[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

摘要

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，所述方法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。本发明实施例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。

主权项

一种组合前缘乘波体设计方法，其特征在于，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)给定机体顶点，依据机翼长度/机体长度的比例关系确定A点的俯视位置，并投影至激波面，获得前缘线交点，即机体前缘线和机翼前缘线的交点；4)依据机体顶点和A点坐标，给定机体前缘线形状，从机体前缘线出发，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机体尾缘线交点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。