[发明专利]一种组合前缘乘波体设计方法及组合前缘乘波体

说明书

技术领域

本发明涉及高超声速飞行器的高升力/高升阻比构型设计，尤其涉及一种组合前缘乘波体设计方法及组合前缘乘波体。

背景技术

新型高速飞行器构型设计是目前飞行器研制的热点问题。由于高速飞行条件下，飞行器的激波阻力和摩擦阻力急剧增加，导致所谓“升阻比屏障”的产生。这一问题也催生了诸多新概念构型的出现，乘波体构型就是其中之一。这种构型依据给定的流场，通过激波面切割和流线追踪的方式设计，在设计飞行条件下(给定马赫数、攻角等)，高速飞行时产生的弓形激波完全附着于飞行器的外沿，飞行器的上下表面没有流动泄露，这样，激波后的高压区完全被包裹于飞行器的下半部分，使飞行器获得大升阻比。因其飞行时好像乘在激波之上，故称为“乘波体”。这一构型在近年来，随着高超声速飞行器研究的升温而逐渐成为热点研究问题之一。

就设计方式而言，乘波体可主要分为基于给定流场的设计方法和密切锥/面设计方法。前者是在给定基准流场前提下，通过指定乘波体的前缘或后缘线，依据流线追踪方式获得其压缩面。后者则是将乘波体的压缩面分割为一系列二维密切面上的流线，在给定激波面形状下依据反设计方法生成。在现有的设计方法中，乘波体的定义均为指定其前缘或者后缘曲线，因而其设计灵活性受到较大限制，虽然通过前缘线的优化设计可以在一定程度上改善这一问题，但必须耗费大量的计算时间和人工。

实际中，高超声速飞行器的气动布局设计具有较多限制，例如，从减小阻力的角度出发，需要飞行器头部相对尖锐，再如，飞行器机翼尾部应尽可能保持平直，以便于控制舵面的安装。此外，飞行器的机长/翼展应符合一定的比例关系，使得飞行器可以在气动/控制等方面保持较优的性能。但目前的乘波体设计方法在上述方面的灵活性均较差。针对这一问题，本发明提出了一种组合前缘乘波体的设计方案，并给出了相应的设计方法。

发明内容

本发明实施例提供一种组合前缘乘波体设计方法及组合前缘乘波体，提出将乘波体外形分为机体/机翼两个部分，并进而分别采用前/后缘曲线定义的方法。从而有效改善乘波体的设计灵活性，并可获得更加贴近实际的外形。

一方面，本发明实施例提供了一种组合前缘乘波体设计方法，所述方法包括：

1)获取给定设计条件下的源流场及激波面；

2)确定组合前缘乘波体的机体长度，以及机翼长度/机体长度比例和翼展/机体长度比例数值；

3)给定乘波体的顶点，依据机翼长度/机体长度的比例关系确定点A的俯视位置，并投影至激波面，获得前缘线交点；

4)依据乘波体顶点和A点坐标，给定机体前缘线形状，从前缘线出发，沿来流方向逐点正向追踪流线，所有流线组成的流面构成机体下表面，同时，从A点出发沿流线追踪到源流场尾部获得尾缘线交点B；

5)依据翼展/机体长度的比例关系计算获得整个乘波体的宽度，依据此宽度获得乘波体翼端点与激波面的交点；

6)将交点B与第5)步获得的交点通过直线连接，获得机翼尾缘线，从机翼尾缘线出发，沿逆来流方向逐点向前追踪流线，直至与激波面相交，所有流线组成的流面构成机翼下表面，同时也获得机翼前缘线形状；

7)设计乘波体上表面，进而完成整个乘波体的设计。

另一方面，本发明实施例提供了一种组合前缘乘波体，所述乘波体的整个构型由机体和机翼两部分组成，机体顶点及其前缘线均位于激波面上，机体尾缘线依据所述前缘线获得，尾缘线末端位于所述激波面内部，机翼前缘线依据尾缘线定义，并与所述激波面相交，所述机体和机翼前缘线的交点位于所述激波面上，两部分前缘线在该点导数不连续。

上述技术方案具有如下有益效果：机翼下表面与激波面相交后形成翼前缘线，进而获得乘波体的组合前缘线采用该方法设计时，不但可以保证乘波体的特点，同时还具有长宽比例灵活可调及保证尾缘平直的优点，更加适用于实际飞行器的设计。机体下表面可采用给定前缘线的正流线追踪方法设计，机翼下表面可采用给定尾缘线的逆流线追踪方法设计。本发明主要应用范围为各类高超声速飞行器的构型设计，尤其适用于未来高超声速飞机或者滑翔类飞行器的设计。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例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本发明的一些实施例，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，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例组合前缘乘波体设计方法流程示意图；