一種等激波流場?變馬赫數(shù)寬速域乘波飛行器設(shè)計方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種等激波流場?變馬赫數(shù)寬速域乘波飛行器設(shè)計方法，涉及高超聲速飛行器的氣動外形設(shè)計技術(shù)領(lǐng)域，所針對的對象為高超聲速飛行器，速域范圍為Ma≥5。該設(shè)計方法基于特定的激波流場，得到不同馬赫數(shù)對應(yīng)條件下的物面角，進而采用流線追蹤方法得到變馬赫數(shù)乘波飛行器的后緣線?；诤喕F導(dǎo)乘波體設(shè)計理論，當(dāng)乘波體上緣線確定后，基于定激波流場的設(shè)計準(zhǔn)則，可以確定變馬赫數(shù)乘波飛行器的前緣線，然后采用流線追蹤法，在變圓錐面的基礎(chǔ)上，可以得到變馬赫數(shù)乘波飛行器的后緣線。在確定了上緣線、前緣線和后緣線后，將每條流線連接成一個整體面，即可得到乘波飛行器的上表面和下表面，從而完成飛行器的設(shè)計。
【專利說明】
一種等激波流場-變馬赫數(shù)寬速域乘波飛行器設(shè)計方法
技術(shù)領(lǐng)域
[0001] 本發(fā)明涉及高超聲速飛行器的氣動外形設(shè)計技術(shù)領(lǐng)域，特指一種等激波流場-變 馬赫數(shù)寬速域乘波飛行器設(shè)計方法，所針對的對象為高超聲速飛行器，速域范圍為Ma多5。
【背景技術(shù)】
[0002] 隨著航空航天技術(shù)的快速發(fā)展，飛行器的設(shè)計將面向速域更寬、空域更廣的方向 發(fā)展，尤其是高超聲速飛行器的氣動外形設(shè)計成為該領(lǐng)域的研究熱點之一。常規(guī)外形飛行 器在高超聲速條件下飛行時，由于外形的限制使其會遇到"升阻比屏障"（可參見Kuchemann D.The Aerodynamic Design of Aircraft[M] .London:Pergamon Press, 1978)，而乘波飛 行器的設(shè)計能很好地解決這一問題。在高超聲速條件下，乘波體能夠很好地將來流進行壓 縮，使高壓區(qū)完全保持在乘波體下表面，進而乘波飛行器上下表面形成較大的壓力差，使乘 波飛行器具有良好的氣動性能。然而，傳統(tǒng)乘波飛行器的設(shè)計均是在指定馬赫數(shù)下完成的， 因此在設(shè)計馬赫數(shù)下，乘波飛行器具有極好地氣動性能，而當(dāng)飛行馬赫數(shù)改變時，即在寬速 域飛行范圍內(nèi)，其氣動性能下降明顯，這將為飛行器的其他學(xué)科的設(shè)計提供了更大的不確 定性。因此，為了克服乘波飛行器在寬速域范圍內(nèi)氣動性能不穩(wěn)定缺陷，本發(fā)明提出了一種 "等激波流場-變馬赫數(shù)"寬速域乘波飛行器的設(shè)計方法，能夠更好地適應(yīng)和滿足寬速域范 圍的飛行條件，實現(xiàn)寬速域范圍內(nèi)乘波飛行器氣動性能較好且穩(wěn)定的目的。
[0003] 隨著飛行器氣動外形設(shè)計技術(shù)的發(fā)展，基于乘波飛行器設(shè)計理論提出了適合寬速 域飛行條件的一些創(chuàng)新方案。為了設(shè)計在低馬赫數(shù)與高馬赫數(shù)狀態(tài)下均具有良好氣動性能 的飛行器布局，王發(fā)民等人提出了"串聯(lián)"方式對寬速域乘波飛行器進行了研究，得到了適 合寬速域飛行的新型飛行器，其研究的速域范圍為Ma = 0_7(可參見：王發(fā)民，丁海河，雷麥 芳.乘波布局飛行器寬速域氣動特性與研究[J].中國科學(xué)E輯:技術(shù)科學(xué)，2009，39(11): 1828-1835)。李世斌等人也提出了 "串聯(lián)"寬速域飛行器的設(shè)計方案，并對比研究了"串聯(lián)" 寬速域飛行器的氣動性能，其核心設(shè)計內(nèi)容是針對連接段進行設(shè)計(可參見:Li Shi-bin， Luo Shi-bin,Huang Wei,et al. Influence of the connection section on the aerodynamic performance of the tandem waverider in a wide-speed range.Aerospace science and 七6(：]111〇1〇87,2013,30:50-65)。黃偉等人提出了"并聯(lián)"寬 速域飛行器的設(shè)計方法，采用"并聯(lián)"方式對高超聲速飛行器的氣動外形及其氣動性能進行 了研究，得到了適合在寬速域內(nèi)飛行的寬速域飛行器設(shè)計方案，使"并聯(lián)"寬速域飛行器在 寬速域范圍內(nèi)兼具良好的氣動性能，其研究的速域范圍為Ma = 4-12(可參見:Li Shi-bin， Huang Wei,Wang Zhen-guo,Lei Jing.Design and aerodynamic investigation of a parallel vehicle on a wide-speed range[J].Science China Information Sciences， 2014:57(12): 128201)。采用"串聯(lián)"方式，連接段的設(shè)計是設(shè)計的重點，需要人為地進行拼 接和組合，"可重復(fù)性"較差。而采用"并聯(lián)"方式，主要是針對前緣線進行設(shè)計和修形，在設(shè) 計過程中，需要進行大量的人為干預(yù)和操作，才能將不同設(shè)計馬赫數(shù)條件下得到的前緣線 進行拼接與組合，進而得到適合寬速域飛行條件的寬速域飛行器前緣，人為參與度更高， "可復(fù)現(xiàn)性"亦較差。為了克服這些缺陷，并且使設(shè)計的寬速域飛行器構(gòu)型具有良好的氣動 性能，本發(fā)明提出了一種適合寬速域飛行的變馬赫數(shù)乘波飛行器設(shè)計方法，即"等激波流 場-變馬赫數(shù)"寬速域乘波飛行器設(shè)計方法，能夠?qū)崿F(xiàn)寬速域飛行器設(shè)計的"可重復(fù)性"和 "可復(fù)現(xiàn)性"，實現(xiàn)在變馬赫數(shù)飛行條件下，高超聲速飛行器均具有良好乘波特性的目的。
[0004] 本發(fā)明的提出為高超聲速飛行器外形設(shè)計拓寬了思路，在寬速域乘波飛行器的設(shè) 計上提出新的概念與方案，能夠更好地適應(yīng)寬速域飛行條件，會對未來航空航天發(fā)展具有 重大影響，尤其是在可重復(fù)使用運載器領(lǐng)域。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 為了更好地解決乘波飛行器在寬速域范圍內(nèi)氣動性能不穩(wěn)定的缺陷，本發(fā)明提出 了變馬赫數(shù)寬速域乘波飛行器的設(shè)計思路，使其在寬速域范圍內(nèi)均具有乘波特性，使其氣 動性能更優(yōu)。本發(fā)明針對的設(shè)計速域為高超聲速，范圍為Ma多5。
[0006] 為了實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明的具體技術(shù)方案是：
[0007] -種"等激波流場-變馬赫數(shù)"寬速域乘波飛行器設(shè)計方法，其特征在于，該設(shè)計方 法基于特定的激波流場，得到不同馬赫數(shù)對應(yīng)條件下的物面角，進而采用流線追蹤方法得 到變馬赫數(shù)乘波飛行器的后緣線;采用簡化錐導(dǎo)乘波體設(shè)計理論，簡化錐導(dǎo)乘波體設(shè)計理 論為：假設(shè)氣流經(jīng)過激波面后，氣流方向直接轉(zhuǎn)變成與圓錐面平行的方向；當(dāng)來流馬赫數(shù) Maj經(jīng)過圓錐激波面OEj，來流方向轉(zhuǎn)變成與圓錐面平行，即流線BjC j與變馬赫數(shù)條件下的圓 錐面母線ODj平行;設(shè)OOc為圓錐的中心軸線，EF為圓錐激波流場的出口形線，、為乘波體上 緣線AF上任意一點，B j為乘波體前緣線BF上與Aj相對應(yīng)的點，Cj為乘波體后緣線CF上與Bj相 對應(yīng)的點，0。、~、0」、(^_在同一直線上；
[0008] 所述設(shè)計方法包括以下步驟：
[0009] 步驟一，確定變馬赫數(shù)乘波飛行器上緣線，上緣線形狀可以選取為任意曲線，上緣 線形狀不受限制；
[0010] 步驟二，確定圓錐流場，假設(shè)設(shè)計的寬馬赫數(shù)范圍為[Mamin，Mamax]，根據(jù)高超聲速
流動機理可知，激波角β滿足 即激波角應(yīng)該不小于馬赫角，據(jù)此確定激 ? 波流場；
[0011] 步驟三，確定變馬赫數(shù)乘波飛行器前緣線，基于定激波流場的設(shè)計準(zhǔn)則，可以確定 變馬赫數(shù)乘波飛行器的前緣線；當(dāng)上緣線AF確定后，在等激波角條件下，即激波流場不變， 由AF沿著流線逆方向延伸與圓錐激波面OEF相交于BF，即BF為"等激波流場-變馬赫數(shù)"寬速 域乘波飛行器的前緣線；
[0012] 步驟四，確定變馬赫數(shù)圓錐面，將乘波飛行器前緣線BF均分成j份，每個前緣線上 的點的坐標(biāo)為力(&,，'同時將設(shè)計的變馬赫數(shù)區(qū)間均分為j份，每個設(shè)計馬赫數(shù)Ma j* 別與前緣線I相對應(yīng)。根據(jù)圓錐激波角與圓錐角之間的關(guān)J
可以確定變馬赫數(shù)條件下，不同馬赫數(shù)對應(yīng)的圓錐物面角進而可以確定不同馬赫數(shù)條 件下的圓錐面，0?為不同馬赫數(shù)條件下的圓錐面母線;其中，γ為比熱比；
[0013] 步驟五，確定變馬赫數(shù)乘波飛行器后緣線，采用流線追蹤法，在變圓錐面的基礎(chǔ) 上，可以得到變馬赫數(shù)乘波飛行器的后緣線;將前緣線均分成j份，將每份按照不同的設(shè)計 馬赫數(shù)Ma j得到的不同圓錐面來進行流線追蹤，采用簡化錐導(dǎo)乘波體設(shè)計理論，得到乘波飛 行器的后緣線CF;
[0014] 步驟六，在確定了上緣線、前緣線和后緣線后，將每條流線連接成一個整體面，即 可得到乘波飛行器的上表面和下表面，至此，"等激波流場-變馬赫數(shù)"乘波飛行器的設(shè)計完 成。
[0015] 與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明的有益效果是：
[0016] "等激波流場-變馬赫數(shù)"寬速域乘波飛行器設(shè)計方法，能夠?qū)崿F(xiàn)寬速域飛行器設(shè) 計的"可重復(fù)性"和"可復(fù)現(xiàn)性"，實現(xiàn)在變馬赫數(shù)飛行條件下，高超聲速飛行器均具有良好 乘波特性的目的。
【附圖說明】
[0017] 圖1為"等激波流場-變馬赫數(shù)"寬速域乘波飛行器設(shè)計原理示意圖。
[0018] 圖中標(biāo)號表不：
[0019] 1為變馬赫數(shù)乘波飛行器上緣線AF;
[0020] 2為變馬赫數(shù)乘波飛行器前緣線BF;
[0021] 3為變馬赫數(shù)乘波飛行器后緣線CF;
[0022] 4為圓錐激波流場的出口形線EF;
[0023] 5為圓錐激波流場；
[0024] 6為不同馬赫數(shù)對應(yīng)的圓錐面；
[0025] OOc為圓錐的中心軸線；
[0026] OE為圓錐激波流場的母線；
[0027] Maj為來流馬赫數(shù)；
[0028] δ」為變馬赫數(shù)圓錐角；
[0029] β為圓錐激波角；
[0030] 0為圓錐中心點；
[0031] Oc為圓錐底面中心點；
[0032] Aj為上緣線上任意一點；
[0033] Bj為前緣線上與Aj相對應(yīng)的點；
[0034] Cj為不同馬赫數(shù)條件下；后緣線上與氏相對應(yīng)的點；
[0035] Ej為與Aj相對應(yīng)的激波底面上的點；
[0036] Dj為變馬赫數(shù)對應(yīng)的圓錐底面上與Ej相對應(yīng)的點；
[0037] 其中，Oc、Aj、Dj、Cj和Ej在同一直線上。
【具體實施方式】
[0038]本發(fā)明涉及高超聲速飛行器的氣動外形設(shè)計，具體涉及寬速域乘波飛行器的設(shè)計 方法，提出了"等激波流場-變馬赫數(shù)"寬速域乘波飛行器的設(shè)計思路，基于特定的激波流 場，得到不同馬赫數(shù)對應(yīng)的物面角，進而采用流線追蹤方法得到變馬赫數(shù)乘波飛行器的后 緣線。以簡化錐導(dǎo)乘波設(shè)計理論為例來具體介紹本發(fā)明的實施方式。在定圓錐激波流場的 基礎(chǔ)上，當(dāng)馬赫數(shù)改變時，圓錐面不斷改變，基于變圓錐面的設(shè)計方法，通過近似錐導(dǎo)乘波 體的生成原理來得到變馬赫數(shù)乘波飛行器的構(gòu)型。通過變馬赫數(shù)乘波飛行器的設(shè)計來得到 適合寬速域條件下飛行器的高超聲速飛行器。本發(fā)明實現(xiàn)了在變馬赫數(shù)情況下乘波飛行器 的設(shè)計方法，為寬速域飛行器設(shè)計提供了技術(shù)支持。此發(fā)明的核心是針對乘波飛行器上緣 線的形線進行設(shè)計，技術(shù)難點是乘波飛行器后緣線的生成，優(yōu)勢是前緣線容易生成及控制。 可以根據(jù)不同的形線設(shè)計來得到不同的變馬赫數(shù)乘波飛行器，用來滿足不同的氣動外形設(shè) 計任務(wù)。
[0039] 現(xiàn)結(jié)合說明書附圖對本發(fā)明進行詳細(xì)說明，一種"等激波流場-變馬赫數(shù)"寬速域 乘波飛行器設(shè)計方法。以簡化錐導(dǎo)乘波設(shè)計理論為例來說明此發(fā)明，簡化錐導(dǎo)乘波體設(shè)計 理論為:假設(shè)氣流經(jīng)過激波面后，氣流方向直接轉(zhuǎn)變成與圓錐面平行的方向；當(dāng)來流馬赫數(shù) Maj經(jīng)過圓錐激波面OEj，來流方向轉(zhuǎn)變成與圓錐面平行，即流線BjC j與變馬赫數(shù)條件下的圓 錐面母線ODj平行;設(shè)OOc為圓錐的中心軸線，EF為圓錐激波流場的出口形線，、為乘波體上 緣線AF上任意一點，B j為乘波體前緣線BF上與Aj相對應(yīng)的點，Cj為乘波體后緣線CF上與Bj相 對應(yīng)的點，0。、~、0」、(^_在同一直線上；
[0040] 所述設(shè)計方法包括以下步驟：
[0041 ]步驟一:如何確定變馬赫數(shù)乘波飛行器上緣線。
[0042] 本發(fā)明簡化了錐導(dǎo)乘波飛行器的設(shè)計思路，根據(jù)乘波體設(shè)計方法，當(dāng)上緣線確定 后，根據(jù)不同的設(shè)計狀態(tài)，乘波飛行器的外形將隨之確定。然而，本發(fā)明的設(shè)計方法并不受 上緣線形狀的限制，可以是任意形狀的上緣線，比如直線、二次曲線、高次曲線、折線或拋物 線等任意曲線。在此，以二次曲線作為變馬赫數(shù)乘波飛行器的上緣線為例來介紹本發(fā)明的 設(shè)計過程，上緣線方程如公式(1):
[0043] -
[0044] 其中，Ro為OcA的長度，Ao為二次曲線的系數(shù)。步驟二:如何確定圓錐流場。
[0045] 當(dāng)圓錐流場的激波角確定后，圓錐流場隨之確定。假設(shè)設(shè)計的寬馬赫數(shù)范圍為
[Mamin，Mamax]，根據(jù)高超聲速流動機理可知，激波角β應(yīng)該滿足：
即激波 角應(yīng)該不小于馬赫角，據(jù)此確定激波流場。其中，EF為變馬赫數(shù)乘波飛行器激波流場的出口 形線。
[0046] 步驟三:如何確定變馬赫數(shù)乘波飛行器前緣線。
[0047] 根據(jù)所要設(shè)計乘波飛行器的長度來確定圓錐流場的長度L，即00C，確定設(shè)計的圓 錐激波角β后，然后確定圓錐激波底面半徑R，其中R = LXtan(P)，進而確定圓錐激波流場， 如公式(2)所示。
[0048]
(2)
[0049] 聯(lián)合公式(1)和公式(2)求解可得變馬赫數(shù)乘波飛行器的前緣線BF。
[0050] 步驟四：如何確定變馬赫數(shù)圓錐面。
[0051 ]將乘波飛行器前緣線BF均分成j份，每個前緣線上的點的坐標(biāo)為^ (?,，，％)， 同時將設(shè)計的變馬赫數(shù)區(qū)間均分為j份，每個設(shè)計馬赫數(shù)Maj分別與前緣線叫相對應(yīng)。根據(jù)圓 錐激波角與圓錐角之間的關(guān)系，如公式(3)，可以確定變馬赫數(shù)條件下，不同馬赫數(shù)對應(yīng)的 圓錐物面角進而可以確定不同馬赫數(shù)條件下的圓錐面，OD j為不同馬赫數(shù)條件下的圓錐 面母線。
[0052] (3)
[0053] 其中，γ為比熱比，一般取常數(shù)1.4。
[0054]步驟五:如何確定變馬赫數(shù)乘波飛行器后緣線。
[0055] 采用流線追蹤方法得到變馬赫數(shù)乘波飛行器的后緣線。由OcAj所確定的直線與不 同馬赫數(shù)對應(yīng)的圓錐底面以及圓錐激波底面分別相交于D j點和^點?；诤喕F導(dǎo)乘波體 設(shè)計理論可知0WBA，同時00C//B^，因此，WQ~弓*根據(jù)相似三角形的幾 何關(guān)系可求得變馬赫數(shù)乘波飛行器后緣線上任意點Cj的坐標(biāo)Ur,，.v(v zc;)，其中(^與叫一一 對應(yīng)，將所有Cj連接起來構(gòu)成變馬赫數(shù)乘波飛行器后緣線CF。
[0056] 步驟六:如何確定變馬赫數(shù)乘波體外形。
[0057]將每條AjBj連拼接起來即可得到乘波飛行器的上表面，另外，將BjC j拼接起來即可 得到變馬赫數(shù)乘波飛行器的下表面，同時，將AjCj拼接起來即可得到變馬赫數(shù)乘波飛行器的 后端面。最后，將上表面、下表面及后端面沿XOZ平面鏡像即可得到整個乘波體構(gòu)型。
[0058]至此，"等激波流場-變馬赫數(shù)"寬速域乘波飛行器設(shè)計完成。
[0059] "等激波流場-變馬赫數(shù)"寬速域乘波飛行器的設(shè)計方法，不局限于馬赫數(shù)的變化 過程，沿前緣線從前往后，既可以從高馬赫數(shù)到低馬赫數(shù)，也可以從低馬赫數(shù)到高馬赫數(shù)。 在設(shè)計過程中，對上緣線AF的設(shè)計是"等圓錐流場-變馬赫數(shù)"寬速域乘波飛行器設(shè)計的重 點。
[0060] 本發(fā)明采用了簡化錐導(dǎo)乘波體設(shè)計理論來實現(xiàn)變馬赫數(shù)乘波飛行器的生成，但并 不僅僅局限于簡化錐導(dǎo)乘波體設(shè)計理論，也可通過錐導(dǎo)乘波體設(shè)計理論、吻切錐設(shè)計理論 以及其他乘波體生成方法來實現(xiàn)變馬赫數(shù)乘波飛行器的生成，雖然采用的方法不同，但設(shè) 計思路是通用的。
[0061] 以上實施例僅起到解釋本發(fā)明技術(shù)方案的作用，本發(fā)明所要求的保護范圍并不局 限于上述實施例所述的實現(xiàn)系統(tǒng)和具體實施步驟。因此，僅對上述實施例中具體的公式及 算法進行簡單替換，但其實質(zhì)內(nèi)容仍與本發(fā)明所述方法相一致的技術(shù)方案，均應(yīng)屬于本發(fā) 明的保護范圍。
【主權(quán)項】
1. 一種"等激波流場-變馬赫數(shù)"寬速域乘波飛行器設(shè)計方法，其特征在于，該設(shè)計方法 基于特定的激波流場，得到不同馬赫數(shù)對應(yīng)條件下的物面角，進而采用流線追蹤方法得到 變馬赫數(shù)乘波飛行器的后緣線;采用簡化錐導(dǎo)乘波體設(shè)計理論，簡化錐導(dǎo)乘波體設(shè)計理論 為:假設(shè)氣流經(jīng)過激波面后，氣流方向直接轉(zhuǎn)變成與圓錐面平行的方向；當(dāng)來流馬赫數(shù)Maj 經(jīng)過圓錐激波面OEp來流方向轉(zhuǎn)變成與圓錐面平行，即流線叫Q與變馬赫數(shù)條件下的圓錐 面母線平行;設(shè)OOc為圓錐的中心軸線，EF為圓錐激波流場的出口形線，、為乘波體上緣 線AF上任意一點，Bj為乘波體前緣線BF上與Aj相對應(yīng)的點，Cj為乘波體后緣線CF上與Bj相對 應(yīng)的點，0。、~、0」、(^_在同一直線上； 所述設(shè)計方法包括以下步驟： 步驟一，確定變馬赫數(shù)乘波飛行器上緣線，上緣線形狀可以選取為任意曲線，上緣線形 狀不受限制； 步驟二，確定圓錐流場，假設(shè)設(shè)計的寬馬赫數(shù)范圍為[Mamin，Mamax]，根據(jù)高超聲速流動 機理可知，激波角0滿足：，即激波角應(yīng)該不小于馬赫角，據(jù)此確定激波流 場； 步驟三，確定變馬赫數(shù)乘波飛行器前緣線，基于定激波流場的設(shè)計準(zhǔn)則，可以確定變馬 赫數(shù)乘波飛行器的前緣線；當(dāng)上緣線AF確定后，在等激波角條件下，即激波流場不變，由AF 沿著流線逆方向延伸與圓錐激波面0EF相交于BF，即BF為"等激波流場-變馬赫數(shù)"寬速域乘 波飛行器的前緣線； 步驟四，確定變馬赫數(shù)圓錐面，將乘波飛行器前緣線BF均分成j份，每個前緣線上的點 的坐標(biāo)為巧C、，心'同時將設(shè)計的變馬赫數(shù)區(qū)間均分為j份，每個設(shè)計馬赫數(shù)Maj分別 與前緣線叫相對應(yīng);根據(jù)圓錐激波角與圓錐角之間的關(guān)系可以確定變馬赫數(shù)條件下，不同馬赫數(shù)對應(yīng)的圓錐物面角進而可以確定不同馬赫數(shù)條 件下的圓錐面，〇仏為不同馬赫數(shù)條件下的圓錐面母線;其中，Y為比熱比； 步驟五，確定變馬赫數(shù)乘波飛行器后緣線，采用流線追蹤法，在變圓錐面的基礎(chǔ)上，可 以得到變馬赫數(shù)乘波飛行器的后緣線;將前緣線均分成j份，將每份按照不同的設(shè)計馬赫數(shù) Maj得到的不同圓錐面來進行流線追蹤，采用簡化錐導(dǎo)乘波體設(shè)計理論，得到乘波飛行器的 后緣線CF; 步驟六，在確定了上緣線、前緣線和后緣線后，將每條流線連接成一個整體面，即可得 到乘波飛行器的上表面和下表面，至此，"等激波流場-變馬赫數(shù)"寬速域乘波飛行器的設(shè)計 完成。
【文檔編號】B64F5/00GK106043738SQ201610492746
【公開日】2016年10月26日
【申請日】2016年6月29日
【發(fā)明人】黃偉, 李世斌, 王振國, 李埌全, 顏力
【申請人】中國人民解放軍國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)