本發(fā)明涉及高超聲速飛行器氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)
技術(shù)領(lǐng)域：
，具體的涉及一種基變激波角吻切流場乘波體的氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)方法。
背景技術(shù)：
：高超聲速飛行器在飛行過程中是否具有較高的升阻比(即升力和阻力的比值)，是衡量高超聲速飛行器氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)結(jié)果好壞的重要指標(biāo)。已有的研究結(jié)果表明，乘波體能夠很好地實(shí)現(xiàn)高超聲速飛行過程中的良好氣動(dòng)性能，保證飛行器的高升阻比。乘波的概念首次于1950年代由nonweilwer教授提出，已有的設(shè)計(jì)方法包括楔導(dǎo)法、錐導(dǎo)法和吻切類方法。楔導(dǎo)法中所需楔形流場可以通過求解平面斜激波關(guān)系式得到，錐導(dǎo)法的基準(zhǔn)流場是錐形流場，采用錐導(dǎo)法設(shè)計(jì)得到的乘波體激波形狀為圓弧形，所得乘波體具有較高的升阻比和容積率。該法具有簡單、快速的特性，因此，錐導(dǎo)法近年來得到了廣泛的應(yīng)用。吻切類方法是利用吻切錐理論使得乘波體底部橫截面的激波形狀不再局限于圓弧或直線，可以根據(jù)實(shí)際需求設(shè)計(jì)成任意二階導(dǎo)數(shù)連續(xù)的曲線。該方法設(shè)計(jì)得到的乘波體適于作為吸氣式飛行器的前體。圖1為吻切錐方法設(shè)計(jì)乘波體的底部截面圖和任意一個(gè)吻切平面示意圖。其中，4和6分別為激波出口型線和上表面出口型線，這兩條線在吻切錐方法中為設(shè)計(jì)時(shí)給定的基本型線。7為激波出口型線上的任意一個(gè)離散點(diǎn)，提取與激波出口型線相切于點(diǎn)7的曲率圓，并獲取該曲率圓的半徑和該點(diǎn)對應(yīng)的激波角，即可唯一確定吻切平面aa’以及對應(yīng)的基準(zhǔn)流場。在該基準(zhǔn)流場中求解即可得到前緣點(diǎn)13和后緣點(diǎn)8。吻切錐方法求解時(shí)，每個(gè)離散點(diǎn)對應(yīng)的吻切平面內(nèi)的基準(zhǔn)流場的激波角11度數(shù)相同。因而吻切錐乘波體在每個(gè)吻切平面內(nèi)的基準(zhǔn)流場相同，這就導(dǎo)致了設(shè)計(jì)乘波體時(shí)在每個(gè)吻切平面內(nèi)均采用同一個(gè)基準(zhǔn)流場。由于所用基準(zhǔn)流場相同，采用現(xiàn)有吻切錐方法設(shè)計(jì)乘波體外形，當(dāng)需要設(shè)計(jì)較大的激波角時(shí)，所得雖然能滿足對大容積率的要求，但卻無法提高升阻比。當(dāng)需要設(shè)計(jì)較小的激波角時(shí)，所得乘波體的外形升阻比較高但容積率較小?，F(xiàn)有方法限制了乘波體外形的設(shè)計(jì)自由度。技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：本發(fā)明提供的變激波角吻切流場乘波體的氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)方法，解決了現(xiàn)有技術(shù)中吻切錐方法設(shè)計(jì)乘波體時(shí)只能在每個(gè)吻切平面內(nèi)采用同一個(gè)基準(zhǔn)流場，導(dǎo)致乘波體外形設(shè)計(jì)自由受限的技術(shù)問題。本發(fā)明提供了一種變激波角吻切流場乘波體的氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)方法，包括以下步驟：步驟s100：確定變激波角吻切流場乘波體的基本型線，并將基本型線中的激波出口型線離散成若干離散點(diǎn)；步驟s200：根據(jù)所需設(shè)計(jì)的乘波體要求，設(shè)定馬赫數(shù)和激波角沿展向的變化規(guī)律曲線β(z)，求解每個(gè)離散點(diǎn)對應(yīng)的吻切平面和基準(zhǔn)流場；β(z)＝a*z2+b(b＞0)(1)其中，β表示激波角，z為乘波體展向位置坐標(biāo)，a和b表示激波角變化曲線的系數(shù)；步驟s300：在各基準(zhǔn)流場內(nèi)分別求解各吻切平面對應(yīng)的前緣點(diǎn)和后緣點(diǎn)，得到一系列的前緣點(diǎn)和一系列的后緣點(diǎn)，將一系列的前緣點(diǎn)連成上表面出口型線，一系列的后緣點(diǎn)連成下表面出口型線；步驟s400：由基本型線中的上表面出口型線、下表面出口型線和前緣線得到變激波角吻切流場乘波體氣動(dòng)構(gòu)型。進(jìn)一步地，步驟s200中包括以下步驟：步驟s210：在激波出口型線上的離散點(diǎn)中任意取一點(diǎn)i，得到該點(diǎn)i的曲率圓、曲率圓的圓心和該吻切平面對應(yīng)的基準(zhǔn)流場的半徑，將點(diǎn)i的z方向坐標(biāo)z1代入公式(1)中得到點(diǎn)i對應(yīng)的激波角β(z1)；步驟s220：通過點(diǎn)i、曲率圓的圓心和激波角β(z1)求得吻切平面內(nèi)的圓錐激波的頂點(diǎn)，以確定通過點(diǎn)i的吻切平面及該吻切平面對應(yīng)的基準(zhǔn)流場；步驟s230：對激波出口型線上的所有離散點(diǎn)分別重復(fù)進(jìn)行步驟s210～s220，得到每個(gè)離散點(diǎn)對應(yīng)的吻切平面及基準(zhǔn)流場。相對現(xiàn)有技術(shù)，本發(fā)明的技術(shù)效果：本發(fā)明提供的變激波角吻切流場乘波體的氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)方法，拓寬了乘波體的設(shè)計(jì)自由度，使其可以根據(jù)具體的升阻比和容積率的需求對激波角沿展向的變化規(guī)律進(jìn)行設(shè)計(jì)，實(shí)現(xiàn)不同吻切平面內(nèi)采用不同的基準(zhǔn)流場。該方法大大拓寬了乘波體的設(shè)計(jì)自由度，使得所設(shè)計(jì)的乘波體外形能夠兼顧升阻比和容積率的需求，得到更為實(shí)用的外形。本發(fā)明提供的變激波角吻切流場乘波體的氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)方法，可以根據(jù)升阻比和容積率的需求，設(shè)計(jì)每個(gè)吻切平面內(nèi)的激波角，通過改變每個(gè)吻切平面內(nèi)基準(zhǔn)流場的激波角而改變基準(zhǔn)流場，增加了乘波體的設(shè)計(jì)自由度，所設(shè)計(jì)的乘波體外形下表面中間部分的流動(dòng)均勻性也得到了大幅改善，外形實(shí)用性增強(qiáng)。具體請參考根據(jù)本發(fā)明的變激波角吻切流場乘波體的氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)方法提出的各種實(shí)施例的如下描述，將使得本發(fā)明的上述和其他方面顯而易見。附圖說明圖1是現(xiàn)有技術(shù)中吻切錐乘波體底部截面及任一吻切平面示意圖，其中a)是吻切錐乘波體底部截面示意圖；b)是任一吻切平面示意圖，其中1為任一吻切平面內(nèi)的過激波出口型線上任一點(diǎn)的曲率圓，2為任一吻切平面內(nèi)的吻切錐，3為任一吻切平面aaˊ，4為激波出口型線，5為下表面出口型線，6為上表面出口型線，7為激波出口型線上的任一離散點(diǎn)，8為任一吻切平面aaˊ內(nèi)求解得到的后緣點(diǎn)，9為圖1b)中的直線7～10與上表面出口型線的交點(diǎn)，10為點(diǎn)7對應(yīng)的曲率圓的圓心，11為任一吻切平面aaˊ內(nèi)的激波角，12為任一吻切平面aaˊ內(nèi)吻切錐的頂點(diǎn)；13為點(diǎn)9對應(yīng)的前緣點(diǎn)；圖2是本發(fā)明提供的變激波角吻切流場乘波體設(shè)計(jì)方法流程圖；圖3是本發(fā)明變激波角吻切流場乘波體的底部截面及任意兩個(gè)吻切平面示意圖，a)吻切流場乘波體底部截面示意圖；b)吻切平面aa’示意圖；c)吻切平面bb’示意圖，其中，14為變激波角吻切流場乘波體的上表面出口型線，15為激波出口型線，16為下表面出口型線，17和24分別為激波出口型線上的任意兩個(gè)離散點(diǎn)，21和28分別為過點(diǎn)17和24的曲率圓，20和27分別為兩個(gè)曲率圓的圓心，23和30分別為吻切平面aaˊ和吻切平面bbˊ，22和29分別為兩個(gè)吻切平面內(nèi)對應(yīng)的吻切錐，19為吻切平面aaˊ內(nèi)直線17-20與上表面出口型線的交點(diǎn)，26為吻切平面bbˊ內(nèi)直線24-27與上表面出口型線的交點(diǎn)，18和25分別為吻切平面aaˊ和吻切平面bbˊ內(nèi)求解得到的后緣點(diǎn)，31和34分別為吻切平面aaˊ和吻切平面bbˊ內(nèi)求解得到的前緣點(diǎn)，32和35分別為吻切平面aaˊ和吻切平面bbˊ內(nèi)基準(zhǔn)錐的頂點(diǎn)，33和36分別為吻切平面aaˊ和吻切平面bbˊ內(nèi)的激波角；圖4為激波角沿乘波體展向的變化曲線；圖5為本發(fā)明中基于圖4所示的激波變化曲線所設(shè)計(jì)的變激波角吻切流場乘波體的氣動(dòng)外形；其中，37為變激波角吻切流場乘波體的前緣線，38為乘波體的上表面，39為乘波體的下表面，40為乘波體的底面；圖6為變激波角吻切流場乘波體和定激波角吻切錐乘波體氣動(dòng)外形對比圖；其中，41為定激波角吻切錐乘波體的前緣線，42為吻切錐乘波體的下表面出口型線；圖7為本發(fā)明優(yōu)選實(shí)施例中所得變激波角吻切流場乘波體和定激波角吻切錐乘波體底部橫截面處的流場壓力分布云圖，a)定激波角吻切錐乘波體；b)變激波角吻切流場乘波體。具體實(shí)施方式構(gòu)成本申請的一部分的附圖用來提供對本發(fā)明的進(jìn)一步理解，本發(fā)明的示意性實(shí)施例及其說明用于解釋本發(fā)明，并不構(gòu)成對本發(fā)明的不當(dāng)限定。本發(fā)明提出了變激波角吻切流場乘波體設(shè)計(jì)方法，該方法是對現(xiàn)有吻切錐方法的拓展，提高了乘波體在激波角改變時(shí)的設(shè)計(jì)自由度。參見圖2，本發(fā)明提供的變激波角吻切流場乘波體設(shè)計(jì)方法，包括以下步驟：步驟s100：確定變激波角吻切流場乘波體的基本型線，并將基本型線中的激波出口型線離散成若干點(diǎn)；如圖3所示，給定變激波角吻切流場乘波體的上表面出口型線17和激波出口型線18，均以各自的中線呈左右對稱。將激波出口型線18離散成若干點(diǎn)，并保證不同點(diǎn)產(chǎn)生的流線能夠形成光滑曲面。此處的基本型線包括設(shè)計(jì)乘波體所需基本型線：上表面出口型線和激波出口型線。步驟s200：根據(jù)所需設(shè)計(jì)的乘波體要求，設(shè)定馬赫數(shù)和激波角沿展向的變化規(guī)律曲線β(z)，求解每個(gè)離散點(diǎn)對應(yīng)的吻切平面及基準(zhǔn)流場；此處的乘波體要求包括性能和容積要求。本發(fā)明提供方法以遞減型拋物線方式(如公式(1)所示)表示激波角沿展向的變化規(guī)律曲線β(z)，從而確保設(shè)計(jì)所得乘波體的激波角變化規(guī)律為中間較大而兩端較小，從而滿足乘波體對容積、容積率和升阻比的要求。所得乘波體結(jié)構(gòu)如圖4所示。β(z)＝a*z2+b(b＞0)(1)其中，β表示激波角，z為乘波體展向位置坐標(biāo)，a和b為激波角沿展向變化曲線的可變系數(shù)；a和b可根據(jù)具體需求合理選取。a為正表示激波角沿展向?yàn)檫f增曲線，a為負(fù)表示激波角沿展向?yàn)檫f減曲線，b表示乘波體展向中間截面對應(yīng)的基準(zhǔn)流場的激波角，因此，b＞0。本發(fā)明以a＜0為例進(jìn)行具體說明。按現(xiàn)有方法將預(yù)定的馬赫數(shù)、來流靜壓、來流靜溫作為輸入?yún)?shù)，并根據(jù)激波角沿展向的變化規(guī)律曲線β(z)求解得到每個(gè)吻切平面內(nèi)的基準(zhǔn)流場。參見圖3b)和c)可見，其中的激波角33和激波角36不同，點(diǎn)31到點(diǎn)19的距離和點(diǎn)34到點(diǎn)26的距離也因此而不同。因而基準(zhǔn)流場在每個(gè)吻切平面內(nèi)因激波角的不同而不同，從而避免了在相同基準(zhǔn)流場下設(shè)計(jì)乘波體導(dǎo)致的容積率和升阻比不能兼顧的問題。提高了設(shè)計(jì)過程中的設(shè)計(jì)自由度。優(yōu)選的，步驟s200中求解吻切平面包括以下步驟：步驟s210：在激波出口型線上的離散點(diǎn)中任意取一點(diǎn)i，得到該點(diǎn)i的曲率圓、曲率圓的圓心和該吻切平面對應(yīng)的基準(zhǔn)流場的半徑，將點(diǎn)i的z方向坐標(biāo)z1代入公式(1)中得到點(diǎn)i對應(yīng)的激波角β(z1)；步驟s220：通過點(diǎn)i、曲率圓的圓心和激波角β(z1)求得吻切平面內(nèi)的圓錐激波的頂點(diǎn)，以確定通過點(diǎn)i的吻切平面及該吻切平面對應(yīng)的基準(zhǔn)流場；步驟s230：對激波出口型線上的所有離散點(diǎn)分別重復(fù)進(jìn)行步驟s210～s220，得到每個(gè)離散點(diǎn)對應(yīng)的吻切平面及基準(zhǔn)流場。舉例說明如下：如圖3a)所示，在激波出口型線上的離散點(diǎn)中任意取一點(diǎn)19，即可得到該點(diǎn)的曲率圓23，進(jìn)而得到該曲率圓的圓心22和該吻切平面對應(yīng)的基準(zhǔn)流場的半徑37。將該點(diǎn)的z方向坐標(biāo)z1代入公式(1)，即可求得該點(diǎn)對應(yīng)的激波角35＝β(z1)。已知點(diǎn)19、點(diǎn)22和激波角β(z1)，即可求得吻切平面aaˊ內(nèi)的圓錐激波的頂點(diǎn)34，進(jìn)而可以唯一確定過點(diǎn)19的吻切平面aaˊ及該吻切平面對應(yīng)的基準(zhǔn)流場，如圖3(b)所示。類似地，在激波出口型線上的離散點(diǎn)中任意取一點(diǎn)26，即可得到該點(diǎn)的曲率圓30，進(jìn)而得到該曲率圓的圓心29和該吻切平面對應(yīng)的基準(zhǔn)流場的半徑43。將該點(diǎn)的z方向坐標(biāo)z2代入公式(1)，即可求得該點(diǎn)對應(yīng)的激波角40＝β(z2)。已知點(diǎn)26、點(diǎn)29和激波角β(z2)，即可求得吻切平面bbˊ內(nèi)的圓錐激波的頂點(diǎn)40，進(jìn)而可以唯一確定過點(diǎn)26的吻切平面bbˊ及該吻切平面對應(yīng)的基準(zhǔn)流場，如圖3(c)所示。以此類推，對激波出口型線上的每個(gè)離散點(diǎn)進(jìn)行上述求解，即可得到每個(gè)離散點(diǎn)對應(yīng)的吻切平面及相應(yīng)的基準(zhǔn)流場。步驟s300：在各基準(zhǔn)流場內(nèi)分別求解各吻切平面對應(yīng)的前緣點(diǎn)和后緣點(diǎn)，得到一系列的前緣點(diǎn)和一系列的后緣點(diǎn)，將一系列的前緣點(diǎn)連成上表面出口型線，一系列的后緣點(diǎn)連成下表面出口型線；如圖3所示，針對激波出口型線上的任一離散點(diǎn)19，在步驟s200中求解得到的吻切平面aaˊ對應(yīng)的基準(zhǔn)流場內(nèi)，點(diǎn)19與點(diǎn)22的連線與上表面出口型線相交于點(diǎn)21，已知上表面出口型線上的點(diǎn)21，在aaˊ對應(yīng)的基準(zhǔn)流場中根據(jù)自由流線法求解即可得到前緣點(diǎn)33；從點(diǎn)33開始進(jìn)行流線追蹤，即可求得吻切平面aaˊ內(nèi)的后緣點(diǎn)20。類似地，針對激波出口型線上的任一離散點(diǎn)26，在步驟s2中求解得到的吻切平面bbˊ對應(yīng)的基準(zhǔn)流場內(nèi)，點(diǎn)26與點(diǎn)29的連線與上表面出口型線相交于點(diǎn)28，已知上表面出口型線上的點(diǎn)28，在bbˊ對應(yīng)的基準(zhǔn)流場中根據(jù)自由流線法求解即可得到前緣點(diǎn)39；從點(diǎn)39開始進(jìn)行流線追蹤，即可求得吻切平面bbˊ內(nèi)的后緣點(diǎn)27。以此類推，在每個(gè)吻切平面對應(yīng)的基準(zhǔn)流場內(nèi)對進(jìn)行上述求解，即可得到一系列的前緣點(diǎn)和后緣點(diǎn)，一系列的前緣點(diǎn)光滑連接即可構(gòu)成變激波角吻切流場乘波體的前緣線，一系列的后緣點(diǎn)光滑連接即可構(gòu)成變激波角吻切流場乘波體的下表面出口型線。步驟s400：由上表面出口型線、下表面出口型線和前緣線得到變激波角吻切流場乘波體氣動(dòng)構(gòu)型。將步驟s300中求解得到前緣線和上表面出口型線放樣生成變激波角吻切流場乘波體的上表面，由前緣線和步驟s300中生成的下表面出口型線放樣生成變激波角吻切流場乘波體的下表面，由上表面出口型線和下表面出口型線生成變激波角吻切流場乘波體的底面。至此，變激波角吻切流場乘波體氣動(dòng)構(gòu)型生成完畢。本文中前緣線即為上表面出口型線。變激波角吻切流場乘波體，可以根據(jù)飛行任務(wù)對飛行器的性能和容積的要求設(shè)計(jì)激波角的變化規(guī)律曲線，使得所設(shè)計(jì)的外形更具有實(shí)用性。由圖3可見，本發(fā)明提出的吻切流場乘波體設(shè)計(jì)方法，可以在不同的基準(zhǔn)流程內(nèi)進(jìn)行設(shè)計(jì)，使得設(shè)計(jì)得到的乘波體每個(gè)吻切平面內(nèi)基準(zhǔn)流場的激波角均不同。按本發(fā)明提供方法設(shè)計(jì)得到的變激波角吻切流場乘波體的氣動(dòng)外形如圖5所示，由圖可見乘波體在展向兩端的位置更薄。參見圖6，其中變激波角吻切流場乘波體的前緣線37、乘波體的上表面38、變激波角吻切流場乘波體的上表面出口型線14和下表面出口型線16圍成的乘波體為現(xiàn)有吻切錐方法設(shè)計(jì)得到，設(shè)計(jì)過程中激波角固定。定激波角吻切錐乘波體的前緣線41、變激波角吻切流場乘波體的上表面出口型線14、乘波體的上表面38和吻切錐乘波體的下表面出口型線42圍成的乘波體為本發(fā)明提供方法設(shè)計(jì)得到，可明顯看出本發(fā)明提供的變激波角吻切流場乘波體在展向兩端的位置更薄，這樣能夠使得所設(shè)計(jì)的外形空氣阻力更低。以下結(jié)合具體算例對本發(fā)明提供方法進(jìn)行詳細(xì)說明。以固定的激波角15°生成吻切錐乘波體作為對比例，保證設(shè)計(jì)馬赫數(shù)、上表面出口型線和激波出口型線與步驟s1中給定的相同，生成定激波角吻切錐乘波體。與本發(fā)明的變激波角吻切流場乘波體進(jìn)行對比。兩種外形的容積和性能參數(shù)對比參見表1，兩種外形的尾端面壓力分布云圖如圖7所示。由圖7可見，定激波角吻切錐乘波體的壓力分布在整個(gè)尾端面較為均勻，高壓區(qū)存在于乘波體展向的中間部分和兩端；而本發(fā)明的變激波角吻切流場乘波體的高壓主要分布于乘波體展向的中間部分，即相比于吻切錐乘波體，高壓區(qū)的范圍減小，這樣可以使得乘波體的阻力減小，同時(shí)，保證中間部分的高壓升比，流場更為均勻，使得乘波體外形更適用于作為吸氣式高超聲速飛行器的前體。從表1的數(shù)據(jù)可以看出，本發(fā)明的變激波角吻切流場乘波體的容積率和升阻比均優(yōu)于定激波角吻切錐乘波體，驗(yàn)證了本發(fā)明的有效性。表1吻切流場乘波體和吻切錐乘波體的容積和性能參數(shù)對比表外形馬赫數(shù)攻角(°)容積率升阻比變激波角吻切流場乘波體1300.10594.83定激波角吻切錐乘波體1300.10234.59增加百分比1303.52％5.23％本領(lǐng)域技術(shù)人員將清楚本發(fā)明的范圍不限制于以上討論的示例，有可能對其進(jìn)行若干改變和修改，而不脫離所附權(quán)利要求書限定的本發(fā)明的范圍。盡管己經(jīng)在附圖和說明書中詳細(xì)圖示和描述了本發(fā)明，但這樣的說明和描述僅是說明或示意性的，而非限制性的。本發(fā)明并不限于所公開的實(shí)施例。通過對附圖，說明書和權(quán)利要求書的研究，在實(shí)施本發(fā)明時(shí)本領(lǐng)域技術(shù)人員可以理解和實(shí)現(xiàn)所公開的實(shí)施例的變形。在權(quán)利要求書中，術(shù)語“包括”不排除其他步驟或元素，而不定冠詞“一個(gè)”或“一種”不排除多個(gè)。在彼此不同的從屬權(quán)利要求中引用的某些措施的事實(shí)不意味著這些措施的組合不能被有利地使用。權(quán)利要求書中的任何參考標(biāo)記不構(gòu)成對本發(fā)明的范圍的限制。當(dāng)前第1頁12