一种基于弯曲激波理论反设计法的全三维乘波体

1.本实用新型涉及临近空间高超声速乘波体领域，尤其涉及一种基于弯曲激波理论反设计法的全三维乘波体。


背景技术：

2.临近空间飞行器的发展涉及国家安全与和平利用空间，是目前国际竞相争夺空间技术的焦点之一。以美国、俄罗斯为代表的世界强国都在大力推进各自的高超声速飞行研制计划(joseph,m.h,james s.m.richard c.m.,the x
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51a scramjet engine flight demonstration program,15
th aiaa international space planes and hypersonic systems and technologies conference,2008)。当气流穿过激波时，压力能够迅速上升。由于升力是表面压差的产物，压力跃变是超声速飞行器设计的巨大优势，因此，通过激波增压提供升力的超声速飞行器又被称为乘波体。乘波体将是未来长途旅行和太空探索的理想交通工具。1959年，nonweiler首先从一个典型的无粘二维基本流场中生成了乘波体(nonweiler,t.r.f.,“aerodynamic problems of manned space vehicles,”the aeronautical journal,vol.63,no.585,1959,pp.521
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528)。随着激波理论从二维发展到轴对称，乘波理论也从二维基本流场扩展到轴对称基本流场。1980年，rasmussen基于无粘高超声速小扰动理论，利用锥形流场设计了乘波体(rasmussen,and ford,m.p.,“waverider configurations derived from inclined circular and elliptic cones,”journal of spacecraft and rockets,vol.17,no.6,1980,pp.537
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545)。这种结构以锥形基本流场命名为锥导乘波器。此后，由于圆锥流的气动优势，许多研究者对圆锥流的乘波体进行了广泛的研究。但是由于设计方法的局限性，这种锥导乘波器产生的激波必须是轴对称的，这限制了乘波体的结构范围。因此，sobieczky在1995年提出了密切乘波体理论来设计具有广义激波的乘波体(jones,k.d.,sobieczky,h.,seebass,a.r.,and dougherty,f.c.,“waverider design for generalized shock geometries,”journal of spacecraft and rockets,vol.32,no.6,1995,pp.957
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963.)。其核心思想是将三维流动分解为一系列的二维或轴对称的吻切面流动。国内尤延铖等人在吻切乘波理论基础上首次提出了双乘波理论来整合内部和外部流动(li,y.q.,shi,c.g.,zheng,x.g.,and you,y.c.,“dual waverider to integrate external and internal flows,”journal of aircraft,2019.)。
3.虽然在高超声速乘波体研究领域，各项研究已经取得了显著的进展，部件性能也在不断提升。然而，迄今为止，即使吻切乘波体也仍旧采用轴对称基准流场，进而利用流线追踪技术获得对应型面。但是基于轴对称基准流场得到的三维乘波体不存在横向流动，仅有流向流动。目前，科研人员尚未发现有效的方法获得全三维基准流场，进而得到具有全三维流动的三维乘波体。而横向流动对飞行器性能提升有至关重要的作用。与此同时，科研人员普遍采用传统特征线法进行基准流场反设计，不仅编程复杂，而且稳定性差，限制了基本流场选择范围，进而减小了乘波体的几何构造范围。由此可见，目前制约高超声速乘波体性
能的问题之一是缺乏一种基于弯曲激波理论反设计法的全三维乘波体。


技术实现要素：

4.本实用新型的目的在于解决现有技术中的上述问题，提供一种基于弯曲激波理论反设计法的全三维乘波体。
5.为达到上述目的，本实用新型采用如下技术方案：
6.一种基于弯曲激波理论反设计法的全三维乘波体，所述全三维乘波体设有全三维乘波体下表面压缩型面、全三维乘波体上表面型面、全三维乘波体前缘捕获型线；所述全三维乘波体下表面压缩型面于全三维乘波体前缘捕获型线处进入全三维乘波体上表面型面。
7.所述全三维乘波体上表面型面构造为平面或凸面。
8.所述全三维乘波体下表面压缩型面为非轴对称曲面。
9.所述全三维乘波体呈左右对称布置。
10.相对于现有技术，本实用新型技术方案取得的有益效果是：
11.本实用新型同时兼顾三维乘波体横向流动与三维乘波体的高升阻比，并且实现已知激波的全三维流动反设计。所述全三维乘波体为全三维带横向流动的乘波体，增大升力的同时减小外流阻力；且横向流动可帮助低能流向两侧移动，高能流向中心汇聚，提高飞行器性能。此外，弯曲激波理论相较于传统特征线法计算效率更高，精度更高，获得的基本流场范围更广。全三维乘波体通过合理设计横向流动拓宽了三维乘波体的设计范围，从而进一步提高飞行器工作性能。
附图说明
12.图1为基于弯曲激波理论的全三维乘波体方案基准流场示意图。
13.图2为弯曲激波理论的求解示意图。
14.图3为基于弯曲激波理论的全三维乘波体方案仰视示意图。
15.图4为基于弯曲激波理论的全三维乘波体方案半剖结构示意图。
16.图5为基于弯曲激波理论的全三维乘波体方案总体结构示意图。
具体实施方式
17.为了使本实用新型所要解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚、明白，以下结合附图和实施例，对本实用新型做进一步详细说明。
18.如图3～5所示，本实施例由全三维乘波体下表面压缩型面9、全三维乘波体上表面型面11和全三维乘波体前缘捕获型线10组成；且三维乘波体能够实现外部乘波。全三维乘波体下表面压缩型面9于全三维乘波体前缘捕获型线10处进入全三维乘波体上表面压缩型面11。所述全三维乘波体上表面型面11构造为平面或凸面；全三维乘波体下表面压缩型面9为非轴对称曲面；全三维乘波体以对称面8呈左右对称布置。
19.如图1～5所示，本实施例全三维乘波体的设计方法，包括以下步骤：
20.1、根据设计要求指定全三维基准流场内全三维外流激波1，全三维外流激波1采用椭圆或其他非轴对称形状设计；其中，由于全三维基准流场的非轴对称性，不同参考平面6内的全三维外流激波1的型线并不相同，同理，待求解的不同参考平面6内的压缩型线2也不
相同。
21.2、将全三维外流激波1离散为一系列参考平面，根据全三维外流激波角、激波曲率以及波后参数，利用弯曲激波理论求解对应的全三维外压缩基本流场；
22.具体地，求解过程在不同参考平面6内进行，如图2所示，根据全三维外流激波1上离散点激波角、激波曲率以及波后参数和全三维基本流场中心线3，利用弯曲激波理论求解得到不同参考平面6内压缩型线7，将所有参考平面6内压缩型线7组合得到对应的全三维外压缩流场；
23.弯曲激波理论的控制方程如下所示：
[0024][0025][0026][0027][0028][0029][0030][0031]
其中，p为压力，δ为流动角，μ为马赫角，ρ为密度，v为流向速度，w为周向速度，γ为比热比，j为判断因子，s为流线，l为特征线，φ为周向角度，p为沿流线压力的导数，d为气流角沿流线的导数，y为笛卡尔坐标系内纵坐标，a为当地声速。
[0032]
3、设计全三维乘波体捕获型线并在步骤2的全三维外压缩基本流场中进行流线追踪得到高超声速全三维乘波体下表面压缩型面，所述型线采用椭圆曲线或二次曲线等非轴对称形状；
[0033]
具体地，首先在全三维外压缩流场内，利用结尾捕获型线5上每一点坐标(x，y)，求解得到不同参考平面6内有效流线4上每一点的三维坐标(x，y，z)，之后将有效流线4上每一点三维坐标组合得到压缩型线7。不同参考平面6内压缩型线7组合构成全三维乘波体下表面压缩型面9。
[0034]
4、以下表面压缩型面为基础对高超声速全三维乘波体进行几何构造：将乘波体上表面11构造为平面或凸面。获得在设计飞行状态下基于弯曲激波理论的全三维乘波体。为了保证飞行过程中力矩平衡，全三维乘波体以对称面8呈左右对称布置。
[0035]
本实用新型是基于弯曲激波理论设计的全三维乘波体，在保持三维乘波体高升阻
比优点的同时，实现三维乘波体外部全三维流动。通过合理设计全三维基准流场可以利用气流的三维横向流动提高乘波体的工作性能，进而增加飞行器的总体性能。此外，相较于传统特征线法，全三维基准流场拓宽乘波体设计范围，为飞行器构造匹配提供更多的选择。