[发明专利]宽速域全乘波飞行器变后掠伸缩气动布局设计方法

说明书

本发明提供一种宽速域全乘波飞行器变后掠伸缩气动布局设计方法，在全乘波飞行器上安装机翼，机翼为变后掠伸缩机翼。所述变后掠伸缩机翼能够通过伸缩改变其展长，而且能够通过转动来改变其后掠角。当飞行马赫数小于0.6时，机翼的前缘后掠角保持为0度，展长伸长；当飞行马赫数介于0.6至0.8时，机翼的前缘后掠角变为30度，展长缩短；当飞行马赫数介于0.8至2.0时，机翼的前缘后掠角变为60度，展长进一步缩短；当飞行马赫数大于2.0时，机翼全部缩进机身，气动布局变为高超声速巡航全乘波飞行器。宽速域全乘波飞行器变后掠伸缩气动布局在飞行马赫数0.3至2.0状态下的升阻比性能比原始全乘波飞行器的显著提高。

技术领域

本发明涉及高超声速飞行器气动外形设计技术领域，具体的涉及一种宽速域全乘波飞行器变后掠伸缩气动布局设计方法。

背景技术

高超声速飞行器是指飞行马赫数大于5、以吸气式发动机或其组合发动机为主要动力或者无动力，且能在大气层和跨大气层中远程飞行的飞行器。高超声速飞行器其应用形式包括高超声速巡航导弹、高超声速滑翔飞行器、高超声速有人/无人飞机、空天飞机和高超声速宽速域飞行器等多种飞行器。

高超声速飞行器气动外形主要有轴对称构型、升力体构型和乘波体构型三大类，其中，乘波体构型利用激波压缩原理(乘波原理)实现了在高超声速飞行条件下高升阻比的气动要求，从而使得乘波体成为高超声速飞行器的一种理想构型。

公开日为2016年07月14日，专利号为ZL201610552526.X的发明专利，公开了一种高超声速内外流一体化全乘波飞行器设计方法。为了后文叙述方便，将申请日为2016年07月14日，专利号为ZL201610552526.X的发明专利中公开的高超声速内外流一体化全乘波飞行器设计方法可以简称为原始全乘波飞行器设计方法。如图1所示，因为原始全乘波飞行器采用的是乘波设计理论，使得它在设计马赫数6飞行状态下升阻比性能较好，在接近设计马赫数6的马赫数3～6飞行状态下也较好，但其在马赫数0.3～2.0范围升阻比性能较差，即亚、跨、超声速升阻比性能较差，这限制了原始全乘波飞行器设计方法应用于宽速域飞行器设计时的飞行器亚、跨、超声速飞行性能。

发明内容

针对现有技术存在的缺陷，本发明提供一种宽速域全乘波飞行器变后掠伸缩气动布局设计方法，利用本发明提供的方法设计的宽速域全乘波飞行器能够有效提供飞行器在亚、跨、超声速飞行时的升阻比性能。

为实现上述技术目的，本发明的技术方案是：

一种宽速域全乘波飞行器变后掠伸缩气动布局设计方法，在全乘波飞行器上安装机翼，机翼为变后掠伸缩机翼，所述变后掠伸缩机翼能够通过伸缩改变其展长，而且能够通过转动来改变其后掠角；当飞行马赫数小于0.6时，机翼的前缘后掠角保持为0度，展长伸长，生成低亚声速飞行马赫数0.3～0.6状态下的气动构型；当飞行马赫数介于0.6至0.8时，机翼的前缘后掠角变为30度，展长缩短，生成高亚声速飞行马赫数0.6～0.8状态下的气动构型；当飞行马赫数介于0.8至2.0时，机翼的前缘后掠角变为60度，展长进一步缩短，生成跨声速和超声速飞行马赫数0.8～2.0状态下的气动构型；当飞行马赫数大于2.0时，机翼全部缩进机身，气动布局变为高超声速巡航全乘波飞行器。

进一步地，本发明利用高超声速内外流一体化全乘波飞行器设计方法生成全乘波飞行器。高超声速内外流一体化全乘波飞行器设计方法为本领域的公知技术，具体可参见“高超声速内外流一体化全乘波飞行器设计方法，丁峰，柳军等，专利号为ZL201610552526.X，申请日为2016年07月14日”。

机翼包括左侧机翼和右侧机翼，左侧机翼和右侧机翼轴对称设置在机身的左右两侧。左侧机翼和右侧机翼选取NACA6系翼型机翼。机翼在机身上的安装位置已知。在全乘波飞行器机身的高度方向上，确定机翼安装位置所在的水平截面距离机身最高点的距离H，确定全乘波飞行器在机翼安装位置处的机身宽度L₁。