本發(fā)明涉及空氣動力學領(lǐng)域，尤其是一種帶過渡段的曲線頭部雙后掠密切錐乘波體。

背景技術(shù)：

傳統(tǒng)布局的飛行器在高超聲速飛行時，最大升阻比與飛行馬赫數(shù)存在以下關(guān)系：

其中m∞為飛行馬赫數(shù)。由上式可知，傳統(tǒng)布局在高馬赫數(shù)時，最大升阻比只能到4左右，即存在“升阻比屏障”。乘波體能夠打破傳統(tǒng)布局的“升阻比屏障”，對于乘波體布局的飛行器最大升阻比與飛行馬赫數(shù)的關(guān)系為：

上式說明，乘波體布局在高馬赫數(shù)時，最大升阻比可以達到6左右。乘波體之所以有如此好的升阻比特性是因為：該型飛行器在設(shè)計狀態(tài)飛行時激波完全附著在前緣，就像是騎乘在激波面上飛行，也因此稱為“乘波體”。這種流場中，下表面流動被附著激波限制沒有向上表面泄露，而對于傳統(tǒng)布局，這種上下表面的泄露可以導致多達25％的升力損失。雖然乘波體的生成與設(shè)計方法得到了深入研究，但是仍然存在如下問題：一、體積效率與升阻比相互矛盾，設(shè)計時必須予以權(quán)衡；二、上表面設(shè)計困難，設(shè)計為膨脹面可以提高氣動性能但要降低體積效率，設(shè)計為壓縮面能夠提高體積效率但是會降低氣動性能，目前一般設(shè)計為自由流面，對氣動性能和體積效率均無貢獻；三、非設(shè)計狀態(tài)尤其是低速性能差，因為乘波體只能在設(shè)計狀態(tài)乘波。

發(fā)明專利“一種后掠角可控的曲線頭部密切錐乘波體”在保證體積效率不降低的情況下，利用后掠前緣在上表面產(chǎn)生穩(wěn)定分離渦，從而提高乘波體在正攻角(非設(shè)計狀態(tài))時的升力，這種性能在低速和高速情況下均有效。但是由于這種外形的平面面積很小，其帶來的升力增加是有限的，而且低速性能不好，阻力大，起飛著陸性能很差。參考雙后掠機翼的設(shè)計思路，在單后掠基礎(chǔ)上加上后掠角變小的外翼，既能增加平面面積，又能改善低速性能。鑒于此，本發(fā)明提出了一種帶過渡段的尖頂點雙后掠密切錐乘波體。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的是提出一種帶過渡段的曲線頭部雙后掠密切錐乘波體，這種乘波體能夠有效利用其后掠效應(yīng)在上表面產(chǎn)生與雙三角翼類似的穩(wěn)定分離渦，同時雙后掠前緣擴大了乘波體的平面面積，能夠更大程度的提高乘波體的升力，還無需降低體積效率；第二個后掠角角度小，與雙三角翼效果類似，更有利于改善乘波體的低速性能；過渡段保證了兩個后掠部分的前緣在幾何上一階導數(shù)連續(xù)。

為實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明采用如下技術(shù)方案：

一種帶過渡段的曲線頭部雙后掠密切錐乘波體，所述乘波體的兩個前緣交匯構(gòu)成曲面頭部，所述乘波體的一個前緣由兩條直線段和連接它們的過渡曲線組成，從尖點開始第一條直線段對應(yīng)第一個后掠角，第二條直線段對應(yīng)第二個后掠角，兩個后掠角的角度在設(shè)計階段可控，所述過渡曲線將兩條直線段連接并使得一階導數(shù)和二階導數(shù)連續(xù)。

一種帶過渡段的曲線頭部雙后掠密切錐乘波體的生成方法，包括以下步驟：

步驟一、根據(jù)設(shè)計需要，給定巡航馬赫數(shù)、飛行高度和機身長度；

步驟二、確定第一個后掠角，根據(jù)巡航馬赫數(shù)確定乘波體后掠角的上限，然后根據(jù)設(shè)計需要選擇一個合理的后掠角；

步驟三、確定第二個后掠角，該后掠角的值在第一個后掠角和零之間；

步驟四、確定激波角，首先由巡航馬赫數(shù)和第一個后掠角確定激波角的變化范圍，然后根據(jù)設(shè)計需要選擇一個合理的激波角；

步驟五、根據(jù)設(shè)計需要給定曲線頭部對應(yīng)的機身長度；

步驟六、確定第一后掠角對應(yīng)的機身寬度，根據(jù)機身長度、曲線頭部對應(yīng)機身長度和第一后掠角確定第一后掠角對應(yīng)機身寬度的變化范圍，然后根據(jù)設(shè)計需要選擇一個合理的機身寬度；

步驟七、指定過渡段的兩個控制參數(shù)，這兩個參數(shù)可以控制過渡段對應(yīng)的機身寬度，因為本發(fā)明的核心是可控的雙后掠前緣，因此過渡段對應(yīng)的機身寬度不宜過大；

步驟八、給定進氣捕獲曲線，該曲線由一段圓弧、兩條直線段以及連接兩條直線段的過渡曲線組成，圓弧位于靠近對稱面一側(cè)，圓心位置可由機身長度、激波角、曲線頭部對應(yīng)機身長度及圓弧圓心角確定，兩條直線段以及連接兩條直線段的過渡曲線位于遠離對稱面一側(cè)，第一條直線段一端與圓弧相連，另一端與過渡曲線連接，連接點處保證一階導數(shù)連續(xù)，過渡曲線的另一端與第二條直線段一端連接，連接點處保證一階導數(shù)連續(xù)，整條過度曲線保證二階導數(shù)連續(xù)，第二條直線段的另一端與流動捕獲管曲線遠離對稱面的端點相連，在該連接點處與水平方向呈一定夾角；

步驟九、給定流動捕獲管曲面，該曲面由其在乘波體底部所在平面上的投影曲線流動捕獲管曲線確定，為保證得到直線前緣，該曲線采用一條水平直線段，其長度為曲線頭部對應(yīng)機身寬度、第一后掠角對應(yīng)機身寬度、過渡段對應(yīng)機身寬度和第二后掠角對應(yīng)機身寬度的和；

步驟十、確定密切平面，將進氣捕獲曲線離散為一系列離散點，通過每個離散點做法線，通過法線并垂直于進氣捕獲曲線所在平面的一系列平面就是密切平面；若過渡曲線的法線與相鄰直線段上法向相交，則對法線方向進行調(diào)整直至其不想交為止，這種處理方法會影響過渡段生成乘波面的乘波特性，但是過渡段對應(yīng)的乘波面都非常小，此影響可忽略不計；

步驟十一、在每個密切平面內(nèi)確定密切錐頂點的投影點，對于圓弧段，某個密切平面內(nèi)密切錐頂點的投影點即為該圓弧段的圓心；對于直線段，由于其曲率半徑無限大，且要保證得到直線前緣，所以某個密切平面內(nèi)密切錐頂點的投影點由一條特定直線與密切平面內(nèi)法線的交點確定，這條特定直線必須通過圓弧圓心，并且保證投影點與進氣捕獲曲線上對應(yīng)離散點的連線與流動捕獲管曲線有交點；對于過渡曲線，要滿足兩點，一是要保證投影點與進氣捕獲曲線上對應(yīng)離散點的連線與流動捕獲管曲線有交點,二是投影點與離散點之間的長度要保證光滑過渡；

步驟十二、在每個密切平面內(nèi)由激波角、密切錐頂點的投影點和進氣捕獲曲線上對應(yīng)離散點確定密切錐的頂點；

步驟十三、根據(jù)激波角和巡航馬赫數(shù)，通過求解taylor-maccoll方程得到每個密切平面內(nèi)的密切錐流場；

步驟十四、在每個密切平面內(nèi)確定乘波體的前緣點，該點由流動捕獲管和激波面的交點確定；

步驟十五、在每個密切平面內(nèi)以步驟十確定的前緣點為起點在圓錐流場中進行流線追蹤，追蹤至進氣捕獲曲線所在平面，所得所有流線組成乘波體下表面；

步驟十六、在每個密切平面內(nèi)以步驟十確定的前緣點為起點在自由流場中進行流線追蹤，追蹤至進氣捕獲曲線所在平面，所得所有流線組成乘波體上表面；

步驟十七、由圓錐流場提供的無粘流場信息在指定高度和機身長度下利用參考溫度法和壓縮平板的粘性力計算方法給出乘波體的升阻比，并計算體積效率。

在上述技術(shù)方案中，所述步驟十一中的某個密切平面內(nèi)密切錐頂點的投影點由兩條直線段以及連接兩條直線段的曲線與密切平面內(nèi)法線的交點確定。

在上述技術(shù)方案中，所述兩條直線段中靠近對稱面的直線段通過圓弧圓心，且所有投影點與進氣捕獲曲線上對應(yīng)離散點的連線與流動捕獲管曲線有交點。

綜上所述，由于采用了上述技術(shù)方案，本發(fā)明的有益效果具體表現(xiàn)如下：

進氣捕獲曲線圓弧段圓心和流動捕獲管曲線在對稱面上端點直接的距離即圓心偏離距離，確保該型乘波體頭部為曲線頭部，對于升阻比的提高有一定的好處；

進氣捕獲曲線為直線段、流動捕獲管曲線的兩條直線段確保了該型乘波體前緣的兩條直線前緣，并且可控；

獲得的乘波體平面形狀的雙后掠部分與雙三角翼相同，能夠在飛行時在上表面產(chǎn)生穩(wěn)定分離渦，同時雙后掠擴大了乘波體的平面面積，更有利于在不降低體積效率的前提下提高乘波體的升力；

第二個后掠角角度小，有利于改善乘波體的低速性能；

過渡段保證了乘波體前緣一階導數(shù)連續(xù)；

本發(fā)明通過雙后掠角可控的直線前緣在上表面產(chǎn)生穩(wěn)定分離渦，提高了上表面的氣動性能卻未犧牲飛行器的體積效率，這對上表面的設(shè)計是非常有利的。

附圖說明

本發(fā)明將通過例子并參照附圖的方式說明，其中：

圖1是本發(fā)明的自由視圖；

圖2是圖1的俯視圖以及幾何關(guān)系示意圖；

圖3是圖1的后視圖以及幾何關(guān)系示意圖；

圖4是進氣捕獲曲線過渡曲線幾何關(guān)系示意圖；

圖5是圖2、圖3后視圖的基礎(chǔ)上標示出離散點、法線和密切錐頂點投影點的示意圖；

圖6是密切錐頂點求解示意圖；

其中：1是乘波體下表面，2是進氣捕獲曲線，3是激波面。

具體實施方式

本發(fā)明按照以下步驟進行實施：

一、根據(jù)設(shè)計需要，給定巡航馬赫數(shù)、飛行高度和機身長度；

二、確定第一個后掠角，根據(jù)巡航馬赫數(shù)確定乘波體后掠角的上限，然后根據(jù)設(shè)計需要選擇一個合理的后掠角；

三、確定第二個后掠角，該后掠角的值在第一個后掠角和零之間；

四、確定激波角，首先由巡航馬赫數(shù)和第一個后掠角確定激波角的變化范圍，然后根據(jù)設(shè)計需要選擇一個合理的激波角；

五、根據(jù)設(shè)計需要給定曲線頭部對應(yīng)的機身長度；

六、確定第一后掠角對應(yīng)的機身寬度，根據(jù)機身長度、曲線頭部對應(yīng)機身長度和第一后掠角確定第一后掠角對應(yīng)機身寬度的變化范圍，然后根據(jù)設(shè)計需要選擇一個合理的機身寬度；

七、指定過渡段的兩個控制參數(shù)，這兩個參數(shù)可以控制過渡段對應(yīng)的機身寬度，因為本發(fā)明的核心是可控的雙后掠前緣，因此過渡段對應(yīng)的機身寬度不宜過大；

八、給定進氣捕獲曲線，該曲線由一段圓弧、兩條直線段以及連接兩條直線段的過渡曲線組成，圓弧位于靠近對稱面一側(cè)，圓心位置可由機身長度、激波角、曲線頭部對應(yīng)機身長度及圓弧圓心角確定，兩條直線段以及連接兩條直線段的過渡曲線位于遠離對稱面一側(cè)，第一條直線段一端與圓弧相連，另一端與過渡曲線連接，連接點處保證一階導數(shù)連續(xù)，過渡曲線的另一端與第二條直線段一端連接，連接點處保證一階導數(shù)連續(xù)，整條過度曲線保證二階導數(shù)連續(xù)，第二條直線段的另一端與流動捕獲管曲線遠離對稱面的端點相連，在該連接點處與水平方向呈一定夾角；

九、給定流動捕獲管曲面，該曲面由其在乘波體底部所在平面上的投影曲線流動捕獲管曲線確定，為保證得到直線前緣，該曲線采用一條水平直線段，其長度為曲線頭部對應(yīng)機身寬度、第一后掠角對應(yīng)機身寬度、過渡段對應(yīng)機身寬度和第二后掠角對應(yīng)機身寬度的和；

十、確定密切平面，將進氣捕獲曲線離散為一系列離散點，通過每個離散點做法線，通過法線并垂直于進氣捕獲曲線所在平面的一系列平面就是密切平面；若過渡曲線的法線與相鄰直線段上法向相交，則對法線方向進行調(diào)整直至其不想交為止，這種處理方法會影響過渡段生成乘波面的乘波特性，但是過渡段對應(yīng)的乘波面都非常小，此影響可忽略不計；

十一、在每個密切平面內(nèi)確定密切錐頂點的投影點，對于圓弧段，某個密切平面內(nèi)密切錐頂點的投影點即為該圓弧段的圓心；對于直線段，由于其曲率半徑無限大，且要保證得到直線前緣，所以某個密切平面內(nèi)密切錐頂點的投影點由一條特定直線與密切平面內(nèi)法線的交點確定，這條特定直線必須通過圓弧圓心，并且保證投影點與進氣捕獲曲線上對應(yīng)離散點的連線與流動捕獲管曲線有交點；對于過渡曲線，要滿足兩點，一是要保證投影點與進氣捕獲曲線上對應(yīng)離散點的連線與流動捕獲管曲線有交點,二是投影點與離散點之間的長度要保證光滑過渡；

十二、在每個密切平面內(nèi)由激波角、密切錐頂點的投影點和進氣捕獲曲線上對應(yīng)離散點確定密切錐的頂點；

十三、根據(jù)激波角和巡航馬赫數(shù)，通過求解taylor-maccoll方程得到每個密切平面內(nèi)的密切錐流場；

十四、在每個密切平面內(nèi)確定乘波體的前緣點，該點由流動捕獲管和激波面的交點確定；

十五、在每個密切平面內(nèi)以步驟十確定的前緣點為起點在圓錐流場中進行流線追蹤，追蹤至進氣捕獲曲線所在平面，所得所有流線組成乘波體下表面；

十六、在每個密切平面內(nèi)以步驟十確定的前緣點為起點在自由流場中進行流線追蹤，追蹤至進氣捕獲曲線所在平面，所得所有流線組成乘波體上表面；

十七、由圓錐流場提供的無粘流場信息在指定高度和機身長度下利用參考溫度法和壓縮平板的粘性力計算方法給出乘波體的升阻比，并計算體積效率。

步驟一中指定巡航馬赫數(shù)m∞、飛行高度h和機身長度l，機身長度如圖2中直線段wp的長度所示；

步驟二中乘波體第一個后掠前緣如圖vm所示，后掠角λ1如圖2中所示，變化范圍由如下公式確定：

λ1<90°-sin^-1(1/m∞)

步驟三中乘波體第二個后掠前緣如圖nc所示，后掠角λ2如圖2中所示，變化范圍由如下公式確定：

λ2<λ1

步驟四中激波角β的變化范圍由如下公式確定：

sin^-1(1/m∞)<β<90°-λ1

步驟五中的曲線頭部長度l4如圖2中直線段wq的長度所示；

步驟六中第一后掠前緣對應(yīng)機身寬度s1如圖2中的直線段oa長度所示，變化范圍由如下公式確定：

步驟七中過渡段如圖2中的曲線段mn所示，其對應(yīng)機身的寬度由兩個控制參數(shù)tr1和tr2控制，大小根據(jù)設(shè)計中對過渡段的大小要求確定；

步驟八中的進氣捕獲曲線如圖3中的曲線段defgc所示，de為圓弧段，對應(yīng)尖頂點，點o為其圓心，ef和gc為兩個直線段，分別對應(yīng)第一和第二后掠前緣，fg為連接ef和gc的光滑曲線，對應(yīng)過渡段。

圓弧de的半徑r和圓弧對應(yīng)圓心角γ1可分別由下式計算：

γ1＝sin^-1(tanλ1·tanβ)

lpd＝ltanβ

loe＝(l-l4)tanβ

直線段ef在端點e與圓弧相切，所以其與水平方向的也為夾角γ1，其長度lef可由下式確定：

lef＝s1cosγ1

生成過渡段對應(yīng)的icc曲線fg，點f和g的確定方法如圖4所示，將直線段ef延長至h點，fh的長度為：

lfh＝leftr1

過點h做斜率為tan(γ2)直線段，交過點o的水平線與c點，γ2由下式計算：

γ2＝sin^-1(tanλ2·tanβ)

為求hc的長度，分別過點f、h做eh的垂線，交oc于點a、h′，需要說明的是，直線段oa即為步驟七中要求的流動捕獲管曲線，所以線段af滿足如下關(guān)系：

laf＝(l-l1-l4)tanβ

其中l(wèi)1表示第一后掠角對應(yīng)的機身長度，可由下式求得：

l1＝s1tanλ1

線段hh′的長度為：

lhh′＝(l-l1-l4)tanβ-lfhtanγ1

過點h做oc的垂線，交oc于點m，進一步可求線段hm的長度：

lmh＝lhh′cosγ1

線段hc的長度為：

線段hg的長度為：

lhg＝lhctr2

至此用曲線連接fg，在f點保證與線段ef相切，在g點保證與gc相切，只要曲線與線段fh和hg不再有除f和g之外的交點，即可保證曲線fg的二階導數(shù)連續(xù)。同時，由fg的生成方法可知，控制參數(shù)tr1和tr2控制了曲線fg的長度，也相當于控制了過渡段對應(yīng)機身寬度(線段ab的長度，bg⊥gc)。

第二后掠前緣對應(yīng)的線段gc長度為：

lgc＝lhc-lgc

至此，就得到了整個進氣捕獲曲線。

步驟十中的流動捕獲管曲線如圖3中的水平直段poabc所示，其中線段po對應(yīng)曲線頭部，長度為s4，線段oa對應(yīng)第一后掠前緣，長度為s1，bc對應(yīng)第二后掠前緣，長度為：

ab對應(yīng)過渡段，長度為：

lab＝lah′+lh′b

lh′b＝lmh′+lmc-lbc

lmh′＝lmhtanγ1

至此，可得整個流動捕獲管曲線，該曲線的長度即為機身寬度：

s＝lpo+s1+lab+lbc

lpo＝(r-lpd)tanγ1

步驟十一中的離散點如圖4中的“◇”所示，法線如圖4中的虛線所示；

步驟十二中的密切錐頂點的投影點如圖4中的“○”所示；

步驟十三中的密切錐頂點如圖5中的w點所示，該點為phd所在密切平面內(nèi)密切錐的頂點，該點位置可由pw線段的長度確定，pw線段的長度由激波角和pd線段的長度確定，計算公式如下：

其它密切平面內(nèi)的密切錐頂點均使用相同方法計算得到。

步驟十五中的體積效率采用如下定義：

其中sp為乘波體的平面面積。

具體實施如下：

設(shè)定飛行條件為：30公里高度，6馬赫的巡航馬赫數(shù)，設(shè)定機身長度為20米，在此條件下生成乘波體并說明其上表面的渦升力。

一、根據(jù)巡航馬赫數(shù)計算第一后掠角的上限為80.4°，本實例取第一后掠角為70°；

二、第二后掠角小于第一后掠角，本實例取第二后掠角為50°；

三、根據(jù)巡航馬赫數(shù)和后掠角確定激波角在9.6°到15°之間，本實例取12°；

四、曲線頭部對應(yīng)的機身長度取2米；

五、第一后掠角對應(yīng)機身寬度的上限為6.55米，本實例取4米；

五、控制過渡段的兩個參數(shù)都取為0.02；

六、確定進氣捕獲曲線，圓弧半徑為6.08米，γ1為35.73°，lef為3.25米，γ2為14.67°，lgc為4.53米，過渡段對應(yīng)曲線fg二階導數(shù)連續(xù)并且保證連接端點處一階導數(shù)連續(xù)，；

七、確定流動捕獲管曲線，直線段oc與水平線的夾角取0°，lpo長度為1.32米，loa長度為4.00米，lab長度為4.69米，lbc長度為0.71米；

八、對進氣捕獲曲線進行離散，獲得離散點，并由離散點確定密切平面，在每個密切平面內(nèi)確定密切錐頂點；

九、由taylor-maccoll方程求解來流馬赫數(shù)為6馬赫，激波角為12°的圓錐流場；

十、計算乘波體前緣曲線，由流動捕獲管和每個密切面內(nèi)的圓錐激波的交點組成；

十一、在每個密切平面內(nèi)，以計算得到的乘波體前緣曲線上的點為起點，分別在圓錐流場和自由流場中做流線追蹤，圓錐流場中的流線組成的流面即為乘波體的下表面，自由流場中的流線組成的流面即為乘波體的上表面，生成外形如圖1所示；

十二、估算乘波體的性能：升阻比為6.02，體積效率為0.1199；

十三、上表面渦升力驗證，使用計算流體力學工具在30公里，馬赫數(shù)6的情況下，分別計算攻角為0°、4°和6°攻角的乘波體流場，可以看出在4°時，上表面已經(jīng)存在明顯的低壓區(qū)，6°時這種低壓效應(yīng)更加明顯。

本發(fā)明并不局限于前述的具體實施方式。本發(fā)明擴展到任何在本說明書中披露的新特征或任何新的組合，以及披露的任一新的方法或過程的步驟或任何新的組合。