。

具体的，该乘波体结构采用机翼2与机身1的双后掠角设计，并且翼梢段4为曲面状，翼梢段4与平翼段3连接形成反翼式结构，能够克服现有乘波体外形横侧向稳定性差、横侧向气动耦合严重、纵向稳定性难以保证等缺点。

进一步的，乘波体由给定三维前缘型线基于密切锥乘波体方法生成乘波体外形，通过定义乘波体前缘型线在空间正视图和俯视图方向的投影形状即可获得具有指定三维前缘型线的乘波体外形，在一个示例中，以钝头双后掠乘波体为基准，该乘波体长度8m，翼展9m，第一后掠角75°，第二后掠角50°，提取钝头双后掠乘波体的前缘型线，保证其前缘型线俯视图平面形状不变，生成具有上/下反翼的前缘型线，在正视图方向，在不同示例中，翼梢段4分别抬高0.8m、0.4m和降低0.4m、0.8m，乘波体上表面为自由流面追踪得到的平面，下表面为具有乘波性能的曲面，该曲面通过钝头区域、大后掠角区域和小后掠角区域进行描述；乘波体前缘型线俯视平面外形由钝头双后掠乘波体前缘型线获得；乘波体前缘型线正视方向为具有上/下反翼的平面形状，翼梢分别抬高0.8m、0.4m和降低0.4m、0.8m；密切锥乘波体设计方法中设计曲线由给定三维前缘型线在正视方向投影获得，通过推导设计曲线与俯视方向的投影平面形状轮廓线之间关系，获得具有三维前缘型线的乘波体外形；不同上/下反翼乘波体具有相同的俯视图平面投影形状，并且容积率与现有的水平翼基准外形相同，均为0.1418；在设计状态飞行高度H＝30km，马赫数Ma＝5，设定锥形流激波角β_c＝15°的条件下，上/下反翼对乘波性能影响不大，均具有较好的气动性能。

在本实施例中，机翼2的前端与机身1形成第一后掠角5，机翼2的中部与机身1形成第二后掠角6。

在本实施例中，第一后掠角5大于第二后掠角6。

可选地，乘波体长度为8m，翼展为9m，第一后掠角5为75°，第二后掠角6为50°。

在本实施例中，机体的上表面为自由流面追踪得到的平面。

在本实施例中，机体的下表面为具有乘波性能的曲面。

在本实施例中，机体的下表面包括钝头区7、第一掠角区8和第二掠角区9。

具体的，机体的下表面为乘波体设计中的流线追踪曲面，钝头区前缘线在对称轴处的切率为零。

在本实施例中，翼梢段4相对于平翼段3向上弯曲。

具体的，翼梢段4相对于平翼段3向上弯曲形成上反翼。

在本实施例中，翼梢段4的外端高于平翼段0.4-0.8m。

综上，本发明提供的乘波体结构的计方法为基于密切锥乘波体的设计方法，下面简要介绍密切锥乘波体的设计原理，如图3至图5所示，以ICC曲线作为激波的出口型线，在ICC曲线上取点作切线，垂直于此切线的平面叫作密切平面，通过当地点的曲率半径在密切平面内拟合锥形流场；将FCT投影到激波作为追踪的初始点进行流线追踪，生成乘波体下表面，上表面一般采用自由流动进行流线追踪得到。

设计完成后，该乘波体如图1所示，乘波体的上表面为自由流面追踪得到的平面，下表面为具有乘波性能的曲面，该曲面通过钝头区7、第一掠角区8和第二掠角区9进行描述，均为乘波体设计中的流线追踪曲面，钝头区7前缘线在对称轴处的切率为零。

该乘波体在高超声速状态的高升阻比特性予以保持，使用计算流体力学(CFD)方法进行验证计算，如图6至图8所示，为设计状态飞行高度H＝30km，马赫数Ma＝5条件下不同乘波体后缘截面压力分布，可以看到激波附着在下表面，限制了流动从下表面到上表面的泄露，具有乘波特性；图14至图20为不同外形乘波体升阻特性示意。可以看到机翼2上反翼结构使得乘波体纵向稳定性下降，机翼2下反翼结构使乘波体纵向稳定性提升，总体来说上/下反翼对纵向稳定性影响较小；根据横向稳定性导数随攻角的变化情况，可以看到在相同飞行攻角下，机翼2上反翼结构能够提升乘波体的横向静稳定性，机翼2下反翼结构使横向静稳定性变差；根据侧向稳定性导数随攻角的变化情况，可以看到机翼2上反翼结构或下反翼结构均能够提升乘波体的侧向静稳定性，且机翼2上/下反翼程度越大，对侧向稳定性提升越大；根据偏航动态稳定性导数随攻角的变化情况，对比水平翼式乘波体，机翼2上反翼结构使乘波体偏航动态稳定性明显提升，负攻角及小攻角条件下，机翼2下反翼结构对乘波体偏航动态稳定性有一定提升，这种影响随攻角增大而减弱。

实施例二

如图9至图13所示，本实施例与实施例一的区别在于：

在本实施例中，翼梢段4相对于平翼段3向下弯曲。

在本实施例中，翼梢段4的外端低于平翼段0.4-0.8m。

具体的，该乘波体结构相比于现有的水平翼式外形，翼梢段4相对于平翼段3向下弯曲能够提升该乘波体的纵向静稳定性。

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

1.一种乘波体结构，其特征在于，包括：

2.根据权利要求1所述的乘波体结构，其特征在于，所述机翼的前端与所述机身形成第一后掠角，所述机翼的中部与所述机身形成第二后掠角。

3.根据权利要求2所述的乘波体结构，其特征在于，所述第一后掠角大于所述第二后掠角。

4.根据权利要求1所述的乘波体结构，其特征在于，所述机体的上表面为自由流面追踪得到的平面。

5.根据权利要求1所述的乘波体结构，其特征在于，所述机体的下表面为具有乘波性能的曲面。

6.根据权利要求5所述的乘波体结构，其特征在于，所述机体的下表面包括钝头区、第一掠角区和第二掠角区。

7.根据权利要求1所述的乘波体结构，其特征在于，所述翼梢段相对于所述平翼段向上弯曲。

8.根据权利要求7所述的乘波体结构，其特征在于，所述翼梢段的外端高于所述平翼段0.4-0.8m。

9.根据权利要求1所述的乘波体结构，其特征在于，所述翼梢段相对于所述平翼段向下弯曲。

10.根据权利要求9所述的乘波体结构，其特征在于，所述翼梢段的外端低于所述平翼段0.4-0.8m。