[发明专利]一种带过渡段的尖顶点双后掠密切锥乘波体

说明书

本发明公开一种带过渡段的尖顶点双后掠密切锥乘波体，所述乘波体的每一个前缘分别由两条直线段和连接直线段的过渡曲线组成，从尖点开始第一条直线段对应第一个后掠角，第二条直线段对应第二个后掠角，两个后掠角的角度在设计阶段可控，所述过渡曲线将两条直线段连接并使得一阶导数和二阶导数连续。这种乘波体能够有效利用其后掠效应在上表面产生与双三角翼类似的稳定分离涡，同时双后掠前缘扩大了乘波体的平面面积，能够更大程度的提高乘波体的升力，还无需降低体积效率；第二个后掠角角度小，与双三角翼效果类似，更有利于改善乘波体的低速性能；过渡段保证了两个后掠部分的前缘在几何上一阶导数连续。

技术领域

本发明涉及空气动力学领域，尤其是一种带过渡段的尖顶点双后掠密切锥乘波体。

背景技术

传统布局的飞行器在高超声速飞行时，最大升阻比与飞行马赫数存在以下关系：

其中M_∝为飞行马赫数。由上式可知，传统布局在高马赫数时，最大升阻比只能到4左右，即存在“升阻比屏障”。乘波体能够打破传统布局的“升阻比屏障”，对于乘波体布局的飞行器最大升阻比与飞行马赫数的关系为：

上式说明，乘波体布局在高马赫数时，最大升阻比可以达到6左右。乘波体之所以有如此好的升阻比特性是因为：该型飞行器在设计状态飞行时激波完全附着在前缘，就像是骑乘在激波面上飞行，也因此称为“乘波体”。这种流场中，下表面流动被附着激波限制没有向上表面泄露，而对于传统布局，这种上下表面的泄露可以导致多达25％的升力损失。虽然乘波体的生成与设计方法得到了深入研究，但是仍然存在如下问题：一、体积效率与升阻比相互矛盾，设计时必须予以权衡；二、上表面设计困难，设计为膨胀面可以提高气动性能但要降低体积效率，设计为压缩面能够提高体积效率但是会降低气动性能，目前一般设计为自由流面，对气动性能和体积效率均无贡献；三、非设计状态尤其是低速性能差，因为乘波体只能在设计状态乘波。

发明专利“一种后掠角可控的尖顶点密切锥乘波体”在保证体积效率不降低的情况下，利用后掠前缘在上表面产生稳定分离涡，从而提高乘波体在正攻角(非设计状态)时的升力，这种性能在低速和高速情况下均有效。但是由于这种外形的平面面积很小，其带来的升力增加是有限的，而且低速性能不好，阻力大，起飞着陆性能很差。参考双后掠机翼的设计思路，在单后掠基础上加上后掠角变小的外翼，既能增加平面面积，又能改善低速性能。鉴于此，本发明提出了一种带过渡段的尖顶点双后掠密切锥乘波体。

发明内容

本发明的目的是提出一种带过渡段的尖顶点双后掠密切锥乘波体，这种乘波体能够有效利用其后掠效应在上表面产生与双三角翼类似的稳定分离涡，同时双后掠前缘扩大了乘波体的平面面积，能够更大程度的提高乘波体的升力，还无需降低体积效率；第二个后掠角角度小，与双三角翼效果类似，更有利于改善乘波体的低速性能；过渡段保证了两个后掠部分的前缘在几何上一阶导数连续。

为实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种带过渡段的尖顶点双后掠密切锥乘波体，所述乘波体的每一个前缘分别由两条直线段和连接直线段的过渡曲线组成，从尖点开始第一条直线段对应第一个后掠角，第二条直线段对应第二个后掠角，两个后掠角的角度在设计阶段可控，所述过渡曲线将两条直线段连接并使得一阶导数和二阶导数连续。

一种带过渡段的尖顶点双后掠密切锥乘波体的生成方法，包括以下步骤：

步骤一、根据设计需要，给定巡航马赫数、飞行高度和机身长度；

步骤二、确定第一个后掠角，根据巡航马赫数确定乘波体后掠角的上限，然后根据设计需要选择一个合理的后掠角；

步骤三、确定第二个后掠角，该后掠角的值在第一个后掠角和零之间；