CN113148102A - 基于局部偏转吻切理论的变马赫数乘波体反设计方法 - Google Patents
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Abstract
基于局部偏转吻切理论的变马赫数乘波体反设计方法，包括以下步骤：1)根据设计要求指定全三维基本流场外流激波面，所述外流激波面采用非轴对称形状设计；利用局部偏转吻切理论将外流激波面离散为一系列微吻切平面，并将从同一离散前缘点出发的微吻切平面旋转至一虚构流面；2)在不同前缘点出发的流面中施加不同的来流马赫数，利用斜激波关系式和特征线法求解对应的基本流场；3)设计变马赫数乘波体入口捕获曲线，曲线采用非轴对称形状，并在步骤2)所述基本流场中进行流线追踪，得到压缩型面；4)以压缩型面为基础构造变马赫数乘波体几何形状。具有更加均衡的外形参数和空气动力学性能，提高乘波体的工作性能，进而增加飞行器的总体性能。
Description
技术领域
本发明涉及临近空间高超声速乘波体领域，尤其涉及基于局部偏转吻切理论的变马赫数乘波体反设计方法。
背景技术
临近空间飞行器的发展涉及国家安全与和平利用空间，是目前国际竞相争夺空间技术的焦点之一。以美国、俄罗斯为代表的世界强国都在大力推进各自的高超声速飞行研制计划(Joseph,M.H,James S.M.Richard C.M.,The X-51AScramjet Engine FlightDemonstration Program,15th AIAA International Space Planes and HypersonicSystems and Technologies Conference,2008)。当气流穿过激波时，压力能够迅速上升。由于升力是表面压差的产物，压力跃变是超声速飞行器设计的巨大优势，因此，通过激波增压提供升力的超声速飞行器又被称为乘波体。乘波体将是未来长途旅行和太空探索的理想交通工具。1959年，Nonweiler首先从一个典型的无粘二维基本流场中生成了乘波体(Nonweiler,T.R.F.,“Aerodynamic Problems of Manned Space Vehicles,”TheAeronautical Journal,Vol.63,No.585,1959,pp.521–528)。随着激波理论从二维发展到轴对称，乘波理论也从二维基本流场扩展到轴对称基本流场。1980年，Rasmussen基于无粘高超声速小扰动理论，利用锥形流场设计了乘波体(Rasmussen,and Ford,M.P.,“Waverider Configurations Derived from Inclined Circular and Elliptic Cones,”Journal of Spacecraft and Rockets,Vol.17,No.6,1980,pp.537–545)。这种结构以锥形基本流场命名为锥导乘波体。此后，由于圆锥流的气动优势，许多研究者对圆锥流的乘波体进行了广泛的研究。但是由于设计方法的局限性，这种锥导乘波体产生的激波必须是轴对称的，这限制了乘波体的结构范围。因此，Sobieczky在1995年提出了吻切乘波体理论来设计具有广义激波的乘波体(Jones,K.D.,Sobieczky,H.,Seebass,A.R.,and Dougherty,F.C.,“Waverider design for generalized shock geometries,”Journal ofSpacecraft and Rockets,Vol.32,No.6,1995,pp.957–963.)。其核心思想是将三维流动分解为一系列的二维或轴对称的吻切面流动。国内尤延铖等人在吻切乘波理论基础上首次提出了双乘波理论来整合内部和外部流动(Li,Y.Q.,Shi,C.G.,Zheng,X.G.,and You,Y.C.,“Dual Waverider to Integrate External and Internal Flows,”JOURNAL OFAIRCRAFT,2019.)。
虽然在高超声速乘波体研究领域，各项研究已经取得了显著的进展，部件性能也在不断提升。然而，吻切乘波理论假设与吻切平面垂直的横向压力梯度可以忽略不计，因此吻切平面之间的横向流动太小而不用考虑。该假设极大地简化了设计过程，因为可以独立地在每个吻切平面内二维地计算流场。但研究表明，在吻切锥乘波体案例中，横向压力梯度的影响是不可忽略的(Chauffour,M.L.,and Lewis,M.J.,“Corrected Waverider Designfor Inlet Applications,”40th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conferenceand Exhibit,AIAA,Fort Lauderdale,Florida,2004,p.3405.doi:10.2514/6.2004-3405.)。特别是将高超音速入口与吻切锥乘波体前体结合时，这种效果变得至关重要。由横向压力梯度引起的不均匀流场大大降低了推进系统的性能。为了解决这个问题，Lewis(Lewis,M.J.,and Chauffour,M.L.,“Shock-based Waverider Design with PressureGradient Corrections and Computational Simulations,”Journal of Aircraft,Vol.42,No.5,2005,pp.1350–1352.doi:10.2514/1.13027.)引入横向压力梯度的修正来生生成了更精确的乘波体压缩型面。然而，研究表明横向压力修正对几何形状产生修改较小，并不能完全补偿横向压力梯度。因此，郑晓刚等人开发了一种基于三维激波的乘波体设计方法，以扩展预先分配的激波面的选择，称为局部偏转吻切理论(X.Zheng,Z.Hu,Y.Li,C.Zhu,Y.You,W.Song,Local-Turning Osculating Cones Method for WaveriderDesign,AIAA J.(2020)1–15.doi:10.2514/1.J059139.)。该方法试图将三维激波的求解转换为二维问题，与传统的吻切锥法不同的是，从前缘开始的流线不再局限于同一吻切平面。取而代之的是，流线的每个点都属于包含本地速度和加速度矢量的微吻切平面，并且微吻切平面的方向也随流线一起旋转。数值研究表明，局部偏转吻切方法提供了一种三维乘波体设计的有效手段以及一种新型的通用乘波体。
此外，乘波体通常被设计为在给定的马赫数下“骑”在激波之上从而提供良好的空气动力学性能的外形，在非设计状态下产生的激波会严重影响乘波体飞行器的性能、传热和推进集成。但是，基于乘波体设计的高超音速飞行器一般需要在在较宽的马赫数范围内飞行，而不仅限于设计马赫数。为了提高乘波体在宽速域范围内的空气动力学性能，王发民等人提出了一种通过连接器将低速乘波体和高速乘波体连接起来的“串联”乘波体设计方法(F.Wang,H.Ding,M.Lei,Aerodynamic characteristics research on wide-speedrange waverider configuration,Sci.China,Ser.E Technol.Sci.52(2009)2903–2910.doi:10.1007/s11431-009-0258-2.)。受此启发，李世彬等人进一步提出了“并联”乘波体设计方法(S.Li,W.Huang,Z.Wang,J.Lei,Design and aerodynamic investigationof a parallel vehicle on a wide-speed range,Sci.China Inf.Sci.57(2014)1–10.doi:10.1007/s11432-014-5225-2.)，将低马赫数乘波体和高马赫数乘波体的前缘并行组合，以获得“并联”式的宽速域乘波体。然而，上述设计方法仅仅是简单且机械地人为地将乘波体接合，它受设计者的主观影响较大，因此存在人类参与度高和可重复性差的问题。为了解决上述问题，李世彬等人首先提出了变马赫数乘波体的概念(T.Zhang,Z.Wang,W.Huang,S.Li,A design approach of wide-speed-range vehicles based on thecone-derived theory,Aerosp.Sci.Technol.71(2017)42–51.doi:10.1016/j.ast.2017.09.010.)，即在流场内部将前缘离散并为每个离散点指定不同的来流马赫数，通过从前缘上的不同离散点出发进行流线追踪来获取乘波体的下表面。由于变马赫数乘波体的产生主要基于吻切方法，因此不可避免地使这种宽速域乘波体与传统的吻切乘波体具有相同的缺陷：一旦确定了激波角(β)和激波轮廓曲线，整个三维激波面就可以通过每个吻切平面内的激波曲线放样确定，这样产生的激波面往往无法满足实际的工程需求。因此，发展一套基于局部偏转吻切理论的变马赫数乘波体气动反设计方法从而进一步拓宽宽速域乘波体的设计空间是亟需解决的关键问题。
发明内容
本发明的目的在于解决现有技术中的上述问题，提供基于局部偏转吻切理论的变马赫数乘波体反设计方法。
为达到上述目的，本发明采用如下技术方案：
基于局部偏转吻切理论的变马赫数乘波体反设计方法，包括以下步骤：
1)根据设计要求指定全三维基本流场外流激波面，所述外流激波面采用非轴对称形状设计；利用局部偏转吻切理论将外流激波面离散为一系列微吻切平面，并将从同一离散前缘点出发的微吻切平面旋转至一虚构流面；
2)在不同前缘点出发的流面中施加不同的来流马赫数，利用斜激波关系式和特征线法求解对应的基本流场；
3)设计变马赫数乘波体入口捕获曲线，曲线采用非轴对称形状，并在步骤2)所述基本流场中进行流线追踪，得到压缩型面；
4)以压缩型面为基础构造变马赫数乘波体几何形状，所述几何形状包括变马赫数乘波体下表面和变马赫数乘波体上表面。
在步骤1)中，所述非轴对称形状采用贝塞尔曲面。
步骤2)中基本流场的获得方法如下：利用局部偏转吻切理论将各虚构流面中的流场转化为三维的笛卡尔坐标系中的真实流场，得到一全三维外压缩变马赫数基本流场。
在步骤3)中，所述非轴对称形状包括圆锥曲线、多项式曲线。
在步骤4)中，根据容积率要求，将变马赫数乘波体上表面构造为平面或凸面。
在步骤4)中，所述变马赫数乘波体下表面于乘波体前缘捕获型线处进入变马赫数乘波体上表面。
在步骤4)中，所述变马赫数乘波体下表面为对称曲面。
在步骤4)中，所述变马赫数乘波体下表面的曲率随展向位置单调减小或增大。
相对于现有技术，本发明技术方案取得的有益效果是：
利用本发明方法生成的基于局部偏转吻切理论的变马赫数乘波体具有更加均衡的外形参数和空气动力学性能，通过合理设计基本流场的马赫数分布可以提高乘波体的工作性能，进而增加飞行器的总体性能。此外，局部偏转吻切理论在实现求解全三维基本流场的同时，克服传统吻切理论激波面被限制为扫掠曲面以及前缘捕获型线必须位于激波曲线的曲率中心与曲线之间的约束，通过设计更加灵活的三维激波可以获得范围更广的基本流场，拓宽乘波体的设计范围，为飞行器构造匹配提供更多的选择。
附图说明
图1为采用贝塞尔曲面构造的全三维基本流场外流激波面示意图。
图2为局部偏转吻切理论的求解示意图。
图3为从同一离散前缘点出发的微吻切平面旋转后组成的虚构流面。
图4为基于局部偏转吻切理论的变马赫数乘波体半剖结构示意图。
图5为基于局部偏转吻切理论的变马赫数乘波体仰视示意图。
图6为基于局部偏转吻切理论的变马赫数乘波体总体结构示意图。
图中的标记为：1表示贝塞尔曲面的控制点、2表示采用贝塞尔曲面构建的全三维基本流场外流激波面、3表示激波生成体、4表示激波点对应的来流矢量、5表示激波点对应的激波面法矢量、6表示微吻切平面、7表示流线追踪得到的压缩型线、8表示变马赫数乘波体下表面、9表示变马赫数乘波体上表面、10表示变马赫数乘波体前缘捕获型线、11表示变马赫数乘波体入口捕获曲线、12表示变马赫数乘波体对称面。
具体实施方式
为了使本发明所要解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚、明白，以下结合附图和实施例，对本发明做进一步详细说明。
本发明基于局部偏转吻切理论的变马赫数乘波体反设计方法，包括以下步骤：
1、根据设计要求指定全三维基本流场内三维外流激波，全三维外流激波采用贝塞尔曲面或其他非轴对称形状设计；
具体地，如图1所示，按设计要求，采用由控制点1生成的贝塞尔曲面或其他非轴对称形状指定全三维基本流场内三维外流激波。利用局部偏转吻切理论将全三维基本流场外流激波面2离散为一系列微吻切平面，如图2所示，微吻切平面6由激波点对应的来流矢量4和激波点对应的激波面法矢量5确定。将从同一离散前缘点出发的微吻切平面旋转至一虚构流面，如图3所示。
2、如图2～4所示，在不同前缘点出发的流面中施加不同的来流马赫数，利用斜激波关系式和特征线法求解对应的基本流场以及相应的激波生成体3。利用局部偏转吻切理论将各虚构流面中的流场转化为三维的笛卡尔坐标系中的真实流场，得到一全三维外压缩变马赫数基本流场。来流马赫数分布规律由下式决定，其中n为虚构流面的个数，Mai为第i个虚构流面中的来流马赫数。
3、如图4所示，设计变马赫数乘波体入口捕获曲线11，曲线采用圆锥曲线、多项式曲线等非轴对称形状，并在步骤2所述基本流场中进行流线追踪，得到压缩型面。具体地，将该入口捕获曲线沿自由来流方向投影至全三维基本流场外流激波面2得到变马赫数乘波体前缘捕获型线10，将该型线离散并利用该型线上每一点的坐标，求解对应流线上每一点的坐标(x，y，z)，得到压缩型线7。各离散前缘点发出的压缩型线7组合构成全三维乘波体压缩型面，即全三维变马赫数乘波体下表面8。
(4)、以压缩型面为基础构造变马赫数乘波体几何形状；根据容积率要求，将变马赫数乘波体上表面9构造为平面或凸面。获得在设计飞行状态下基于局部偏转吻切理论的关于变马赫数乘波体对称面12对称的变马赫数乘波体。
如图4～6所示，本发明基于局部偏转吻切理论设计的变马赫数乘波体由变马赫数乘波体下表面8、变马赫数乘波体上表面9和变马赫数乘波体前缘捕获型线10组成，且能够实现外部乘波。变马赫数乘波体下表面8于变马赫数乘波体前缘捕获型线10处进入变马赫数乘波体上表面9；具体的，所述变马赫数乘波体下表面8为对称曲面，变马赫数乘波体下表面8的曲率随展向位置单调减小或增大。
本发明基于局部偏转吻切理论设计的变马赫数乘波体具有更加均衡的外形参数和空气动力学性能，通过合理设计基本流场的马赫数分布可以提高乘波体的工作性能，进而增加飞行器的总体性能。此外，局部偏转吻切理论在实现求解全三维基本流场的同时，克服传统吻切理论激波面被限制为扫掠曲面以及前缘捕获型线必须位于激波曲线的曲率中心与曲线之间的约束，通过设计更加灵活的三维激波可以获得范围更广的基本流场，拓宽了乘波体的设计范围，为飞行器构造匹配提供了更多的选择。
Claims (8)
1.基于局部偏转吻切理论的变马赫数乘波体反设计方法，其特征在于包括以下步骤：
1)根据设计要求指定全三维基本流场外流激波面，所述外流激波面采用非轴对称形状设计；利用局部偏转吻切理论将外流激波面离散为一系列微吻切平面，并将从同一离散前缘点出发的微吻切平面旋转至一虚构流面；
2)在不同前缘点出发的流面中施加不同的来流马赫数，利用斜激波关系式和特征线法求解对应的基本流场；
3)设计变马赫数乘波体入口捕获曲线，曲线采用非轴对称形状，并在步骤2)所述基本流场中进行流线追踪，得到压缩型面；
4)以压缩型面为基础构造变马赫数乘波体几何形状，所述几何形状包括变马赫数乘波体下表面和变马赫数乘波体上表面。
2.如权利要求1所述的基于局部偏转吻切理论的变马赫数乘波体反设计方法，其特征在于：在步骤1)中，所述非轴对称形状采用贝塞尔曲面。
3.如权利要求1所述的基于局部偏转吻切理论的变马赫数乘波体反设计方法，其特征在于步骤2)中基本流场的获得方法如下：利用局部偏转吻切理论将各虚构流面中的流场转化为三维的笛卡尔坐标系中的真实流场，得到一全三维外压缩变马赫数基本流场。
4.如权利要求1所述的基于局部偏转吻切理论的变马赫数乘波体反设计方法，其特征在于：在步骤3)中，所述非轴对称形状包括圆锥曲线、多项式曲线。
5.如权利要求1所述的基于局部偏转吻切理论的变马赫数乘波体反设计方法，其特征在于：在步骤4)中，根据容积率要求，将变马赫数乘波体上表面构造为平面或凸面。
6.如权利要求1所述的基于局部偏转吻切理论的变马赫数乘波体反设计方法，其特征在于：在步骤4)中，所述变马赫数乘波体下表面于乘波体前缘捕获型线处进入变马赫数乘波体上表面。
7.如权利要求1所述的基于局部偏转吻切理论的变马赫数乘波体反设计方法，其特征在于：在步骤4)中，所述变马赫数乘波体下表面为对称曲面。
8.如权利要求7所述的基于局部偏转吻切理论的变马赫数乘波体反设计方法，其特征在于：在步骤4)中，所述变马赫数乘波体下表面的曲率随展向位置单调减小或增大。
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| CN113148102B (zh) | 2023-12-22 |
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Legal Events
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| PB01 | Publication | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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