CN114186351B - 一种宽速域飞行器乘波体构型设计方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种宽速域飞行器乘波体构型设计方法，包括确定设计乘波体的基于两级入轨级间分离的自由来流条件以及基准锥长度和激波角，获得设计乘波体需要的超声速绕圆锥基准流场模型；根据两级入轨级间分离需求，确定半个乘波体的初始参数，通过半个乘波体的镜像对称获取整个乘波体；根据两级入轨级间分离需求，确定所述半个乘波体的基准线线型，半个乘波体的基准线线型具体包括：水平线段、下开口抛物线段和上开口抛物线段，根据初始参数获得水平线段、下开口抛物线段和上开口抛物线段的基准线线型函数；根据初始参数和基准线线型函数，利用锥导激波理论基于设计乘波体需要的超声速绕圆锥基准流场模型计算得到乘波基体，构型过程简单高效。
Description
技术领域
本发明涉及航空航天技术领域，具体涉及一种宽速域飞行器乘波体构型设计方法。
背景技术
21世纪以来，随着世界各国深空探测、空间站建设以及太空旅行的需求日益增加，可重复使用天地运输往返系统受到了广泛的研究。为了实现天地运输往返，飞行器需要具有宽速域跨空域飞行能力，但是目前能够作为天地运输往返系统部分的成熟的宽速域飞行器所见甚少。
乘波体作为一种高升阻比气动性能的（高）超声速飞行器具备作为宽速域飞行器基体的优势潜能。基于乘波基体的可变翼展宽速域助推级飞行器，不仅具备乘波特性的高升阻比气动性能，并且可变形机翼在低速域下可以增大升力面，能够使得两级入轨飞行器快速爬升进入临近空间。
虽然乘波体作为一种高升阻比飞行器受到了广泛的研究，从乘波体的生成方法：楔导理论、锥导理论以及密切锥理论，到乘波体的黏性优化、钝化设计以及操纵稳定性研究等等，已经有很多关于乘波体设计的成果，但是关于乘波体设计的设计方法供用户进行使用直接进行乘波体三维建模设计的所见甚少，尤其是直接满足构建需求，能够直接的获取主动设定参数下的乘波基体生成方法，以及只需要用户提供所需飞行器几何尺寸，甚至不需要修改乘波体基准线线型便可以得到一种供用户进行二次建模的宽速域飞行器乘波基体的设计方法几乎没有。
发明内容
本发明的目的在于提供一种宽速域飞行器乘波体构型设计方法，以解决现有技术中缺乏能够直接高效快捷获得目标乘波体飞行器的构建技术和方法的技术问题。
为解决上述技术问题，本发明具体提供下述技术方案：
一种宽速域飞行器乘波体构型设计方法，包括具体步骤：
步骤100、确定设计乘波体的基于两级入轨级间分离的自由来流条件，以及基准锥长度和激波角，获得设计乘波体需要的超声速绕圆锥基准流场模型；
步骤200、根据两级入轨级间分离需求，确定半个乘波体的初始参数，并通过半个乘波体的镜像对称获取整个乘波体；
其中，初始参数包括半个乘波体的长度、宽度、以及机翼偏转角和定位高度；
步骤300、根据两级入轨级间分离需求，确定所述半个乘波体的基准线线型，半个乘波体的基准线线型具体包括：水平线段、下开口抛物线段和上开口抛物线段，并根据初始参数获得水平线段、下开口抛物线段和上开口抛物线段的基准线线型函数；
其中，下开口抛物线段的一端与水平线段的端部光滑相切连接，所述的下开口抛物线段的另一端与所述的上开口抛物线的一端光滑相切连接，所述上开口抛物线的另一端的水平；
步骤400、根据初始参数和基准线线型函数，利用锥导激波理论基于设计乘波体需要的超声速绕圆锥基准流场模型计算得到乘波基体；
步骤500、在所述的乘波基体上构建可变翼展机翼以及垂直所述的乘波基体的方向舵，得到基于乘波基体的宽速域飞行器。
作为本发明的一种优选方案，利用锥导激波理论基于设计乘波体需要的超声速绕圆锥基准流场模型计算得到乘波基体的具体方法包括：
步骤401、通过基准线线型函数水平投影到超声速绕圆锥基准流场模型的圆锥激波面上得到乘波基体的离散前缘曲线，从离散前缘曲线出发的自由流面构成乘波基体的上表面；
步骤402、离散前缘曲线通过流线追踪技术获得多条从离散前缘曲线出发向基准线线型所在的平面的流线，多条所述的流线构成乘波基体的下表面；
步骤403、多条所述的流线追踪到基准线线型所述在的平面形成多个离散点，连接多个离线点形成乘波基体的后缘曲线，后缘曲线与基准线线型连接构成乘波基体的后端面；
步骤404、将后端面、上表面以及下表面导入三维建模软件中通过曲面放样、曲面拉伸以及曲面缝合操作获得三维的乘波基体。
作为本发明的一种优选方案，在步骤300中，根据初始参数获得水平线段、下开口抛物线段和上开口抛物线段的基准线线型函数的表达式为：
其中，d表示半个乘波体的长度，dh表示半个水平线段的宽度，dc表示半个水平线段的宽度和下开口抛物线段的水平长度和，k1、k2表示抛物线系数，h1为水平线段相对于超声速绕圆锥基准流场模型的原点的定位高度，h2为上开口抛物线段的水平相切处相对于超声速绕圆锥基准流场模型的原点的定位高度，即最终形成乘波体两侧翼的下垂高度。
作为本发明的一种优选方案，在步骤300中，通过半个乘波体的定位高度对生成的乘波体的厚度进行控制，其控制公式具体为：
其中，H表示乘波体的厚度，d表示半个乘波体的宽度，R表示圆锥激波准面的半径。
作为本发明的一种优选方案，在步骤300中，根据获得基准线线性函数的具体方法包括：
步骤301、根据设计人员指定预估的机翼偏转角大小
，半个乘波体宽度d，基准线
水平直线段长度
，乘波体长度
，定位高度
，圆锥激波半径R建立方程组：
求建立的方程组求解圆锥激波的激波角
，圆锥激波在后端面的投影半径R；
步骤302、建立基准线与圆锥面的交点的几何方程组：
求解乘波体两边翼的下垂幅度
；
步骤303、根据基准线线型的上开口抛物线段和下开口抛物线段在光滑相切处的一阶导数和二阶导数连续的关系建立方程：
求解计算得到
和
，进而完成基准线线型函数的构建。
作为本发明的一种优选方案，在步骤500中，对获得的乘波基体构建可变形机翼，具体方法包括：
从所述乘波基体两侧的前缘曲线的中点向所述乘波基体的后端面延伸且沿所述乘波基体的宽度方向扩展，直至所述的可变形机翼的端部与所述乘波基体的后端面保持一致；
所述的可变形机翼的外侧边缘与所述的乘波基体的两侧的前缘曲线保持光滑相切。
作为本发明的一种优选方案，在步骤500中，对获得的乘波基体构建垂直方向舵，具体方法包括：
设定垂直方向舵的高度，使垂直方向舵垂直于所述的上开口抛物线段和下开口抛物线段的光滑相切处，且并朝向基准线线型在超声速绕圆锥基准流场模型的投影方向。
作为本发明的一种优选方案，在步骤404中还包括对于乘波基体的下表面进行切削操作，具体包括：
从乘波基体的后端面的底部沿所述乘波基体的底部表面向所述前缘曲线水平切削，使所述乘波基体的下表面由一部分原先的乘波流面和经过切削后形成的平面两者构成。
作为本发明的一种优选方案，对于乘波基体的下表面进行切削的具体计算方式包括：
设定切削厚度为
，切削长度为
:
则约定
，
则切削长度
为:
其中，
为乘波基体厚度，
为乘波基体下表面长度。
本发明与现有技术相比较具有如下有益效果：
本发明提供了只需要初始参数即可实现。
本发明在从用户的角度直接提供稳健可靠的乘波体生成方法，简省去乘波体飞行器设计技术人员的大部分时间，可以直接通过本发明提供的构型方法生成目标乘波体，在此基础上进行二次建模或者计算后处理分析，提高设计效率，减少设计周期，提高宽速域飞行器乘波体构型的研究工作效率；
本发明提供的构型方法可以实现不同参数和尺寸约束条件下的乘波体外形设计，获得高升阻比的乘波体外形基体，并且可以通过参数调节来控制生成的乘波体的横航向静稳定性。
附图说明
为了更清楚地说明本发明的实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是示例性的，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据提供的附图引伸获得其它的实施附图。
图1为本发明实施例提供宽速域飞行器乘波体构型设计方法流程图；
图2为本发明实施例提供构建基准线型在超声速绕圆锥基准流场模型上的示意图；
图3为本发明实施例提供在超声速绕圆锥基准流场模型构建乘波基体的示意图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
如图1、图2和图3所示，本发明提供了一种宽速域飞行器乘波体构型设计方法，包括具体步骤：
S100、确定设计乘波体的基于两级入轨级间分离的自由来流条件，以及基准锥长度和激波角，获得设计乘波体需要的超声速绕圆锥基准流场模型；
S200、根据两级入轨级间分离需求，确定半个乘波体的初始参数，并通过半个乘波体的镜像对称获取整个乘波体；
其中，初始参数包括半个乘波体的长度、宽度、以及机翼偏转角和定位高度；
S300、根据两级入轨级间分离需求，确定所述半个乘波体的基准线线型，半个乘波体的基准线线型具体包括：水平线段、下开口抛物线段和上开口抛物线段，并根据初始参数获得水平线段、下开口抛物线段和上开口抛物线段的基准线线型函数；
其中，下开口抛物线段的一端与水平线段的端部光滑相切连接，下开口抛物线段的另一端与上开口抛物线的一端光滑相切连接，所述上开口抛物线的另一端的水平相切；
S400、根据初始参数和基准线线型函数，利用锥导激波理论基于设计乘波体需要的超声速绕圆锥基准流场模型计算得到乘波基体。
利用锥导激波理论基于设计乘波体需要的超声速绕圆锥基准流场模型计算得到乘波基体的具体方法包括：
S401、通过基准线线型函数水平投影到超声速绕圆锥基准流场模型的圆锥激波面上得到乘波基体的离散前缘曲线，从前缘曲线出发的自由流面构成乘波基体的上表面；
S402、离散前缘曲线通过流线追踪技术获得多条从离散前缘曲线出发向基准线线型所在的平面的流线，多条所述的流线构成乘波基体的下表面；
S403、多条所述的流线追踪到基准线线型所述在的平面形成多个离散点，连接多个离线点形成乘波基体的后缘曲线，后缘曲线与基准线线型连接构成乘波基体的后端面；
S404、将后端面、上表面以及下表面导入三维建模软件中通过曲面放样、曲面拉伸以及曲面缝合操作获得三维的乘波基体。
在S300中，基准线线型函数的表达式为：
其中，d表示半个乘波体的长度，dh表示半个水平线段的宽度，dc表示半个水平线段的宽度和下开口抛物线段的水平长度和，k1、k2表示抛物线系数，h1为水平线段相对于超声速绕圆锥基准流场模型的原点的定位高度，h2为上开口抛物线段的水平相切处相对于超声速绕圆锥基准流场模型的原点的定位高度。
在步骤300中，通过半个乘波体的定位高度对生成的乘波体的厚度进行控制，其控制公式具体为：
其中，H表示乘波体的厚度，d表示半个乘波体的宽度，R表示圆锥激波准面的半径。
本发明中通过设计定位高度来对生成的乘波体的厚度进行控制，设计定位高度越小，乘波体厚度越厚，反之亦然。
在步骤300中，根据获得基准线线性函数的具体方法包括：
步骤301、根据设计人员指定预估的机翼偏转角大小
，半个乘波体宽度d，基准线
水平直线段长度
，乘波体长度
，定位高度
，圆锥激波半径R建立方程组：
求建立的方程组求解圆锥激波的激波角
，圆锥激波在后端面的投影半径R；
步骤302、建立基准线与圆锥面的交点的几何方程组：
求解乘波体两边翼的下垂幅度
；
步骤303、根据基准线线型的上开口抛物线段和下开口抛物线段在光滑相切处的一阶导数和二阶导数连续的关系建立方程：
求解计算得到
和
，进而完成基准线线型函数的构建。
在步骤500中，对获得的乘波基体构建可变形机翼，具体方法包括：
从所述乘波基体两侧的前缘曲线的中点向所述乘波基体的后端面延伸且沿所述乘波基体的宽度方向扩展，直至所述的可变形机翼的端部与所述乘波基体的后端面保持一致；
所述的可变形机翼的外侧边缘与所述的乘波基体的两侧的前缘曲线保持光滑相切。
在步骤500中，对获得的乘波基体构建垂直方向舵，具体方法包括：
设定垂直方向舵的高度，使垂直方向舵垂直于所述的上开口抛物线段和下开口抛物线段的光滑相切处，且并朝向基准线线型在超声速绕圆锥基准流场模型的投影方向。
在步骤404中还包括对于乘波基体的下表面进行切削操作，具体包括：
从乘波基体的后端面的底部沿所述乘波基体的底部表面向所述前缘曲线水平切削，使所述乘波基体的下表面由一部分原先的乘波流面和经过切削后形成的平面两者构成。
对于乘波基体的下表面进行切削的具体计算方式包括：
设定切削厚度为
，切削长度为
:
则约定
，
则切削长度
为:
其中，
为乘波基体厚度，
为乘波基体下表面长度。
本发明在进行所述的宽速域飞行器乘波体构型设计时，需要首先确定设计点工况，由于具有乘波特性的宽速域飞行器一般作为两级入轨的助推级，所以特别地可以将乘波体构型的设计点选择为两级入轨飞行器级间分离条件，比如马赫数7的来流条件，此来流条件作为程序的输入参数。
本发明的宽速域飞行器乘波体构型设计软件需要用户给定目标乘波体的长度、宽度、期望的厚度（设计定位高度）、乘波体翼的设计偏转角等几何信息参数，并且能够将设计步骤的每个操作步骤都作为程序封装在MTLAB软件的子程序中，并能够实现直接调用，作为该开源程序中MTLAB子程序求解基准线线型函数、基准锥长度以及激波角等几何信息参数的输入参数。
所述的宽速域飞行器乘波体构型设计软件是以经典的锥导理论生成乘波体，该理论的典型优势就是生成的乘波体升阻比大。
获取的输入的设计点来流参数以及获取的输入的基准锥长度和激波角等参数就可以通过求解Taylor-Maccoll方程组获得设计点工况下的超声速绕圆锥基准流场。获得设计点来流条件下的超声速绕圆锥流场之后，将求得的基准线线型函数水平向前投影到圆锥激波面上得到乘波体的前缘曲线。获得的离散前缘曲线点通过流线追踪技术获得一条条从前缘曲线出发向下游的流线，这一条条流线组成乘波体的下表面。然后从前缘曲线出发的自由流面构成乘波体的上表面。流线追踪到基准锥长度末端时的一系列离散点构成乘波体的后缘曲线，后缘曲线与基准线构成乘波体的后端面，后端面与上下表面一起组成目标乘波体形状。
以上步骤就是所述的宽速域飞行器乘波体构型设计软件的主要内容，之后用户可以将输出的流线导入到Solidworks等三维建模软件中，通过曲面放样、曲面拉伸、曲面缝合等操作获得三维乘波体模型，之后可以在三维乘波体模型基础上通过拉伸、切除等简单操作添加可变翼展机翼以及垂尾方向舵，得到基于乘波体的宽速域飞行器外形。
本发明中需要用户给出乘波体翼的设计偏转角，该偏转角角度的大小决定了乘波体两边翼的下垂幅度以及反角大小，可以通过该角度大小来获得不同升阻比、不同上（下）反角（影响乘波体横航向静稳定裕度）的乘波体形状。
本发明中的基准线线型函数的形式已经在程序内指定（用户可以根据需求进行修改）为一段水平线段以及两段光滑相切连接的二次曲线，其中第二段二次曲线尾端水平相切，使得装配可变形扩展机翼生成宽速域飞行器方便简单，并且乘波体背部采用水平线段进行设计，为两级入轨任务以及水平级间分离提供了灵活性和便利性。
作为优选，本发明中关于超声速绕锥流场求解精度以及流线追踪过程中的流线根数以及积分时间精度都可以进行调整，达到用户期望的设计精度。
以上实施例仅为本申请的示例性实施例，不用于限制本申请，本申请的保护范围由权利要求书限定。本领域技术人员可以在本申请的实质和保护范围内，对本申请做出各种修改或等同替换，这种修改或等同替换也应视为落在本申请的保护范围内。
Claims (9)
1.一种宽速域飞行器乘波体构型设计方法，其特征在于，包括具体步骤：
步骤100、确定设计乘波体的基于两级入轨级间分离的自由来流条件，以及基准锥长度和激波角，获得设计乘波体需要的超声速绕圆锥基准流场模型；
步骤200、根据两级入轨级间分离需求，确定半个乘波体的初始参数，并通过半个乘波体的镜像对称获取整个乘波体；
其中，初始参数包括半个乘波体的长度、宽度、以及机翼偏转角和定位高度；
步骤300、根据两级入轨级间分离需求，确定所述半个乘波体的基准线线型，半个乘波体的基准线线型具体包括：水平线段、下开口抛物线段和上开口抛物线段，并根据初始参数获得水平线段、下开口抛物线段和上开口抛物线段的基准线线型函数；
其中，下开口抛物线段的一端与水平线段的端部光滑相切连接，所述的下开口抛物线段的另一端与所述的上开口抛物线的一端光滑相切连接，所述上开口抛物线的另一端的水平；
步骤400、根据初始参数和基准线线型函数，利用锥导激波理论基于设计乘波体需要的超声速绕圆锥基准流场模型计算得到乘波基体；
步骤500、在所述的乘波基体上构建可变翼展机翼以及垂直所述的乘波基体的方向舵，得到基于乘波基体的宽速域飞行器。
2.根据权利要求1所述的一种宽速域飞行器乘波体构型设计方法，其特征在于，利用锥导激波理论基于设计乘波体需要的超声速绕圆锥基准流场模型计算得到乘波基体的具体方法包括：
步骤401、通过基准线线型函数水平投影到超声速绕圆锥基准流场模型的圆锥激波面上得到乘波基体的离散前缘曲线，从离散前缘曲线出发的自由流面构成乘波基体的上表面；
步骤402、离散前缘曲线通过流线追踪技术获得多条从离散前缘曲线出发向基准线线型所在的平面的流线，多条所述的流线构成乘波基体的下表面；
步骤403、多条所述的流线追踪到基准线线型所述在的平面形成多个离散点，连接多个离线点形成乘波基体的后缘曲线，后缘曲线与基准线线型连接构成乘波基体的后端面；
步骤404、将后端面、上表面以及下表面导入三维建模软件中通过曲面放样、曲面拉伸以及曲面缝合操作获得三维的乘波基体。
3.根据权利要求2所述的一种宽速域飞行器乘波体构型设计方法，其特征在于，在步骤300中，根据初始参数获得水平线段、下开口抛物线段和上开口抛物线段的基准线线型函数的表达式为：
其中，d表示半个乘波体的长度，dh表示半个水平线段的宽度，dc表示半个水平线段的宽度和下开口抛物线段的水平长度和，k1、k2表示抛物线系数，h1为水平线段相对于超声速绕圆锥基准流场模型的原点的定位高度，h2为上开口抛物线段的水平相切处相对于超声速绕圆锥基准流场模型的原点的定位高度，即最终形成乘波体两侧翼的下垂高度。
4.根据权利要求3所述的一种宽速域飞行器乘波体构型设计方法，其特征在于，在步骤300中，通过半个乘波体的定位高度对生成的乘波体的厚度进行控制，其控制公式具体为：
其中，H表示乘波体的厚度，d表示半个乘波体的宽度，R表示圆锥激波准面的半径。
5.根据权利要求4所述的一种宽速域飞行器乘波体构型设计方法，其特征在于，在步骤300中，根据获得基准线线性函数的具体方法包括：
步骤301、根据设计人员指定预估的机翼偏转角大小
，半个乘波体宽度d，基准线水平直线段长度
，乘波体长度
，定位高度
，圆锥激波半径R建立方程组：
求建立的方程组求解圆锥激波的激波角
，圆锥激波在后端面的投影半径R；
步骤302、建立基准线与圆锥面的交点的几何方程组：
求解乘波体两边翼的下垂幅度
；
步骤303、根据基准线线型的上开口抛物线段和下开口抛物线段在光滑相切处的一阶导数和二阶导数连续的关系建立方程：
求解计算得到
和
，进而完成基准线线型函数的构建。
6.根据权利要求2所述的一种宽速域飞行器乘波体构型设计方法，其特征在于，在步骤500中，对获得的乘波基体构建可变形机翼，具体方法包括：
从所述乘波基体两侧的前缘曲线的中点向所述乘波基体的后端面延伸且沿所述乘波基体的宽度方向扩展，直至所述的可变形机翼的端部与所述乘波基体的后端面保持一致；
所述的可变形机翼的外侧边缘与所述的乘波基体的两侧的前缘曲线保持光滑相切。
7.根据权利要求2所述的一种宽速域飞行器乘波体构型设计方法，其特征在于，在步骤500中，对获得的乘波基体构建垂直方向舵，具体方法包括：
设定垂直方向舵的高度，使垂直方向舵垂直于所述的上开口抛物线段和下开口抛物线段的光滑相切处，且并朝向基准线线型在超声速绕圆锥基准流场模型的投影方向。
8.根据权利要求2所述的一种宽速域飞行器乘波体构型设计方法，其特征在于，在步骤404中还包括对于乘波基体的下表面进行切削操作，具体包括：
从乘波基体的后端面的底部沿所述乘波基体的底部表面向所述前缘曲线水平切削，使所述乘波基体的下表面由一部分原先的乘波流面和经过切削后形成的平面两者构成。
9.根据权利要求8所述的一种宽速域飞行器乘波体构型设计方法，其特征在于，对于乘波基体的下表面进行切削的具体计算方式包括：
设定切削厚度为
，切削长度为
:
则约定
，
则切削长度
为:
其中，
为乘波基体厚度，
为乘波基体下表面长度。
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