基于前缘线等激波强度尖头冯卡门曲线舵机鼓包设计方法

1.本发明涉及高超声速飞行器气动外形设计的技术领域，具体涉及一种基于前缘线等激波强度尖头冯卡门曲线舵机鼓包设计方法。


背景技术：

2.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、能在大气层和跨大气层中远程飞行的飞行器，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。
3.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。
4.乘波体作为飞行器机身时通常选取空气舵实现飞行器控制，空气舵安装在乘波体机身上时，为了控制空气舵与乘波体机身之间的缝隙热流从而避免舵轴烧蚀，满足舵机等结构件安装空间需求，并改善因为乘波体机身壁面附面层流动带来的空气舵舵效降低的问题，通常选择加装舵机鼓包方式来降低舵轴缝隙热流、提升舵机等结构件安装空间、改善空气舵舵效等问题。但与此同时，加装舵机鼓包会增加乘波体机身阻力，为了降低因为加装舵机鼓包而引起的乘波体机身阻力增加，需要对舵机鼓包进行整流设计，因此也将舵机鼓包称为舵机整流鼓包，并需要将舵机鼓包与乘波体机身进行一体化设计。
5.公开日为2021年1月8日，公开号为cn112199853a的发明专利申请公开了一种具有舵机鼓包的有翼导弹及其鼓包优化设计方法，该发明专利的舵机鼓包迎风面设计方法是将如图1所示的第一前缘线1、第二前缘线2、第三前缘线3和第四前缘线4组合生成第一侧面5，然后用相同的方法生成第二侧面6，第一侧面和第二侧面组成舵机鼓包迎风面：一方面，这种方法构建的舵机鼓包迎风面没有考虑纵向激波强度沿展向分布的设计问题，引起该鼓包纵向截面的激波强度从对称面向两侧逐渐增大，造成该鼓包在不同纵向截面气动力热载荷特性分布不均匀的问题；另一方面，这种方法采用幂次曲线或冯卡门曲线作为舵机鼓包前缘线，由于幂次曲线或冯卡门曲线的初始倾斜角度均是90度，这意味着用这些曲线设计生成的舵机鼓包迎风面初始压缩角度是90度，会产生激波脱体问题，以上两方面的问题不利于降低因为加装舵机鼓包带来的飞行器阻力增加问题。为了后文叙述方便，将公开日为2021年1月8日，公开号为cn112199853a的发明专利设计方法简称为原始舵机鼓包设计方法。


技术实现要素：

6.原始舵机鼓包设计方法没有考虑纵向激波强度沿横向分布的设计问题，引起该鼓包纵向截面的激波强度从对称面向两侧逐渐增大，造成该鼓包在不同纵向截面气动力热载荷特性分布不均匀的问题、另一方面原始舵机鼓包设计方法中的舵机鼓包迎风面初始压缩角度是90度、会产生激波脱体问题。针对原始舵机鼓包设计方法存在的上述缺陷，本发明的
目的是提供一种基于前缘线等激波强度尖头冯卡门曲线舵机鼓包设计方法。通过本发明能够生成一种各个纵向截面激波强度相同、力热载荷特性分布均匀、迎风面激波附体的舵机鼓包，并将舵机鼓包与乘波体机身进行一体化设计，从而进一步减小舵机鼓包与乘波体机身组合体的阻力。
7.为实现本发明的技术目的，采用以下技术方案：
8.基于前缘线等激波强度尖头冯卡门曲线舵机鼓包设计方法，包括以下步骤：
9.生成乘波体机身；
10.在满足舵机鼓包沿z方向的宽度约束条件下，设计鼓包迎风面前缘线水平投影型线，由鼓包迎风面前缘线水平投影型线得到一系列的鼓包迎风面前缘点，所有鼓包迎风面前缘点平滑连接构成鼓包迎风面前缘线；
11.在满足舵机鼓包沿y方向的高度约束条件下，设计鼓包迎风面后缘线所在水平截面的y方向坐标值；
12.给定鼓包迎风面纵向截面平均压缩角，在各个鼓包迎风面前缘点对应的纵向截面，根据鼓包迎风面纵向截面平均压缩角以及鼓包迎风面后缘线所在水平截面的y方向坐标值，求解各个鼓包迎风面前缘点对应的鼓包迎风面后缘点，所有鼓包迎风面后缘点平滑连接构成鼓包迎风面后缘线；
13.根据各个鼓包迎风面前缘点以及各个鼓包迎风面前缘点对应的鼓包迎风面后缘点，求解得到各个鼓包迎风面前缘点对应的纵向截面沿x方向和y方向的长度；
14.在各个鼓包迎风面前缘点对应的纵向截面，根据各个鼓包迎风面前缘点对应的纵向截面沿x方向和y方向的长度以及各个鼓包迎风面前缘点沿x方向和y方向坐标，得到各个鼓包迎风面前缘点对应的纵向截面冯卡门曲线方程；
15.给定鼓包迎风面纵向截面初始压缩角度δ0，将各个鼓包迎风面前缘点对应的纵向截面冯卡门曲线变为由直线段和冯卡门曲线共同构成的组合型线，即各个鼓包迎风面前缘点对应的纵向截面尖头冯卡门曲线；
16.以各个鼓包迎风面前缘点作为起始点，以各个鼓包迎风面前缘点对应的鼓包迎风面后缘点作为终止点，沿x方向利用各个鼓包迎风面前缘点对应的纵向截面冯卡门曲线方程分别生成一族离散点，各族离散点分别平滑连接构成鼓包迎风面流向型线；所有鼓包迎风面流向型线放样生成鼓包迎风面；
17.根据空气舵翼根长度、鼓包迎风面后缘点以及乘波体机身，确定鼓包上表面后缘线、鼓包上表面左侧轮廓线、鼓包上表面右侧轮廓线、鼓包左侧面下边缘轮廓线、成鼓包右侧面下边缘轮廓线、鼓包底面左侧轮廓线、鼓包底面右侧轮廓线、鼓包底面下边缘轮廓线，进而确定鼓包迎风面、鼓包上表面、鼓包左侧面、鼓包右侧面和鼓包底面，鼓包迎风面、鼓包上表面、鼓包左侧面、鼓包右侧面和鼓包底面共同组成舵机鼓包，舵机鼓包与乘波体机身共同组成一体化设计构型。
18.进一步地，本发明根据飞行器飞行条件和机身尺寸，利用吻切轴对称冯卡门乘波体设计方法，生成乘波体机身。其中飞行器飞行条件包括来流马赫数、来流静压和来流静温，机身尺寸包括机身长度和宽度。吻切轴对称冯卡门乘波体设计方法如来自公开日为2020年6月30日，公开号为cn109573092b的发明专利吻切轴对称冯卡门乘波体设计方法。
19.进一步地，本发明将鼓包迎风面前缘线水平投影型线从左至右进行均匀离散，得
到n1个鼓包迎风面前缘线水平投影型线离散点；将各鼓包迎风面前缘线水平投影型线离散点沿其纵向截面投影至乘波体机身上表面，得到n1个鼓包迎风面前缘点，n1个鼓包迎风面前缘点平滑连接构成鼓包迎风面前缘线。
20.进一步地，本发明所生成的乘波体机身是由一族离散点构成，乘波体机身划分为多个三角形网格单元，每一个三角形网格单元均由三个相邻离散点组成，其中乘波体机身上表面是由m个三角形网格单元构成。
21.鼓包迎风面前缘点的确定方法是：依次求解经过第i个鼓包迎风面前缘线水平投影型线离散点p
l,i
并与y轴平行的直线与乘波体机身上表面第j个三角形网格单元所在平面的交点p
c,j
，i＝1,2...n1，j＝1,2...m，并判断交点p
c,j
是否在乘波体机身上表面第j个三角形网格单元内部，直至判断交点p
c,j
是在乘波体机身上表面第j个三角形网格单元内部，该交点p
c,j
即为第i个鼓包迎风面前缘点。
22.进一步地，本发明在第i个鼓包迎风面前缘点对应的纵向截面，其中i＝1,2...n1，根据经过第i个鼓包迎风面前缘点且斜率为鼓包迎风面纵向截面平均压缩角正弦值的直线以及鼓包迎风面后缘线所在水平截面的y方向坐标值y
t
，求解得到第i个鼓包迎风面前缘点对应的鼓包迎风面后缘点x方向坐标值x
t,i
，从而得到第i个鼓包迎风面后缘点。
23.进一步地，本发明在第i个鼓包迎风面前缘点对应的纵向截面，根据第i个鼓包迎风面前缘点对应的纵向截面沿x方向和y方向的长度以及第i个鼓包迎风面前缘点沿x方向和y方向坐标，得到第i个纵向截面冯卡门曲线，第i个纵向截面冯卡门曲线方程如下：
[0024][0025]
其中，l
y,i
、l
x,i
分别是第i个鼓包迎风面前缘点对应的纵向截面沿x方向和y方向的长度，x
l,i
、y
l,i
分别是第i个鼓包迎风面前缘点其x方向和y方向坐标值，x∈[x
l,i
,x
t,i
]。
[0026]
进一步地，本发明第i个鼓包迎风面前缘点对应的纵向截面尖头冯卡门曲线通过以下方法获得：
[0027]
求解经过第i个鼓包迎风面前缘点p
l,i
′
且斜率为鼓包迎风面纵向截面初始压缩角度δ0正弦值的直线与第i个纵向截面冯卡门曲线的交点a
i
，交点a
i
的x方向坐标值为x
a,i
；
[0028]
在第i个纵向截面冯卡门曲线中，将x方向坐标值在[x
l,i
,x
a,i
]内的部分用直线段，x方向坐标值在[x
a,i
,x
t,i
]内的部分用冯卡门曲线，从而将第i个纵向截面冯卡门曲线变为由直线段和冯卡门曲线共同构成的组合型线，即第i个纵向截面尖头冯卡门曲线，第i个纵向截面尖头冯卡门曲线方程如下：
[0029][0030]
进一步地，本发明所述鼓包迎风面纵向截面初始压缩角度δ0的取值范围，满足以下要求：
[0031]
δ0的上限值是为了确保纵向截面尖头冯卡门曲线在来流马赫数ma条件下激波附体，δ0必须小于楔劈产生附体激波的最大楔角δ
m
，即δ0＜δ
m
；
[0032]
δ0的下限值为了为了确保经过鼓包迎风面第i个前缘点p
l,i
′
且斜率为纵向截面初始压缩角δ0正弦值的直线与第i个纵向截面冯卡门曲线存在交点a
i
，δ0必须大于鼓包迎风面纵向截面平均压缩角δ，即δ0＞δ。
[0033]
进一步地，本发明所述楔劈产生附体激波的最大楔角δ
m
通过以下方法求得：
[0034]
根据斜激波理论求解得到来流马赫数ma所对应的最大激波角β
m
，
[0035][0036]
其中，γ为比热容比。
[0037]
利用斜激波理论求解得到楔劈产生附体激波的最大楔角δ
m
，
[0038][0039]
进一步地，本发明根据空气舵翼根长度，设置鼓包上表面后缘横截面位置x＝x
t
，并在各个鼓包迎风面后缘点对应的纵向截面，将鼓包迎风面后缘点投影至鼓包上表面后缘横截面上，生成对应的鼓包上表面后缘点，所有鼓包上表面后缘点平滑连接构成鼓包上表面后缘线。
[0040]
进一步地，本发明中，位于最左侧的第1个鼓包迎风面后缘点与对应的第1个鼓包上表面后缘点连接而成的直线段作为鼓包上表面左侧轮廓线，位于最右侧的第n1个鼓包迎风面后缘点与对应的第n1个鼓包上表面后缘点连接而成的直线段作为鼓包上表面右侧轮廓线。
[0041]
进一步地，本发明中，将鼓包上表面左侧轮廓线等距离离散生成n3个离散点，称为鼓包上表面左侧轮廓点，将鼓包上表面右侧轮廓线等距离离散生成n3个离散点，称为鼓包上表面右侧轮廓点；
[0042]
将位于最左侧的第1条鼓包迎风面流向型线上的离散点以及鼓包上表面左侧轮廓点沿纵向截面投影至乘波体机身上表面，生成鼓包左侧面下边缘轮廓点，所有鼓包左侧面下边缘轮廓点平滑连接构成鼓包左侧面下边缘轮廓线；将位于最右侧的n1条鼓包迎风面流向型线上的离散点以及鼓包上表面右侧轮廓点沿纵向截面投影至乘波体机身上表面，生成鼓包右侧面下边缘轮廓点，所有鼓包右侧面下边缘轮廓点平滑连接构成鼓包右侧面下边缘轮廓线。
[0043]
将第n3个鼓包上表面左侧轮廓线与第n3个鼓包左侧面下边缘轮廓点连接而成的直线段作为鼓包底面左侧轮廓线，将第n3个鼓包上表面右侧轮廓点与第n3个鼓包右侧面下边缘轮廓点连接而成的直线段作为鼓包底面右侧轮廓线。
[0044]
将鼓包上表面后缘点沿横截面投影至乘波体机身上表面，生成鼓包底面下边缘轮廓点，所有鼓包底面下边缘轮廓点平滑连接构成鼓包底面下边缘轮廓线。
[0045]
鼓包迎风面后缘线、鼓包上表面左侧轮廓线、鼓包上表面右侧轮廓线、鼓包上表面后缘线组成的封闭平面作为鼓包上表面；最左侧的鼓包迎风面流向型线与鼓包上表面左侧轮廓线、鼓包左侧面下边缘线、鼓包底面左侧轮廓线组成的封闭平面作为鼓包左侧面；最右侧的鼓包迎风面流向型线与鼓包上表面右侧轮廓线、鼓包右侧面下边缘线、鼓包底面右侧
轮廓线组成的封闭平面作为鼓包右侧面；鼓包上表面后缘线、鼓包底面左侧轮廓线、鼓包底面右侧轮廓线、鼓包底面下边缘轮廓线组成的封闭平面作为鼓包底面。
[0046]
另一方面，本发明提供一种计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现以下步骤：
[0047]
生成乘波体机身；
[0048]
基于舵机鼓包沿z方向的宽度约束，设计鼓包迎风面前缘线水平投影型线，由鼓包迎风面前缘线水平投影型线得到一系列的鼓包迎风面前缘点，所有鼓包迎风面前缘点平滑连接构成鼓包迎风面前缘线；
[0049]
基于舵机鼓包沿y方向的高度约束，设计鼓包迎风面后缘线所在水平截面的y方向坐标值；
[0050]
给定鼓包迎风面纵向截面平均压缩角，在各个鼓包迎风面前缘点对应的纵向截面，根据鼓包迎风面纵向截面平均压缩角以及鼓包迎风面后缘线所在水平截面的y方向坐标值，求解各个鼓包迎风面前缘点对应的鼓包迎风面后缘点，所有鼓包迎风面后缘点平滑连接构成鼓包迎风面后缘线；
[0051]
根据各个鼓包迎风面前缘点以及各个鼓包迎风面前缘点对应的鼓包迎风面后缘点，求解得到各个鼓包迎风面前缘点对应的纵向截面沿x方向和y方向的长度；
[0052]
在各个鼓包迎风面前缘点对应的纵向截面，根据各个鼓包迎风面前缘点对应的纵向截面沿x方向和y方向的长度以及各个鼓包迎风面前缘点沿x方向和y方向坐标，得到各个鼓包迎风面前缘点对应的纵向截面冯卡门曲线方程；
[0053]
给定鼓包迎风面纵向截面初始压缩角度δ0，将各个鼓包迎风面前缘点对应的纵向截面冯卡门曲线变为由直线段和冯卡门曲线共同构成的组合型线，即各个鼓包迎风面前缘点对应的纵向截面尖头冯卡门曲线；
[0054]
以各个鼓包迎风面前缘点作为起始点，以各个鼓包迎风面前缘点对应的鼓包迎风面后缘点作为终止点，沿x方向利用各个鼓包迎风面前缘点对应的纵向截面冯卡门曲线方程分别生成一族离散点，各族离散点分别平滑连接构成鼓包迎风面流向型线；所有鼓包迎风面流向型线放样生成鼓包迎风面；
[0055]
根据空气舵翼根长度、鼓包迎风面后缘点以及乘波体机身，确定鼓包上表面后缘线、鼓包上表面左侧轮廓线、鼓包上表面右侧轮廓线、鼓包左侧面下边缘轮廓线、成鼓包右侧面下边缘轮廓线、鼓包底面左侧轮廓线、鼓包底面右侧轮廓线、鼓包底面下边缘轮廓线，进而确定鼓包迎风面、鼓包上表面、鼓包左侧面、鼓包右侧面和鼓包底面，鼓包迎风面、鼓包上表面、鼓包左侧面、鼓包右侧面和鼓包底面共同组成舵机鼓包，舵机鼓包与乘波体机身共同组成一体化设计构型。
[0056]
另一方面，本发明提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现以下步骤：
[0057]
生成乘波体机身；
[0058]
基于舵机鼓包沿z方向的宽度约束，设计鼓包迎风面前缘线水平投影型线，由鼓包迎风面前缘线水平投影型线得到一系列的鼓包迎风面前缘点，所有鼓包迎风面前缘点平滑连接构成鼓包迎风面前缘线；
[0059]
基于舵机鼓包沿y方向的高度约束，设计鼓包迎风面后缘线所在水平截面的y方向
坐标值；
[0060]
给定鼓包迎风面纵向截面平均压缩角，在各个鼓包迎风面前缘点对应的纵向截面，根据鼓包迎风面纵向截面平均压缩角以及鼓包迎风面后缘线所在水平截面的y方向坐标值，求解各个鼓包迎风面前缘点对应的鼓包迎风面后缘点，所有鼓包迎风面后缘点平滑连接构成鼓包迎风面后缘线；
[0061]
根据各个鼓包迎风面前缘点以及各个鼓包迎风面前缘点对应的鼓包迎风面后缘点，求解得到各个鼓包迎风面前缘点对应的纵向截面沿x方向和y方向的长度；
[0062]
在各个鼓包迎风面前缘点对应的纵向截面，根据各个鼓包迎风面前缘点对应的纵向截面沿x方向和y方向的长度以及各个鼓包迎风面前缘点沿x方向和y方向坐标，得到各个鼓包迎风面前缘点对应的纵向截面冯卡门曲线方程；
[0063]
给定鼓包迎风面纵向截面初始压缩角度δ0，将各个鼓包迎风面前缘点对应的纵向截面冯卡门曲线变为由直线段和冯卡门曲线共同构成的组合型线，即各个鼓包迎风面前缘点对应的纵向截面尖头冯卡门曲线；
[0064]
以各个鼓包迎风面前缘点作为起始点，以各个鼓包迎风面前缘点对应的鼓包迎风面后缘点作为终止点，沿x方向利用各个鼓包迎风面前缘点对应的纵向截面冯卡门曲线方程分别生成一族离散点，各族离散点分别平滑连接构成鼓包迎风面流向型线；所有鼓包迎风面流向型线放样生成鼓包迎风面；
[0065]
根据空气舵翼根长度、鼓包迎风面后缘点以及乘波体机身，确定鼓包上表面后缘线、鼓包上表面左侧轮廓线、鼓包上表面右侧轮廓线、鼓包左侧面下边缘轮廓线、成鼓包右侧面下边缘轮廓线、鼓包底面左侧轮廓线、鼓包底面右侧轮廓线、鼓包底面下边缘轮廓线，进而确定鼓包迎风面、鼓包上表面、鼓包左侧面、鼓包右侧面和鼓包底面，鼓包迎风面、鼓包上表面、鼓包左侧面、鼓包右侧面和鼓包底面共同组成舵机鼓包，舵机鼓包与乘波体机身共同组成一体化设计构型。
[0066]
相对于现有技术，本发明能够产生的技术效果是：本发明以鼓包前缘线水平投影型线作为设计输入，通过在鼓包迎风面各个纵向截面设置相同的平均压缩角，实现各个纵向截面激波强度相同的设计构想，即实现舵机鼓包迎风面纵向激波沿横向等激波强度设计。与此同时，选取尖头冯卡门曲线方程计算各条纵向截面流向型线，实现鼓包迎风面激波附体，从而减小气动阻力。
[0067]
本发明生成一种各个纵向截面激波强度相同、力热载荷特性分布均匀、迎风面激波附体的舵机鼓包，并将舵机鼓包与乘波体机身进行了一体化设计，从而进一步减小了舵机鼓包与乘波体机身组合体的阻力。
附图说明
[0068]
图1示出了原始舵机鼓包迎风面设计方法示意图；
[0069]
图2示出了飞行器飞行条件和机身尺寸；
[0070]
图3示出了乘波体机身等轴测视图及直角坐标系定义；
[0071]
图4示出了乘波体机身侧视图及直角坐标系定义；
[0072]
图5示出了乘波体机身俯视图及直角坐标系定义；
[0073]
图6示出了构成乘波体机身的一族离散点(即点云)、三角形网格单元及局部放大
图；
[0074]
图7示出了鼓包迎风面前缘线水平投影型线；
[0075]
图8示出了鼓包迎风面前缘线水平投影型线离散点；
[0076]
图9示出了将第i个鼓包迎风面前缘线水平投影型线离散点沿纵向截面投影至乘波体机身上表面的示意图；
[0077]
图10示出了鼓包迎风面前缘点的确定原理示意图；
[0078]
图11示出了鼓包迎风面前缘线与乘波体机身上表面三角形网格单元相交示意图；
[0079]
图12示出了由鼓包迎风面前缘线水平投影型线求解得到鼓包迎风面前缘线的示意图；
[0080]
图13示出了由第i个鼓包迎风面前缘点求解第i个鼓包迎风面后缘点的示意图；
[0081]
图14示出了第i个鼓包迎风面前缘点对应的纵向截面的示意图，该纵向截面是经过第i个鼓包迎风面前缘点并与xoy平面平行的平面；
[0082]
图15示出了鼓包迎风面流向型线与乘波体机身的示意图；
[0083]
图16示出了所有鼓包迎风面流向型线以及每条鼓包迎风面流向型线上的离散点的示意图；
[0084]
图17示出了由所有鼓包迎风面流向型线放样生成的鼓包迎风面；
[0085]
图18示出了生成鼓包上表面、鼓包左侧面、鼓包右侧面、鼓包底面的轮廓线的示意图；
[0086]
图19示出了由舵机鼓包与乘波体机身共同组成的一体化设计构型左后方视角图；
[0087]
图20示出了由舵机鼓包与乘波体机身共同组成的一体化设计构型右前方视角图；
[0088]
图21示出了舵机鼓包与乘波体机身一体化设计构型与空气舵组合在一起的飞行器构型；
[0089]
图22示出了本发明一实施案例中采用本发明方法得到的舵机鼓包与乘波体机身一体化设计构型在纵向对称面的数值模拟网格图；
[0090]
图23示出了本发明一实施案例中采用本发明方法得到的舵机鼓包与乘波体机身一体化设计构型在6个不同纵向截面的数值模拟结果，其中(a)代表z＝0mm纵向截面的数值模拟结果；(b)代表z＝10mm纵向截面的数值模拟结果；(c)代表z＝20mm的数值模拟结果；(d)表z＝30mm的数值模拟结果；(e)代表z＝40mm的数值模拟结果；(f)代表z＝50mm的数值模拟结果。
[0091]
图中标号：1表示原始舵机鼓包迎风面的第一前缘线；2表示原始舵机鼓包迎风面的第二前缘线；3表示原始舵机鼓包迎风面的第三前缘线；4表示原始舵机鼓包迎风面的第四前缘线；5表示原始舵机鼓包迎风面的第一侧面；6表示原始舵机鼓包迎风面的第二侧面；7表示机身长度；8表示机身宽度；9表示飞行条件，包括来流马赫数、来流静温和来流静温；x表示直角坐标系纵向方向坐标值；y表示直角坐标系法向方向坐标值；z表示直角坐标系横向方向坐标值；o表示直角坐标系坐标原点；10表示鼓包迎风面前缘线水平投影型线；11表示第i个鼓包迎风面前缘线水平投影型线离散点p
l,i
；12表示第i个鼓包迎风面前缘点p
l,i
′
；13表示经过第i个鼓包迎风面前缘线水平投影型线离散点p
l,i
并与y轴平行的直线；14表示乘波体机身上表面第j个三角形网格单元，它的三个顶点分别为1#离散点15、2#离散点16和3#离散点17；15表示乘波体机身上表面第j个三角形网格单元的1#离散点；16表示乘波体机
身上表面第j个三角形网格单元的2#离散点；17表示乘波体机身上表面第j个三角形网格单元的3#离散点；19表示鼓包迎风面纵向截面平均压缩角；20表示经过第i个鼓包迎风面前缘点且斜率为鼓包迎风面纵向截面平均压缩角正弦值的直线；21表示鼓包迎风面后缘线所在水平截面，且y＝y
t
；22表示第i个鼓包迎风面后缘点；23表示鼓包迎风面后缘线；24和25分别表示第i个鼓包迎风面前缘点x方向和y方向坐标值x
l,i
、y
l,i
；26表示第i个纵向截面冯卡门曲线；27表示鼓包迎风面纵向截面初始压缩角度δ0；28表示经过第i个鼓包迎风面前缘点p
l,i
′
且斜率为鼓包迎风面纵向截面初始压缩角度δ0正弦值的直线；29表示经过第i个鼓包迎风面前缘点p
l,i
′
且斜率为鼓包迎风面纵向截面初始压缩角度δ0正弦值的直线与第i个纵向截面冯卡门曲线的交点a
i
；30表示第i条鼓包迎风面流向型线，即第i条纵向截面尖头冯卡门曲线；31表示n1条鼓包迎风面流向型线；32表示鼓包上表面后缘横截面位置x＝x
t
；33表示鼓包迎风面第1个后缘点；34表示第1个鼓包上表面后缘点，它也表示第n3个鼓包上表面左侧轮廓点；35表示第n1个鼓包迎风面后缘点；36表示第n1个鼓包上表面后缘点，它也表示第n3个鼓包上表面右侧轮廓点；37表示第1个鼓包迎风面前缘点，它也表示第1个鼓包左侧面下边缘轮廓点；38表示第n3个鼓包左侧面下边缘轮廓点；39表示第n1个鼓包迎风面前缘点，它也表示第1个鼓包右侧面下边缘轮廓点；40表示第n3个鼓包右侧面下边缘轮廓点；41表示舵机鼓包；42表示乘波体机身；43表示空气舵。
具体实施方式
[0092]
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
[0093]
本发明提供一种基于前缘线等激波强度尖头冯卡门曲线舵机鼓包设计方法，包括以下步骤：
[0094]
s1，根据飞行器飞行条件和机身尺寸，利用吻切轴对称冯卡门乘波体设计方法，生成乘波体机身。
[0095]
如图2所示，飞行条件9包括来流马赫数、来流静压和来流静温，机身尺寸包括机身长度7和机身宽度8，吻切轴对称冯卡门乘波体设计方法来自公开日为2020年6月30日，公开号为cn109573092b的发明专利吻切轴对称冯卡门乘波体设计方法。
[0096]
本发明一实施例中s1中所生成的乘波体机身等轴测视图、侧视图、俯视图及直角坐标系定义如图3、图4和图5所示，图中x表示直角坐标系纵向方向坐标值；y表示直角坐标系法向方向坐标值；z表示直角坐标系横向方向坐标值；o表示直角坐标系坐标原点。
[0097]
s2，在满足舵机鼓包沿z方向的宽度约束条件下，设计鼓包迎风面前缘线水平投影型线10，由鼓包迎风面前缘线水平投影型线10得到一系列的鼓包迎风面前缘点，所有鼓包迎风面前缘点平滑连接构成鼓包迎风面前缘线。
[0098]
本发明一实施例中，如图6所示，所述乘波体机身是由一族离散点(即点云)构成，乘波体机身划分为多个三角形网格单元，每一个三角形网格单元均由三个相邻离散点组成，其中乘波体机身上表面是由m个三角形网格单元构成。如图6所示，乘波体机身上表面第j个三角形网格单元14，它的三个顶点分别为1#离散点15、2#离散点16和3#离散点17。
[0099]
如图7所示，根据舵机鼓包沿z方向的宽度约束条件，设计鼓包迎风面前缘线水平
投影型线10；如图8所示，将鼓包迎风面前缘线水平投影型线10进行均匀离散，离散得到为n1个鼓包迎风面前缘线水平投影型线离散点，11表示第i个鼓包迎风面前缘线水平投影型线离散点p
l,i
。
[0100]
如图9所示，将第i个鼓包迎风面前缘线水平投影型线离散点11沿其纵向截面投影至乘波体机身上表面，生成第i个鼓包迎风面前缘点12，用相同的方法生成n1个鼓包迎风面前缘点，n1个鼓包迎风面前缘点平滑连接构成鼓包迎风面前缘线。
[0101]
如图10所示，本发明一实施例中s2中，基于第i个鼓包迎风面前缘线水平投影型线离散点11，依次求解经过第i个鼓包迎风面前缘线水平投影型线离散点p
l,i
并与y轴平行的直线13与乘波体机身上表面第j个三角形网格单元14所在平面的交点p
c,j
，i＝1,2...n1，j＝1,2...m，并判断交点p
c,j
是否在乘波体机身上表面第j个三角形网格单元内部，直至判断交点p
c,j
是在乘波体机身上表面第j个三角形网格单元内部，该交点p
c,j
即为第i个鼓包迎风面前缘点12。
[0102]
参照图11和图12，图11示出了鼓包迎风面前缘线与乘波体机身上表面三角形网格单元相交示意图；图12示出了由鼓包迎风面前缘线水平投影型线求解得到鼓包迎风面前缘线的示意图。
[0103]
s3，在满足舵机鼓包沿y方向的高度约束条件下，设计鼓包迎风面后缘线所在水平截面的y方向坐标值y
t
。
[0104]
s4，给定鼓包迎风面纵向截面平均压缩角19，在各个鼓包迎风面前缘点对应的纵向截面，根据鼓包迎风面纵向截面平均压缩角以及鼓包迎风面后缘线所在水平截面21的y方向坐标值y
t
，求解各个鼓包迎风面前缘点对应的鼓包迎风面后缘点，所有鼓包迎风面后缘点平滑连接构成鼓包迎风面后缘线23。
[0105]
如图13所示，给定鼓包迎风面纵向截面平均压缩角δ，在第i个鼓包迎风面前缘点12对应的纵向截面，根据经过第i个鼓包迎风面前缘点且斜率为鼓包迎风面纵向截面平均压缩角正弦值的直线20以及鼓包迎风面后缘线所在水平截面21的y方向坐标值y
t
，求解得到第i个鼓包迎风面前缘点对应的鼓包迎风面后缘点即第i个鼓包迎风面后缘点22。
[0106]
s5，根据各个鼓包迎风面前缘点以及各个鼓包迎风面前缘点对应的鼓包迎风面后缘点，求解得到各个鼓包迎风面前缘点对应的纵向截面沿x方向和y方向的长度。
[0107]
如图14所示，根据第i个鼓包迎风面前缘点12的坐标值和第i个鼓包迎风面后缘点22的坐标值，求解得到第i个鼓包迎风面前缘点对应的纵向截面沿x方向和y方向的长度l
x,i
、l
y,i
。
[0108]
s6，在各个鼓包迎风面前缘点对应的纵向截面，根据各个鼓包迎风面前缘点对应的纵向截面沿x方向和y方向的长度以及各个鼓包迎风面前缘点沿x方向和y方向坐标，得到各个鼓包迎风面前缘点对应的纵向截面冯卡门曲线方程。
[0109]
本发明一实施例中s6通过以下方法实现：
[0110]
如图14所示，在第i个鼓包迎风面前缘点对应的纵向截面，根据第i个鼓包迎风面前缘点对应的纵向截面沿x方向和y方向的长度以及第i个鼓包迎风面前缘点沿x方向和y方向坐标，得到第i个纵向截面冯卡门曲线，第i个纵向截面冯卡门曲线方程如下：
[0111][0112]
其中，l
y,i
、l
x,i
分别是第i个鼓包迎风面前缘点对应的纵向截面沿x方向和y方向的长度，x
l,i
、y
l,i
分别是第i个鼓包迎风面前缘点其x方向和y方向坐标值，x∈[x
l,i
,x
t,i
]。图14中，24和25分别表示第i个鼓包迎风面前缘点x方向和y方向坐标值x
l,i
、y
l,i
；26表示第i个纵向截面冯卡门曲线。
[0113]
s7，给定鼓包迎风面纵向截面初始压缩角度27，将各个鼓包迎风面前缘点对应的纵向截面冯卡门曲线变为由直线段和冯卡门曲线共同构成的组合型线，即各个鼓包迎风面前缘点对应的纵向截面尖头冯卡门曲线。
[0114]
本发明一实施例中s7通过以下方法实现：
[0115]
为了解决第i个纵向截面冯卡门曲线激波脱体问题，需要对第i个纵向截面冯卡门曲线头部进行尖锐处理。如图14所示，求解经过第i个鼓包迎风面前缘点p
l,i
′
且斜率为鼓包迎风面纵向截面初始压缩角度δ0正弦值的直线28与第i个纵向截面冯卡门曲线的交点a
i
，交点a
i
的x方向坐标值为x
a,i
；图14中29表示经过第i个鼓包迎风面前缘点p
l,i
′
且斜率为鼓包迎风面纵向截面初始压缩角度δ0正弦值的直线与第i个纵向截面冯卡门曲线的交点a
i
。
[0116]
在第i个纵向截面冯卡门曲线中，将x方向坐标值在[x
l,i
,x
a,i
]内的部分用直线段，x方向坐标值在[x
a,i
,x
t,i
]内的部分用冯卡门曲线，从而将第i个纵向截面冯卡门曲线变为由直线段和冯卡门曲线共同构成的组合型线，即第i个纵向截面尖头冯卡门曲线，第i个纵向截面尖头冯卡门曲线方程如下：
[0117][0118]
本发明一实施例中所述鼓包迎风面纵向截面初始压缩角度δ0的取值范围，需要满足以下要求：
[0119]
δ0的上限值是为了确保纵向截面尖头冯卡门曲线在来流马赫数ma条件下激波附体，δ0必须小于楔劈产生附体激波的最大楔角δ
m
，即δ0＜δ
m
；
[0120]
δ0的下限值为了为了确保经过鼓包迎风面第i个前缘点p
l,i
′
且斜率为纵向截面初始压缩角δ0正弦值的直线与第i个纵向截面冯卡门曲线存在交点a
i
，δ0必须大于鼓包迎风面纵向截面平均压缩角δ，即δ0＞δ。
[0121]
本发明一实施例中楔劈产生附体激波的最大楔角δ
m
通过以下方法求得：
[0122]
根据斜激波理论求解得到来流马赫数ma所对应的最大激波角β
m
，
[0123][0124]
其中γ代表比热容比。
[0125]
利用斜激波理论求解得到楔劈产生附体激波的最大楔角δ
m
，
[0126][0127]
s8，以各个鼓包迎风面前缘点作为起始点，以各个鼓包迎风面前缘点对应的鼓包迎风面后缘点作为终止点，沿x方向利用各个鼓包迎风面前缘点对应的纵向截面冯卡门曲线方程分别生成一族离散点，各族离散点分别平滑连接构成鼓包迎风面流向型线；所有鼓包迎风面流向型线放样生成鼓包迎风面。
[0128]
参照图14，以第i个鼓包迎风面前缘点作为起始点，以第i个鼓包迎风面后缘点作为终止点，沿x方向利用第i个纵向截面尖头冯卡门曲线方程生成一族由n2个点组成的离散点，该族离散点平滑连接构成第i条鼓包迎风面流向型线30，即第i条纵向截面尖头冯卡门曲线。
[0129]
用相同的方法生成n1条鼓包迎风面流向型线31，如图15和图16所示。如图17所示，n1条鼓包迎风面流向型线31放样生成鼓包迎风面。
[0130]
s9，根据空气舵翼根长度、鼓包迎风面后缘点以及乘波体机身，确定鼓包上表面后缘线、鼓包上表面左侧轮廓线、鼓包上表面右侧轮廓线、鼓包左侧面下边缘轮廓线、成鼓包右侧面下边缘轮廓线、鼓包底面左侧轮廓线、鼓包底面右侧轮廓线、鼓包底面下边缘轮廓线，进而确定鼓包迎风面、鼓包上表面、鼓包左侧面、鼓包右侧面和鼓包底面，鼓包迎风面、鼓包上表面、鼓包左侧面、鼓包右侧面和鼓包底面共同组成舵机鼓包，舵机鼓包与乘波体机身共同组成一体化设计构型。本发明一实施例中s9通过以下步骤实现：
[0131]
s9.1，如图18所示，根据空气舵翼根长度，设置鼓包上表面后缘横截面位置32，该横截面x＝x
t
，并在各个鼓包迎风面后缘点对应的纵向截面，将鼓包迎风面后缘点投影至鼓包上表面后缘横截面上，生成鼓包上表面后缘点，所有鼓包上表面后缘点构成鼓包上表面后缘线。
[0132]
s9.2，第1个鼓包迎风面后缘点33与第1个鼓包上表面后缘点34组成的直线段作为鼓包上表面左侧轮廓线33
‑
34，第n1个鼓包迎风面后缘点35与第n1个鼓包上表面后缘点36组成的直线段作为鼓包上表面右侧轮廓线35
‑
36。
[0133]
s9.3，将鼓包上表面左侧轮廓线33
‑
34等距离生成n3个离散点，称为鼓包上表面左侧轮廓点，将鼓包上表面右侧轮廓线35
‑
36等距离生成n3个离散点，称为鼓包上表面右侧轮廓点。
[0134]
s9.4，将位于最左侧的第1条鼓包迎风面流向型线上的离散点以及鼓包上表面左侧轮廓点沿纵向截面投影至乘波体机身上表面，生成鼓包左侧面下边缘轮廓点，所有鼓包左侧面下边缘轮廓点平滑连接构成鼓包左侧面下边缘轮廓线37
‑
38；将位于最右侧的n1条鼓包迎风面流向型线上的离散点以及鼓包上表面右侧轮廓点沿纵向截面投影至乘波体机身上表面，生成鼓包右侧面下边缘轮廓点，所有鼓包右侧面下边缘轮廓点平滑连接构成鼓包右侧面下边缘轮廓线39
‑
40。图18中，37表示第1个鼓包迎风面前缘点，它也表示第1个鼓包左侧面下边缘轮廓点；38表示第n3个鼓包左侧面下边缘轮廓点；39表示第n1个鼓包迎风面前缘点，它也表示第1个鼓包右侧面下边缘轮廓点；40表示第n3个鼓包右侧面下边缘轮廓点。
[0135]
s9.5，将第n3个鼓包上表面左侧轮廓点34与第n3个鼓包左侧面下边缘轮廓点38组
成的直线段作为鼓包底面左侧轮廓线34
‑
38，将第n3个鼓包上表面右侧轮廓点36与第n3个鼓包右侧面下边缘轮廓点40组成的直线段作为鼓包底面右侧轮廓线36
‑
40。
[0136]
s9.6，将鼓包上表面后缘点沿横截面投影至乘波体机身上表面，生成鼓包底面下边缘轮廓点，所有鼓包底面下边缘轮廓点构成鼓包底面下边缘轮廓线38
‑
40。
[0137]
s9.7，将鼓包迎风面后缘线33
‑
35、鼓包上表面左侧轮廓线33
‑
34、鼓包上表面右侧轮廓线35
‑
36、鼓包上表面后缘线34
‑
36组成的封闭平面作为鼓包上表面，将第1条鼓包迎风面流向型线37
‑
33、鼓包上表面左侧轮廓线33
‑
34、鼓包左侧面下边缘线37
‑
38、鼓包底面左侧轮廓线34
‑
38组成的封闭平面作为鼓包左侧面；将第n1条鼓包迎风面流向型线39
‑
35、鼓包上表面右侧轮廓线35
‑
36、鼓包右侧面下边缘线39
‑
40、鼓包底面右侧轮廓线36
‑
40组成的封闭平面作为鼓包右侧面；将鼓包上表面后缘线34
‑
36、鼓包底面左侧轮廓线34
‑
38、鼓包底面右侧轮廓线36
‑
40、鼓包底面下边缘轮廓线38
‑
40组成的封闭平面作为鼓包底面。
[0138]
s9.8，鼓包迎风面、鼓包上表面、鼓包左侧面、鼓包右侧面、鼓包底面共同组成舵机鼓包，舵机鼓包与乘波体机身共同组成一体化设计构型。
[0139]
如图19和图20所示，鼓包迎风面、鼓包上表面、鼓包左侧面、鼓包右侧面、鼓包底面共同组成舵机鼓包，舵机鼓包41与乘波体机身42共同组成一体化设计构型；将空气舵43安装在鼓包上表面，舵机鼓包与乘波体机身一体化设计构型与空气舵43组合在一起的飞行器构型如图21所示。
[0140]
应用案例：本实施案例以来流马赫数10.0、来流静压1197.031pa和来流静温226.509k作为设计飞行条件，采用上述实施例提供的方法生成了基于前缘线等激波强度尖头冯卡门曲线舵机鼓包与乘波体机身一体化设计构型实施案例外形，并对本实施案例外形进行了数值模拟。
[0141]
图22示出了本实施案例舵机鼓包与乘波体机身一体化设计构型在纵向对称面的数值模拟网格，图23示出了本实施案例舵机鼓包与乘波体机身一体化设计构型在6个不同纵向截面的数值模拟结果，图中示出的参数为流场马赫数，其中(a)代表z＝0mm纵向截面的数值模拟结果；(b)代表z＝10mm纵向截面的数值模拟结果；(c)代表z＝20mm的数值模拟结果；(d)表z＝30mm的数值模拟结果；(e)代表z＝40mm的数值模拟结果；(f)代表z＝50mm的数值模拟结果。
[0142]
由图23可见，不同纵向截面的激波形态与流场结构基本相同，验证了本发明生成的舵机鼓包具有各个纵向截面激波强度相同、力热载荷特性分布均匀的特性，解决了原始舵机鼓包设计方法没有考虑纵向激波强度沿横向分布的设计问题。与此同时，不同纵向截面的激波均是附体激波，验证了本发明生成的舵机鼓包迎风面激波是附体的，解决了原始舵机鼓包迎风面激波脱体的问题。
[0143]
以上所述仅为本发明的优选的实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。