流场代替。据此分析，在激波强度相同的情况下，流场不仅可用密切锥形流场代替，也可直接由其他展向流动较小的流场代替。据此，设想存在这样的一系列流场，流动仍然发生在由当地激波曲线确定的密切平面里，流场中流线方向固定为波后流场起始点的流动方向。该流场不是锥形流，可看成是密切平面里的楔形流。由于此流场是对密切锥形流的近似，因此以此流场代替密切锥形流场描述给定截面形状的激波流场。当地密切平面内的楔形流(密切楔)由于给定了流线方向，因此可以很方便把乘波体下表面的物面迎角控制在高升阻比迎角区，可获得更高升阻比。并且，由于波后流场为超声速流场，小扰动不会向上游传播。因此尽管楔形流场参数与圆锥激波流场参数存在一定差别，由于波后起始点参数一致，下游流线上流场参数的改变并不会使起始点激波参数发生改变，基于直流线生成的乘波体可仍保持密切锥乘波体的乘波特性。
[0028]然后，对密切内锥乘波体设计方法进行延拓。尽管内锥激波流场流线方向趋向中心线方向变化，由于流管面积逐渐增大，因此流动是在不断膨胀的。到达奇线附近时，因马赫线穿过原点，与此时的极径方向重合，按照Euler方程性质，积分无法跨越特征线。奇线后流场在一定程度上不会影响已有内锥激波流场，只要不在流场中添加强扰动，即可随意构造奇线后流场。为了方便延拓密切内锥乘波体生成方法，本发明按照奇线边缘处流线切向方向构造奇线后流场，对密切内锥乘波体设计方法的积分区域进行延拓。
[0029]基于Sobieczky对三维流动的简化，密切锥过渡到密切楔，再过渡到密切内锥的过程比较平顺，可认为横向流动较弱，流动主要发生在密切平面内。任意曲率的复杂截面激波曲线可用一系列激波强度相等的当地密切锥/楔形流近似，并具有二阶精度。因此，在步骤I中对凹曲线、凸曲线和过渡段激波微段8分别采用改进的密切锥方法、延拓的密切内锥方法及密切楔方法进行近似，可以获得流场参数基本一致的波后流场，用以进行乘波体设
i+o
[0030]步骤2:给定乘波体上表面截面曲线5，沿自由来流流线4由乘波体上表面曲线离散点3向上游追踪，得到前缘点I ;由乘波体上表面截面曲线5向上游追踪，获得捕获流管曲面。以当地激波面微段7与捕获流管曲面的交线作为乘波体的前缘线微段2，连接各前缘线微段2即得到乘波体前缘曲线。
[0031]步骤3:根据来流马赫数、激波角确定波后流场，进而获得波后流线10。由乘波体前缘曲线上某一前缘点I开始，根据前缘线微段2所在位置锥形激波或楔形激波流场，向下游追踪波后流线10至所需乘波体底面位置，如图2，即得到该前缘点I对应的乘波体下表面后缘点11，连接各后缘点11即可得到乘波体下表面后缘曲线。由相邻两个前缘点I之间的前缘线微段2向下游追踪波后流线10，即得到相应的乘波体下表面微段。连接所有前缘线微段2向下游追踪得到的下表面微段，即得到乘波体下表面。
[0032]步骤4:从乘波体前缘曲线上某一前缘线微段2向下游追踪自由来流流线4，即得到乘波体上表面微段；连接所有前缘线微段2向下游追踪自由来流流线4得到的乘波体上表面微段，即形成乘波体上表面。若还有其它需求，则可根据需求设计上表面。
[0033]本发明提供的方法，首先对密切锥乘波体设计方法进行改进，并对密切内锥乘波体设计方法进行延拓，使得圆锥激波流场不仅可采用密切锥或密切内锥流场近似，还可采用密切楔流场近似，从而对任意曲率截面形状的激波，可将其划分为凹曲线段、凸曲线段及过渡段，分别采用密切锥楔流场近似，用以进行乘波体设计，提高其在大马赫数范围内的乘波特性。
[0034]实施例:设计马赫数Ma = 5.0，激波角β =14.3°。采用密切曲面乘波体设计了具有S型前缘的乘波体，这是传统方法所无法实现的。设计得到的乘波体俯视图如图3所示。图4给出了所设计乘波体升阻比随马赫数的变化曲线。图中可见，基于本发明提供的密切曲面方法设计的乘波体具有良好的升阻特性，无粘流最大升阻比达到8.85，粘性流中最大升阻比达到6.86。该飞行器在马赫数4-6范围内均具有较高的升阻比。
[0035]图5给出了设计状态时通过N-S方程数值模拟的流场等压线云图。图中可见，激波截面形状曲线类似S型，既有凹曲线部分也有凸曲线部分，高压气体很少外泄到飞行器上表面。
【主权项】
1.高超声速飞行器密切曲面乘波体设计方法，其特征在于:对任意曲率截面形状的激波，将其划分为凹曲线段、凸曲线段及过渡段，分别采用改进的密切锥方法、延拓的密切内锥方法及密切楔方法进行近似，获得流场参数一致的波后流场，用以进行乘波体设计； 所述的改进的密切锥方法是指，设想存在这样的一系列流场，流动仍然发生在由当地激波曲线确定的密切平面里，流场中流线方向固定为波后流场起始点的流动方向，该流场看成是密切平面里的楔形流； 所述的延拓的对密切内锥方法是指按照奇线边缘处流线切向方向构造奇线后流场，对密切内锥乘波体设计方法的积分区域进行延拓。2.根据权利要求1所述的高超声速飞行器密切曲面乘波体设计方法，其特征在于:包括以下步骤， 步骤1:给定某截面形状的激波截面曲线，并将激波截面曲线划分为若干激波微段；由激波微段的形状与当地曲率中心位置关系确定在所述激波微段的密切平面内，将采用何种流场近似；根据各流场近似方式，再由激波参数确定当地激波面微段； 步骤2:给定乘波体上表面截面曲线，沿自由来流流线由乘波体上表面曲线离散点向上游追踪，得到前缘点；由乘波体上表面截面曲线向上游追踪，获得捕获流管曲面；以当地激波面微段与捕获流管曲面的交线作为乘波体的前缘线微段，连接各前缘线微段即得到乘波体前缘曲线；沿自由来流流线向上游追踪，获得捕获流管曲面；以当地激波面与捕获流管曲面的交线作为乘波体的前缘线微段； 步骤3:由来流马赫数、激波角确定波后流场，由前缘线微段向下游追踪波后流线形成乘波体下表面； 步骤4:从乘波体前缘曲线上某一前缘线微段向下游追踪自由来流流线，即得到乘波体上表面微段；连接所有前缘线微段向下游追踪自由来流流线得到的乘波体上表面微段，即形成乘波体上表面。3.根据权利要求1所述的高超声速飞行器密切曲面乘波体设计方法，其特征在于:步骤3具体为:根据来流马赫数、激波角确定波后流场，进而获得波后流线；由乘波体前缘曲线上某一前缘点开始，根据前缘线微段所在位置锥形激波或楔形激波流场，向下游追踪波后流线至所需乘波体底面位置，即得到该前缘点对应的乘波体下表面后缘点，连接各后缘点即得到乘波体下表面后缘曲线；由相邻两个前缘点之间的前缘线微段向下游追踪波后流线，即得到相应的乘波体下表面微段；连接所有前缘线微段向下游追踪得到的下表面微段，即得到乘波体下表面。
【专利摘要】本发明公开了一种高超声速飞行器密切曲面乘波体设计方法，属于飞行器设计技术领域。本发明首先对密切锥乘波体设计方法进行改进，并对密切内锥乘波体设计方法进行延拓。基于Sobieczky对三维流动的简化，密切锥过渡到密切楔，再过渡到密切内锥的过程比较平顺，可认为横向流动较弱，流动主要发生在密切平面内。因此，对具有任意曲率的复杂截面激波曲线，可将其划分为凹曲线段、凸曲线段及过渡段，分别用一系列激波强度相等的当地密切锥/楔形流近似，所得波后流场具有二阶精度，可用以进行乘波体设计。本发明可利用任意曲率截面形状的激波进行设计，生成平面形状更加复杂的乘波体，提高其在大马赫数范围内的乘波特性。
【IPC分类】B64F5/00
【公开号】CN105173116
【申请号】
【发明人】蒋崇文, 高振勋, 李椿萱
【申请人】北京航空航天大学
【公开日】2015年12月23日
【申请日】2015年9月25日