[发明专利]基于密切锥理论的定平面乘波体设计方法

说明书

一种基于密切锥理论的定平面乘波体设计方法，步骤如下：(1)建立乘波体前缘后掠角λ与ICC、FCT之间的关系式(2)根据(1)中的关系式，指定乘波体的前缘为固定切角λ的直线，然后给出ICC或FCT中的一条，即δ₁或δ₂已知，求出δ₂或δ₁的分布，再利用传统的密切锥方法生成乘波体外形。

技术领域

本发明涉及高超声速飞行器布局气动设计领域，特别是乘波体布局形式。

背景技术

高升力超声速/高超声速外形一直是人类不懈的追求。根据高超声速无粘流动的双曲线特征，飞行器的气动性能可以在很大程度上得以提高，乘波体就是利用这一特性的典型外形。乘波体通过附着激波将高压气动分割在飞行器下表面阻止流动泄露，有效突破了高超声速飞行器的升阻屏障，具有很高的升阻比。经过几十年的发展，乘波体从早期的单一构型逐渐发展为具有不同特点的复杂构型，尤其是密切锥方法的提出，可以通过给定激波出口型线进行乘波体设计，具有更多特性的乘波体外形。

乘波体的工程应用目前仍然有诸多的限制，主要问题包括低速状态气动性能不好、纵向稳定性难以保证等。乘波体外形一般根据高超声速流场通过流线追踪得到，其生成曲面具有独特的特征，难以自由设计，但乘波体的平面形状可以通过设计曲线进行修改，而控制乘波体的平面形状是改善乘波体性能缺陷的有效途径。

发明内容

本发明的技术解决问题是：建立了密切锥乘波体设计方法中外形平面形状轮廓线与设计曲线之间的关系，通过微分方程组描述，可以指定乘波体的平面形状进行乘波体外形设计，提高了乘波体设计的灵活性，为改善其低速性能差、纵向稳定性不好等性能缺陷提供了新的思路。

本发明的技术解决方案是：一种基于密切锥理论的定平面乘波体设计方法，步骤如下：

(1)建立乘波体前缘后掠角λ与ICC、FCT之间的关系式

(2)根据(1)中的关系式，指定乘波体的前缘为固定切角λ的直线，然后给出ICC或FCT中的一条，即δ₁或δ₂已知，求出δ₂或δ₁的分布，再利用密切锥方法生成乘波体外形。

进一步的，所述步骤(1)中的关系式通过下述方式建立：

(1.1)假设每个密切平面中的锥形流动激波角β都相同，且锥形流或楔形流动中激波都是直线，计算FG的长度其中，G点为激波出口型线ICC上的任一点，F点为ICC上过G点的垂线与流动捕获管FCT的交点； L_local为在密切面FG内所生成的子乘波体的长度；

(1.2)定义过G点、F点两条切线的交点为H，得到几何关系式其中，δ₁和δ₂分别为直线GH、FH的斜率倾角，其正负号与ICC和FCT的当地切率一致；W_local为根据密切面FG所生成的子乘波体的宽度；

(1.3)根据上述(1.1)、(1.2)的关系式结合前缘后掠角的定义，建立乘波体前缘后掠角λ与ICC、FCT之间的关系式。

一种基于密切锥理论的定平面乘波体设计方法，步骤如下：

第一步，定义函数c(y),f(y)和p(y)分别表示激波出口型线ICC，流线追踪管 FCT和平面形状的轮廓线PLF；

第二步，根据激波出口型线ICC，流线追踪管FCT和平面形状的轮廓线PLF 的定义，分别得到c(y),f(y)和p(y)与δ₁和δ₂、乘波体前缘后掠角λ的关系式；令G点为激波出口型线ICC上的任一点，F点为ICC上过G点的垂线与流动捕获管FCT的交点；δ₁和δ₂分别ICC过G点、FCT过F点的切角；