[发明专利]一种高超声速双锥类乘波滑翔飞行器及气动外形设计方法

说明书

本发明公开了一种高超声速双锥类乘波滑翔飞行器及气动外形设计方法。气动外形包括双锥上下表面、双锥轮廓、上下机体之间的圆角过渡以及控制舵的布置。双锥的上下表面型线为CST曲线、指数函数的叠加，双锥轮廓线为指数函数，上下表面型线间的圆角曲线为圆的标准方程的变换，舵面型线为CST曲线、圆的标准方程与一次函数的叠加。本发明设计方法得到的气动外形具备真实飞行器气动布局典型特征，适合在临近空间以高马赫数进行飞行，控制舵可收缩在双锥内，需要时弹出，增大在高空极高速飞行下的稳定性。整个气动外形可完全用数学表达式解析描述，能够根据设计要求方便快捷地变换飞行器外形，满足飞行器优化设计对气动外形的迭代需求。

技术领域

本发明涉及的是一种高超声速双锥类乘波滑翔飞行器及气动外形设计方法，属于飞行器优化设计技术领域。

背景技术

高超声速滑翔飞行器在利用助推火箭达到高空后，在高空以极高速进行无动力滑翔飞行，滑翔飞行期间主要依靠气动升力克服自身重力飞行，因此要求飞行器具有良好的气动外形使其能实现远距离平稳飞行。优化飞行器外形进行气动设计时，需对气动外形进行迭代设计，为方便快捷地变换飞行器外形，需要对飞行器进行参数化建模，且建模所选参数需具有一定物理意义，使优化所得外形更接近实际需求。此外，传统单锥滑翔飞行器在高空极高速飞行时，气动性能明显下降，为使高超声速飞行器在高空高马赫数滑翔飞行时同样具有良好的气动性能，需要探索新的气动外形形式。

发明内容

为解决上述问题，本发明提供了一种高超声速双锥类乘波滑翔飞行器及气动外形设计方法。根据本发明提供的设计方法得到的气动外形具备真实飞行器气动布局的典型特征，在临近空间以高马赫数飞行时具备类乘波特性，上表面压力低于来流压力，下表面压力高于来流压力，上下表面压差较大使飞行器具有较高的升阻比。边缘通过圆角钝化降低热流，缓解防热难度。在高空飞行至一定高度时控制舵弹出，对飞行器进行控制，增大飞行器在高空极高速飞行下的稳定性。同时，整个气动布局可以完全用数学表达式解析描述，表达式中各变量均具备相应物理含义，能够根据设计要求方便快捷地变换飞行器外形，满足优化设计中对气动外形的迭代需求。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：

一种高超声速双锥类乘波滑翔飞行器，气动外形包括双锥上下表面、双锥轮廓、上下机体之间的圆角过渡以及控制舵、圆角以及控制舵与上表面、圆角间的光滑过渡；控制舵共有三个，可收缩在双锥内，弹出时一个位于双锥上表面，另两个位于圆角上；所述双锥上下表面型线均为CST(Class function/Shape function Transformation,基于类型函数/形状函数变换技术)曲线、指数函数的叠加，双锥轮廓线为指数函数，上下表面型线间的圆角曲线为圆的标准方程的变换，舵面型线为CST曲线、圆的标准方程与一次函数的叠加。

所述的双锥分成第一锥、第二锥两部分，第一锥到第二锥的变换通过改变上、下半锥角实现；每一锥都被分成多个截面，每个截面通过上下表面型线描述；上下表面型线通过第一锥上半锥角、第一锥下半锥角、第二锥上半锥角、第二锥下半锥角、第一锥长度、第二锥长度、上表面型线控制参数、下表面型线控制参数、双锥轮廓曲线控制参数、圆角半径、底面宽度十一个变量组成的函数表达式表示；所述第一锥上下表面型线上的点的坐标表达式为：

其中，i为截面的标号，l_i为第i个截面与端头之间的法向距离，L₁为第一锥长度，W_i为第i个截面的最大宽度，“up”对应上表面，简写为u，“down”对应下表面，简写为l，N_u、N_d为上下表面型线控制参数，R_i为第i个截面处的圆角半径，为第i个截面的上、下表面型线高度，的表达式为：

其中，分别为第一锥上半锥角、下半锥角；