CN114435580A - 一种针对超声速民机的广义静音锥气动布局构型 - Google Patents

一种针对超声速民机的广义静音锥气动布局构型 Download PDF

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Abstract

本发明提供一种针对超声速民机的广义静音锥气动布局构型，广义静音锥包括广义静音锥前段和广义静音锥后段；广义静音锥前段的上表面与广义静音锥后段的上表面、后段的上表面和机身的上表面、后段的下表面和机身的下表面在相接位置光滑过渡连接，广义静音锥前段下表面与后段下表面在相接位置处呈现拐折。优点：(1)本发明设计的广义静音锥前段和后段下表面分别产生激波与膨胀波，传播到地面过程中不会与其后的波系发生合并，可有效降低声爆强度；(2)相比于传统静音锥，本发明能够减少激波阻力，提高气动特性；(3)相比于传统静音锥，本发明无需收放机构，可降低结构重量。因此本发明设计的广义静音锥能够更好满足超声速民机低声爆低阻要求。

Description

一种针对超声速民机的广义静音锥气动布局构型
技术领域
本发明属于超声速飞机声爆抑制技术领域，具体涉及一种针对超声速民机的广义静音锥气动布局构型。
背景技术
声爆是制约超声速民机投入商业运营的瓶颈问题。为了将地面声爆强度降低到人们可接受的水平，使超声速民机投入商业运营，国内外研究人员从上世纪60年代就开展了大量的研究。其中，本世纪初美国湾流公司Howe提出了机头静音锥技术(专利号US6698684)，是一种行之有效的声爆抑制技术。机头静音锥技术是通过在超声速飞机头部添加多段细长杆组合而成的装置，可实现声爆抑制，其抑制声爆的机理为：利用这些细长杆产生的多道弱激波代替传统飞机头部产生的一道强激波，且在传播到地面的过程中不发生汇聚。这样不仅降低地面波形机头激波的强度，还能够大幅增加头激波的上升时间，从而降低声爆强度大小。
然而，尽管传统静音锥能够有效降低地面声爆强度，但其上表面产生的激波强度较强，一定程度上增加了阻力，影响了超声速民机的气动性能。此外，对于大型超声速民机，传统静音锥的长度较长，且在亚声速与超声速飞行状态之间需要收放，对结构带来不利的影响。
发明内容
针对现有技术存在的缺陷，本发明提供一种针对超声速民机的广义静音锥气动布局构型，可有效解决上述问题。
本发明采用的技术方案如下：
本发明提供一种针对超声速民机的广义静音锥气动布局构型，包括广义静音锥；所述广义静音锥关于飞机对称面对称，所述广义静音锥位于超声速飞机机身(3)的前方；
所述广义静音锥包括广义静音锥前段(1)和广义静音锥后段(2)；所述广义静音锥前段(1)的上表面与所述广义静音锥后段(2)的上表面在相接位置处光滑过渡连接；所述广义静音锥后段(2)的上表面和所述超声速飞机机身(3)的上表面在相接位置处光滑过渡连接；
所述广义静音锥前段(1)的下表面与所述广义静音锥后段(2)的下表面在相接位置处呈现向下凸起的拐折；所述广义静音锥后段(2)的下表面和所述超声速飞机机身(3)的下表面在相接位置处光滑过渡连接；
其中：
所述广义静音锥前段(1)为鸭嘴形状，所述广义静音锥前段(1)的前段纵向截面(6)为上平下凸的扁平形状；所述广义静音锥后段(2)为细长筒状形状，所述广义静音锥后段(2)的后段纵向截面(7)为类椭圆形状。
优选的，所述广义静音锥前段(1)具有前段右侧轮廓线(C1)、前段左侧轮廓线(C2)、前段上轮廓线(C3)和前段下轮廓线(C4)；
所述前段右侧轮廓线(C1)、所述前段左侧轮廓线(C2)、所述前段上轮廓线(C3)和所述前段下轮廓线(C4)的前端部相交于一点，形成所述广义静音锥前段(1)的尖部端点(P0)；
所述广义静音锥前段(1)的前段纵向截面(6)，分别与所述前段右侧轮廓线(C1)、所述前段左侧轮廓线(C2)、所述前段上轮廓线(C3)和所述前段下轮廓线(C4)相交于前段右端点(P1)、前段左端点(P2)、前段上端点(P3)和前段下端点(P4)；
前段左端点(P2)、前段上端点(P3)到前段右端点(P1)顺次相连形成的圆弧，为前段纵向截面上轮廓线；
前段左端点(P2)、前段下端点(P4)到前段右端点(P1)顺次相连形成的圆弧，为前段纵向截面下轮廓线；
则：前段纵向截面上轮廓线的曲率，小于前段纵向截面下轮廓线的曲率。
优选的，前段左端点(P2)到前段右端点(P1)的连线，与前段上端点(P3)到前段下端点(P4)的连线，相交于交点(O1)；
前段左端点(P2)到前段右端点(P1)的距离W1(P2P1)，为前段纵向截面(6)的最大宽度值；W1(P2P1)＝0.3L1～1.0L1；其中，L1为广义静音锥前段(1)的轴向长度；
交点(O1)到前段上端点(P3)的距离H1(O1P3)，为前段纵向截面上轮廓线最大高度值；H1(O1P3)＝0.1W1(P2P1)～0.2W1(P2P1)；
交点(O1)到前段下端点(P4)的距离H2(O1P4)，为前段纵向截面下轮廓线最大高度值；H2(O1P4)＝0.3W1(P2P1)～0.6W1(P2P1)。
优选的，所述广义静音锥前段(1)的末端纵向截面，为所述广义静音锥前段(1)与所述广义静音锥后段(2)的前段-后段交界面(4)，分别与所述前段右侧轮廓线(C1)、所述前段左侧轮廓线(C2)、所述前段上轮廓线(C3)和所述前段下轮廓线(C4)相交于前段末端右端点(P5)、前段末端左端点(P6)、前段末端上端点(P7)和前段末端下端点(P8)；
则：
所述前段右侧轮廓线(C1)在尖部端点(P0)的切线，与飞机轴线OO’的夹角γ1，等于45～80°；所述前段右侧轮廓线(C1)在前段末端右端点(P5)的切线，与通过前段末端右端点(P5)并且与飞机轴线OO’平行的直线的夹角γ2，等于1～4°；
所述前段上轮廓线(C3)在尖部端点(P0)的切线，与飞机轴线OO’的夹角α1，等于2～20°；所述前段上轮廓线(C3)在前段末端上端点(P7)的切线，与通过前段末端上端点(P7)并且与飞机轴线OO’平行的直线的夹角α3，等于1～5°；
所述前段下轮廓线(C4)在尖部端点(P0)的切线，与飞机轴线OO’的夹角α2，等于20～45°；所述前段下轮廓线(C4)在前段末端下端点(P8)的切线，与通过前段末端下端点(P8)并且与飞机轴线OO’平行的直线的夹角α4，等于1～10°。
优选的，所述广义静音锥后段(2)具有后段右侧轮廓线(C5)、后段左侧轮廓线(C6)、后段上轮廓线(C7)和后段下轮廓线(C8)；
所述广义静音锥后段(2)的后段纵向截面(7)，分别与所述后段右侧轮廓线(C5)、所述后段左侧轮廓线(C6)、所述后段上轮廓线(C7)和所述后段下轮廓线(C8)相交于后段右端点(P9)、后段左端点(P10)、后段上端点(P11)和后段下端点(P12)；
后段左端点(P10)、后段上端点(P11)和后段右端点(P9)顺次相连形成的圆弧，为后段纵向截面上轮廓线；
后段左端点(P10)、后段下端点(P12)和后段右端点(P9)顺次相连形成的圆弧，为后段纵向截面下轮廓线；
则：后段纵向截面上轮廓线的曲率，小于等于后段纵向截面下轮廓线的曲率。
优选的，后段左端点(P10)到后段右端点(P9)的连线，与后段上端点(P11)到后段下端点(P12)的连线，相交于交点(O2)；
后段左端点(P10)到后段右端点(P9)的距离W2(P10P9)，为后段纵向截面(7)的最大宽度值；W2(P10P9)＝0.05L2～0.2L2；其中，L2为所述广义静音锥后段(2)的轴向长度；
交点(O2)到后段上端点(P11)的距离H3(O2P11)，为后段纵向截面上轮廓线最大高度值；
交点(O2)到后段下端点(P12)的距离H4(O2P12)，为后段纵向截面下轮廓线最大高度值；
H3(O2P11)＝0.25W2(P10P9)～0.5W2(P10P9)；
H4(O2P12)＝0.25W2(P10P9)～0.5W2(P10P9)。
优选的，所述广义静音锥后段(2)的末端纵向截面，为所述广义静音锥后段(2)与所述超声速飞机机身(3)的后段-机身交界面(5)，分别与所述后段右侧轮廓线(C5)、所述后段左侧轮廓线(C6)、所述后段上轮廓线(C7)和所述后段下轮廓线(C8)相交于后段末端右端点(P13)、后段末端左端点(P14)、后段末端上端点(P15)和后段末端下端点(P16)；
所述广义静音锥后段(2)的前端纵向截面，即为所述广义静音锥前段(1)的末端纵向截面，分别与所述后段右侧轮廓线(C5)、所述后段左侧轮廓线(C6)、所述后段上轮廓线(C7)和所述后段下轮廓线(C8)相交于前段末端右端点(P5)、前段末端左端点(P6)、前段末端上端点(P7)和前段末端下端点(P8)；
则：
所述后段右侧轮廓线(C5)在前段末端右端点(P5)的切线，与通过前段末端右端点(P5)并且与飞机轴线OO’平行的直线的夹角θ1，等于1～5°；所述后段右侧轮廓线(C5)在后段末端右端点(P13)的切线，与通过后段末端右端点(P13)并且与飞机轴线OO’平行的直线的夹角θ2，等于1～5°；
所述后段上轮廓线(C7)在前段末端上端点(P7)的切线，与通过前段末端上端点(P7)并且与飞机轴线OO’平行的直线的夹角β1，等于1～10°；所述后段上轮廓线(C7)在后段末端上端点(P15)的切线，与通过后段末端上端点(P15)并且与飞机轴线OO’平行的直线的夹角β3，等于1～10°；
所述后段下轮廓线(C8)在前段末端下端点(P8)的切线，与通过前段末端下端点(P8)并且与飞机轴线OO’平行的直线的夹角β2，等于1～5°；所述后段下轮廓线(C8)在后段末端下端点(P16)的切线，与通过后段末端下端点(P16)并且与飞机轴线OO’平行的直线的夹角β4，等于1～5°。
优选的，所述广义静音锥前段(1)的长度L1，为机身长度的0.025至0.075倍；所述广义静音锥后段(2)的长度L2，为机身长度的0.08至0.20倍。
本发明提供的一种针对超声速民机的广义静音锥气动布局构型具有以下优点：
(1)对于声爆特性：本发明利用设计的广义静音锥前段和后段下表面分别产生的激波与膨胀波，在传播到地面的过程中，不会与静音锥之后部件产生的波系发生合并，能够有效降低地面声爆强度；(2)对于气动性能：本发明设计的广义静音锥上表面平滑过渡到机身，相比于传统旋成体静音锥，能够有效减小上表面由于强激波引起的激波阻力大小，进而提高超声速民机的气动特性；(3)在结构方面：由于亚声速状态与超声速巡航状态相互转换的过程中，本发明设计的广义静音锥无需收放机构，因而降低结构重量并提高结构可靠性。因此，相比于传统静音锥，本发明设计的广义静音锥能够更好的满足超声速民机设计过程中对低声爆低阻的要求。
附图说明
图1为本发明提供的针对超声速民机的广义静音锥气动布局构型的立体图；
图2为本发明提供的针对超声速民机的广义静音锥气动布局构型的俯视图；
图3为本发明提供的针对超声速民机的广义静音锥气动布局构型的侧视图；
图4为本发明提供的广义静音锥前段的立体图；
图5为本发明提供的广义静音锥前段的俯视图；
图6为本发明提供的广义静音锥前段的侧视图；
图7为本发明提供的广义静音锥后段的立体图；
图8为本发明提供的广义静音锥后段的俯视图；
图9为本发明提供的广义静音锥后段的侧视图；
图10为传统静音锥构型静音锥附近的声爆近场流场示意图；
图11为本发明提供的针对超声速民机的广义静音锥气动布局构型附近的声爆近场流场示意图；
图12为超声速民机基准构型，传统静音锥构型和本发明提供的针对超声速民机的广义静音锥气动布局构型的声爆近场波形对比图；
图13为超声速民机基准构型，传统静音锥构型和本发明提供的针对超声速民机的广义静音锥气动布局构型的的声爆远场波形对比图。
具体实施方式
为了使本发明所解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
针对传统静音锥技术在降低地面声爆强度的条件下不能较好的兼顾气动性能，以及大型超声速民机静音锥长度较长可能引起的结构方面的问题，本发明提出了一种针对超声速民机的广义静音锥气动布局构型，能够在保证降低声爆效果的同时，有效改善气动性能。此外相比于传统静音锥，在超声速飞机亚声速状态转换到超声速巡航状态时，本发明广义静音锥不用收放，降低了结构重量并提高了结构可靠性。因此，本发明提供一种针对超声速民机的广义静音锥气动布局构型，在降低声爆强度的条件下，能够有效改善气动特性。具体的，本发明有以下优点：(1)对于声爆特性：本发明利用设计的广义静音锥前段和后段下表面分别产生的激波与膨胀波，在传播到地面的过程中，不会与静音锥之后部件产生的波系发生合并，能够有效降低地面声爆强度；(2)对于气动性能：本发明设计的广义静音锥上表面平滑过渡到机身，相比于传统旋成体静音锥，能够有效减小上表面由于强激波引起的激波阻力大小，进而提高超声速民机的气动特性；(3)在结构方面：由于亚声速状态与超声速巡航状态相互转换的过程中，本发明设计的广义静音锥无需收放机构，因而降低结构重量并提高结构可靠性。因此，相比于传统静音锥，本发明设计的广义静音锥能够更好的满足超声速民机设计过程中对低声爆低阻的要求。
本发明提供一种针对超声速民机的广义静音锥气动布局构型，参考图1、图2和图3，包括广义静音锥；广义静音锥关于飞机对称面对称，广义静音锥位于超声速飞机机身3的前方；
广义静音锥包括广义静音锥前段1和广义静音锥后段2；广义静音锥前段1的上表面与广义静音锥后段2的上表面在相接位置处光滑过渡连接；广义静音锥后段2的上表面和超声速飞机机身3的上表面在相接位置处光滑过渡连接；
广义静音锥前段1的下表面与广义静音锥后段2的下表面在相接位置处呈现明显的向下凸起的拐折；广义静音锥后段2的下表面和超声速飞机机身3的下表面在相接位置处光滑过渡连接；
广义静音锥前段1的长度L1，为机身长度的0.025至0.075倍；广义静音锥后段2的长度L2，为机身长度的0.08至0.20倍。
下面对广义静音锥前段1和广义静音锥后段2分别详细介绍：
(一)广义静音锥前段1
(1.1)广义静音锥前段1纵向截面的形状
参考图1的前段纵向截面6的局部放大图，广义静音锥前段1为鸭嘴形状，广义静音锥前段1的前段纵向截面6为上平下凸的扁平形状；
具体的，参考图4，广义静音锥前段1具有前段右侧轮廓线C1、前段左侧轮廓线C2、前段上轮廓线C3和前段下轮廓线C4；
前段右侧轮廓线C1、前段左侧轮廓线C2、前段上轮廓线C3和前段下轮廓线C4的前端部相交于一点，形成广义静音锥前段1的尖部端点P0；
广义静音锥前段1的前段纵向截面6，分别与前段右侧轮廓线C1、前段左侧轮廓线C2、前段上轮廓线C3和前段下轮廓线C4相交于前段右端点P1、前段左端点P2、前段上端点P3和前段下端点P4；
前段左端点P2、前段上端点P3到前段右端点P1顺次相连形成的圆弧，为前段纵向截面上轮廓线；
前段左端点P2、前段下端点P4到前段右端点P1顺次相连形成的圆弧，为前段纵向截面下轮廓线；
则：前段纵向截面上轮廓线的曲率，小于前段纵向截面下轮廓线的曲率。
作为一种具体实现方式，前段纵向截面的形状通过以下参数限定描述：
前段左端点P2到前段右端点P1的连线，与前段上端点P3到前段下端点P4的连线，相交于交点O1；
前段左端点P2到前段右端点P1的距离W1(P2P1)，为前段纵向截面6的最大宽度值；W1(P2P1)＝0.3L1～1.0L1；其中，L1为广义静音锥前段1的轴向长度；
交点O1到前段上端点P3的距离H1(O1P3)，为前段纵向截面上轮廓线最大高度值；H1(O1P3)＝0.1W1(P2P1)～0.2W1(P2P1)；
交点O1到前段下端点P4的距离H2(O1P4)，为前段纵向截面下轮廓线最大高度值；H2(O1P4)＝0.3W1(P2P1)～0.6W1(P2P1)。
(1.2)广义静音锥前段1曲面的形状
参考图4，广义静音锥前段1的末端纵向截面，为广义静音锥前段1与广义静音锥后段2的前段-后段交界面4，分别与前段右侧轮廓线C1、前段左侧轮廓线C2、前段上轮廓线C3和前段下轮廓线C4相交于前段末端右端点P5、前段末端左端点P6、前段末端上端点P7和前段末端下端点P8；
则：
参考图5，前段右侧轮廓线C1在尖部端点P0的切线，与飞机轴线OO’的夹角γ1，等于45～80°；前段右侧轮廓线C1在前段末端右端点P5的切线，与通过前段末端右端点P5并且与飞机轴线OO’平行的直线的夹角γ2，等于1～4°；
参考图6，前段上轮廓线C3在尖部端点P0的切线，与飞机轴线OO’的夹角α1，等于2～20°；前段上轮廓线C3在前段末端上端点P7的切线，与通过前段末端上端点P7并且与飞机轴线OO’平行的直线的夹角α3，等于1～5°；
前段下轮廓线C4在尖部端点P0的切线，与飞机轴线OO’的夹角α2，等于20～45°；前段下轮廓线C4在前段末端下端点P8的切线，与通过前段末端下端点P8并且与飞机轴线OO’平行的直线的夹角α4，等于1～10°。
(二)广义静音锥后段2
(2.1)广义静音锥后段2纵向截面的形状
参考图1和图7，广义静音锥后段2为细长筒状形状，广义静音锥后段2的后段纵向截面7为类椭圆形状。
具体的，广义静音锥后段2具有后段右侧轮廓线C5、后段左侧轮廓线C6、后段上轮廓线C7和后段下轮廓线C8；
广义静音锥后段2的后段纵向截面7，分别与后段右侧轮廓线C5、后段左侧轮廓线C6、后段上轮廓线C7和后段下轮廓线C8相交于后段右端点P9、后段左端点P10、后段上端点P11和后段下端点P12；
后段左端点P10、后段上端点P11和后段右端点P9顺次相连形成的圆弧，为后段纵向截面上轮廓线；
后段左端点P10、后段下端点P12和后段右端点P9顺次相连形成的圆弧，为后段纵向截面下轮廓线；
则：后段纵向截面上轮廓线的曲率，小于等于后段纵向截面下轮廓线的曲率。
作为一种具体实现方式，后段纵向截面的形状通过以下参数限定描述：
后段左端点P10到后段右端点P9的连线，与后段上端点P11到后段下端点P12的连线，相交于交点O2；
后段左端点P10到后段右端点P9的距离W2(P10P9)，为后段纵向截面7的最大宽度值；W2(P10P9)＝0.05L2～0.2L2；其中，L2为广义静音锥后段2的轴向长度；
交点O2到后段上端点P11的距离H3(O2P11)，为后段纵向截面上轮廓线最大高度值；
交点O2到后段下端点P12的距离H4(O2P12)，为后段纵向截面下轮廓线最大高度值；
H3(O2P11)＝0.25W2(P10P9)～0.5W2(P10P9)；
H4(O2P12)＝0.25W2(P10P9)～0.5W2(P10P9)。
(2.2)广义静音锥后段2曲面的形状
参考图7，广义静音锥后段2的末端纵向截面，为广义静音锥后段2与超声速飞机机身3的后段-机身交界面5，分别与后段右侧轮廓线C5、后段左侧轮廓线C6、后段上轮廓线C7和后段下轮廓线C8相交于后段末端右端点P13、后段末端左端点P14、后段末端上端点P15和后段末端下端点P16；
广义静音锥后段2的前端纵向截面，即为广义静音锥前段1的末端纵向截面，分别与后段右侧轮廓线C5、后段左侧轮廓线C6、后段上轮廓线C7和后段下轮廓线C8相交于前段末端右端点P5、前段末端左端点P6、前段末端上端点P7和前段末端下端点P8；
则：
参考图8，后段右侧轮廓线C5在前段末端右端点P5的切线，与通过前段末端右端点P5并且与飞机轴线OO’平行的直线的夹角θ1，等于1～5°；后段右侧轮廓线C5在后段末端右端点P13的切线，与通过后段末端右端点P13并且与飞机轴线OO’平行的直线的夹角θ2，等于1～5°；
参考图9，后段上轮廓线C7在前段末端上端点P7的切线，与通过前段末端上端点P7并且与飞机轴线OO’平行的直线的夹角β1，等于1～10°；后段上轮廓线C7在后段末端上端点P15的切线，与通过后段末端上端点P15并且与飞机轴线OO’平行的直线的夹角β3，等于1～10°；
后段下轮廓线C8在前段末端下端点P8的切线，与通过前段末端下端点P8并且与飞机轴线OO’平行的直线的夹角β2，等于1～5°；后段下轮廓线C8在后段末端下端点P16的切线，与通过后段末端下端点P16并且与飞机轴线OO’平行的直线的夹角β4，等于1～5°。
下面以一个具体应用实例来进一步说明本发明提出的一种超声速民机广义静音锥技术：
本实施例中，选择一个典型超声速飞机构型(基准构型，机身长度为71m)作为基准构型，分别在该构型上添加传统单级旋成体静音锥(简称为传统静音锥构型)和本发明设计的广义静音锥(简称为本发明广义静音锥构型)，由此得到三种构型，分别为：基准构型、传统静音锥构型和本发明广义静音锥构型。
其中，添加的传统静音锥构型的圆锥段长0.6m，圆柱段长2.9m，半径为0.6m。
添加的本发明广义静音锥构型参数如下：
广义静音锥前段1的长度L1为2.03m；广义静音锥后段2的长度L2为10.15m；
广义静音锥前段1的前段纵向截面6参数为：前段纵向截面6的最大宽度W1(P2P1)为0.8m，前段纵向截面上轮廓线最大高度H1(O1P3)为0.1m；前段纵向截面下轮廓线最大高度H2(O1P4)为0.35m；
广义静音锥前段1的曲面形状为：γ1等于69.2°；γ2等于2.6°；夹角α1等于8.6°；夹角α3等于2.2°；夹角α2等于32.3°；夹角α4等于3.6°。
广义静音锥后段2的后段纵向截面7参数为：后段纵向截面7的最大宽度W2(P10P9)为2.26m；后段纵向截面上轮廓线最大高度H3(O2P11)为1.0m；后段纵向截面下轮廓线最大高度H4(O2P12)为1.0m；
广义静音锥后段2的曲面形状为：夹角θ1为2.2°；夹角θ2为2.5°；夹角β1为2.6°；夹角β3为3.2°；夹角β2为1.5°；夹角β4为2.9°。
采用计算流体力学方法求解RANS方程获得上述三种构型的流场。其中，自由来流马赫数为2.0，攻角5.17°，选取SA湍流模型。空间离散采用Roe迎风格式，空间离散使用LU-SGS方法，并选取MinMod限制器。传统静音锥构型与本发明广义静音锥构型静音锥附近的流场无量纲压力等值线图分别如图10和图11所示。其中，图10为传统静音锥构型静音锥附近的声爆近场流场示意图；图11为本发明广义静音锥构型静音锥附近的声爆近场流场示意图。
提取三种构型正下方3倍机体长度的声爆波形，如图12所示。在图12中，8为超声速民机基准构型的声爆近场波形；9为超声速民机传统静音锥构型的声爆近场波形；10为超声速民机本发明广义静音锥的声爆近场波形。
之后，求解广义Burgers方程将近场波形传播到远场，传播条件为标准大气，飞行高度为18.592km，声爆远场波形对比如图13所示。在图13中，11为超声速民机基准构型的声爆远场波形；12为超声速民机传统静音锥构型的声爆远场波形；13为超声速民机本发明广义静音锥构型的声爆远场波形。
从图13可以看出，相比于基准构型，传统静音锥构型和本发明广义静音锥构型在原先机头激波前多出了一道较弱的静音锥激波，即将基准构型较强的机头激波打断成为两道相对较弱的激波，进而大大降低了远场声爆强度。
表1对比了声爆特性与气动性能(阻力系数1cts为0.0001)。从表1中可以清楚的看出，与传统静音锥构型相比，本发明广义静音锥构型能够在保持降低相同地面声爆强度效果的条件下，有效提升气动性能。
表1三种构型声爆与气动性能对比
Figure BDA0003565230730000141
因此，本发明提供的超声速飞机旋成体静音锥快速设计方法，具有以下特点：
(1)对于声爆特性：由于广义静音锥前段下轮廓线在尖部端点的切线与飞机轴线的夹角α2为32.3°，因此广义静音锥前段整个下表面压缩自由来流，产生强度较大的头激波。随后，气流流经广义静音锥前段与广义静音锥后段下表面相接位置处的向下凸起(即拐点位置)时，气流开始膨胀。由于后段夹角β2为1.5°，使得广义静音锥后段下表面与气流方向夹角较小，于是广义静音锥后段会产生强度较大的膨胀波。在声爆传播到地面的过程中，由于头激波强度大，其拥有较快的传播速度，相较声爆近场波形向前传播；而广义静音锥后段产生的强度较大的膨胀波，其拥有较快的传播速度，但相较声爆近场波形向后传播；而位于广义静音锥后段后方的机身机翼等部件，会产生相较声爆近场波形向前传播的主体激波；因此，一方面，广义静音锥后段产生的向后传播的膨胀波，与主体激波传播方向相反，发生相互作用，相互抵消，削弱了主体激波的强度，从而在地面形成一道弱激波，降低了声爆强度；另一方面，由于膨胀波和主体激波的相互抵消作用，阻碍了向前传播的头激波和向前传播的主体激波的相互合并增强作用，从而使广义静音锥前段产生的头激波直接到达地面，不会被主体激波增强，从而在地面形成一道相对较弱的弱激波；通过以上两个方面，在地面形成头部含有两道弱激波的波形，有效降低了声爆强度。
(2)对于气动性能：由于广义静音锥前段的夹角α1为8.6°，远小于传统旋成体静音锥锥角45°，因此在广义静音锥前段上表面尖部端点处产生的激波强度小于传统旋成体静音锥的头激波。而夹角α3与θ1为2.2°，即与气流方向夹角较小，因而在广义静音锥前段和广义静音锥后段上表面相接位置处产生的激波强度小于传统旋成体静音锥圆柱段与机身相交位置处的激波强度。激波强度的大幅减弱，使其引起的激波阻力明显较小，从而减小了全机的激波阻力，提高了超声速民机的气动特性；
(3)相比于传统旋成体静音锥，在超声速飞机亚声速状态转换到超声速巡航状态时，本发明广义静音锥不用收放，一定程度上降低了结构重量，提高了结构可靠性。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视本发明的保护范围。

Claims (8)

1.一种针对超声速民机的广义静音锥气动布局构型，其特征在于，包括广义静音锥；所述广义静音锥关于飞机对称面对称，所述广义静音锥位于超声速飞机机身(3)的前方；
所述广义静音锥包括广义静音锥前段(1)和广义静音锥后段(2)；所述广义静音锥前段(1)的上表面与所述广义静音锥后段(2)的上表面在相接位置处光滑过渡连接；所述广义静音锥后段(2)的上表面和所述超声速飞机机身(3)的上表面在相接位置处光滑过渡连接；
所述广义静音锥前段(1)的下表面与所述广义静音锥后段(2)的下表面在相接位置处呈现向下凸起的拐折；所述广义静音锥后段(2)的下表面和所述超声速飞机机身(3)的下表面在相接位置处光滑过渡连接；
其中：
所述广义静音锥前段(1)为鸭嘴形状，所述广义静音锥前段(1)的前段纵向截面(6)为上平下凸的扁平形状；所述广义静音锥后段(2)为细长筒状形状，所述广义静音锥后段(2)的后段纵向截面(7)为类椭圆形状。
2.根据权利要求1所述的一种针对超声速民机的广义静音锥气动布局构型，其特征在于，所述广义静音锥前段(1)具有前段右侧轮廓线(C1)、前段左侧轮廓线(C2)、前段上轮廓线(C3)和前段下轮廓线(C4)；
所述前段右侧轮廓线(C1)、所述前段左侧轮廓线(C2)、所述前段上轮廓线(C3)和所述前段下轮廓线(C4)的前端部相交于一点，形成所述广义静音锥前段(1)的尖部端点(P0)；
所述广义静音锥前段(1)的前段纵向截面(6)，分别与所述前段右侧轮廓线(C1)、所述前段左侧轮廓线(C2)、所述前段上轮廓线(C3)和所述前段下轮廓线(C4)相交于前段右端点(P1)、前段左端点(P2)、前段上端点(P3)和前段下端点(P4)；
前段左端点(P2)、前段上端点(P3)到前段右端点(P1)顺次相连形成的圆弧，为前段纵向截面上轮廓线；
前段左端点(P2)、前段下端点(P4)到前段右端点(P1)顺次相连形成的圆弧，为前段纵向截面下轮廓线；
则：前段纵向截面上轮廓线的曲率，小于前段纵向截面下轮廓线的曲率。
3.根据权利要求2所述的一种针对超声速民机的广义静音锥气动布局构型，其特征在于，前段左端点(P2)到前段右端点(P1)的连线，与前段上端点(P3)到前段下端点(P4)的连线，相交于交点(O1)；
前段左端点(P2)到前段右端点(P1)的距离W1(P2P1)，为前段纵向截面(6)的最大宽度值；W1(P2P1)＝0.3L1～1.0L1；其中，L1为广义静音锥前段(1)的轴向长度；
交点(O1)到前段上端点(P3)的距离H1(O1P3)，为前段纵向截面上轮廓线最大高度值；H1(O1P3)＝0.1W1(P2P1)～0.2W1(P2P1)；
交点(O1)到前段下端点(P4)的距离H2(O1P4)，为前段纵向截面下轮廓线最大高度值；H2(O1P4)＝0.3W1(P2P1)～0.6W1(P2P1)。
4.根据权利要求2所述的一种针对超声速民机的广义静音锥气动布局构型，其特征在于，所述广义静音锥前段(1)的末端纵向截面，为所述广义静音锥前段(1)与所述广义静音锥后段(2)的前段-后段交界面(4)，分别与所述前段右侧轮廓线(C1)、所述前段左侧轮廓线(C2)、所述前段上轮廓线(C3)和所述前段下轮廓线(C4)相交于前段末端右端点(P5)、前段末端左端点(P6)、前段末端上端点(P7)和前段末端下端点(P8)；
则：
所述前段右侧轮廓线(C1)在尖部端点(P0)的切线，与飞机轴线OO’的夹角γ1，等于45～80°；所述前段右侧轮廓线(C1)在前段末端右端点(P5)的切线，与通过前段末端右端点(P5)并且与飞机轴线OO’平行的直线的夹角γ2，等于1～4°；
所述前段上轮廓线(C3)在尖部端点(P0)的切线，与飞机轴线OO’的夹角α1，等于2～20°；所述前段上轮廓线(C3)在前段末端上端点(P7)的切线，与通过前段末端上端点(P7)并且与飞机轴线OO’平行的直线的夹角α3，等于1～5°；
所述前段下轮廓线(C4)在尖部端点(P0)的切线，与飞机轴线OO’的夹角α2，等于20～45°；所述前段下轮廓线(C4)在前段末端下端点(P8)的切线，与通过前段末端下端点(P8)并且与飞机轴线OO’平行的直线的夹角α4，等于1～10°。
5.根据权利要求4所述的一种针对超声速民机的广义静音锥气动布局构型，其特征在于，所述广义静音锥后段(2)具有后段右侧轮廓线(C5)、后段左侧轮廓线(C6)、后段上轮廓线(C7)和后段下轮廓线(C8)；
所述广义静音锥后段(2)的后段纵向截面(7)，分别与所述后段右侧轮廓线(C5)、所述后段左侧轮廓线(C6)、所述后段上轮廓线(C7)和所述后段下轮廓线(C8)相交于后段右端点(P9)、后段左端点(P10)、后段上端点(P11)和后段下端点(P12)；
后段左端点(P10)、后段上端点(P11)和后段右端点(P9)顺次相连形成的圆弧，为后段纵向截面上轮廓线；
后段左端点(P10)、后段下端点(P12)和后段右端点(P9)顺次相连形成的圆弧，为后段纵向截面下轮廓线；
则：后段纵向截面上轮廓线的曲率，小于等于后段纵向截面下轮廓线的曲率。
6.根据权利要求5所述的一种针对超声速民机的广义静音锥气动布局构型，其特征在于，后段左端点(P10)到后段右端点(P9)的连线，与后段上端点(P11)到后段下端点(P12)的连线，相交于交点(O2)；
后段左端点(P10)到后段右端点(P9)的距离W2(P10P9)，为后段纵向截面(7)的最大宽度值；W2(P10P9)＝0.05L2～0.2L2；其中，L2为所述广义静音锥后段(2)的轴向长度；
交点(O2)到后段上端点(P11)的距离H3(O2P11)，为后段纵向截面上轮廓线最大高度值；
交点(O2)到后段下端点(P12)的距离H4(O2P12)，为后段纵向截面下轮廓线最大高度值；
H3(O2P11)＝0.25W2(P10P9)～0.5W2(P10P9)；
H4(O2P12)＝0.25W2(P10P9)～0.5W2(P10P9)。
7.根据权利要求5所述的一种针对超声速民机的广义静音锥气动布局构型，其特征在于，所述广义静音锥后段(2)的末端纵向截面，为所述广义静音锥后段(2)与所述超声速飞机机身(3)的后段-机身交界面(5)，分别与所述后段右侧轮廓线(C5)、所述后段左侧轮廓线(C6)、所述后段上轮廓线(C7)和所述后段下轮廓线(C8)相交于后段末端右端点(P13)、后段末端左端点(P14)、后段末端上端点(P15)和后段末端下端点(P16)；
所述广义静音锥后段(2)的前端纵向截面，即为所述广义静音锥前段(1)的末端纵向截面，分别与所述后段右侧轮廓线(C5)、所述后段左侧轮廓线(C6)、所述后段上轮廓线(C7)和所述后段下轮廓线(C8)相交于前段末端右端点(P5)、前段末端左端点(P6)、前段末端上端点(P7)和前段末端下端点(P8)；
则：
所述后段右侧轮廓线(C5)在前段末端右端点(P5)的切线，与通过前段末端右端点(P5)并且与飞机轴线OO’平行的直线的夹角θ1，等于1～5°；所述后段右侧轮廓线(C5)在后段末端右端点(P13)的切线，与通过后段末端右端点(P13)并且与飞机轴线OO’平行的直线的夹角θ2，等于1～5°；
所述后段上轮廓线(C7)在前段末端上端点(P7)的切线，与通过前段末端上端点(P7)并且与飞机轴线OO’平行的直线的夹角β1，等于1～10°；所述后段上轮廓线(C7)在后段末端上端点(P15)的切线，与通过后段末端上端点(P15)并且与飞机轴线OO’平行的直线的夹角β3，等于1～10°；
所述后段下轮廓线(C8)在前段末端下端点(P8)的切线，与通过前段末端下端点(P8)并且与飞机轴线OO’平行的直线的夹角β2，等于1～5°；所述后段下轮廓线(C8)在后段末端下端点(P16)的切线，与通过后段末端下端点(P16)并且与飞机轴线OO’平行的直线的夹角β4，等于1～5°。
8.根据权利要求1所述的一种针对超声速民机的广义静音锥气动布局构型，其特征在于，所述广义静音锥前段(1)的长度L1，为机身长度的0.025至0.075倍；所述广义静音锥后段(2)的长度L2，为机身长度的0.08至0.20倍。
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