一种“等物面?变马赫数”宽速域乘波飞行器设计方法
【专利摘要】本发明公开了一种“等物面?变马赫数”宽速域乘波飞行器设计方法，其涉及宽速域飞行器的气动外形设计技术领域，其适用于多种乘波飞行器的设计原理，假设气流经过激波面后，气流方向直接转变成与物面平行的方向，在确定上缘线后，由上缘线可以求得变马赫数激波流场情况下的乘波飞行器前缘线；采用流线追踪方法得到与前缘线相对应的后缘线；基于上缘线、前缘线和后缘线来确定“等物面?变马赫数”宽速域乘波飞行器构型。通过变马赫数乘波飞行器的设计方法，解决乘波飞行器在宽速域范围内气动性能不稳定的缺陷，实现在宽速域范围内均具有良好乘波特性的气动外形设计，进而使其在宽速域范围内的气动性能均保持在良好气动性能。
【专利说明】
一种"等物面-变马赫数"宽速域乘波飞行器设计方法
技术领域
[0001] 本发明涉及宽速域飞行器的气动外形设计技术领域，具体涉及一种"等物面-变马 赫数"宽速域乘波飞行器设计方法，其所针对的对象为高超声速飞行器，速域范围为Ma多3。
【背景技术】
[0002] 随着航空航天技术的发展，追求更高速度的高超声速飞行器外形设计已成为广大 研究学者的目标。高超声速飞行器将面向速域更宽、空域更广的方向发展。而当常规飞行器 在高超声速条件下飞行时，由于外形的限制使其会遇到"升阻比屏障"（可参见Kuchemann D.The Aerodynamic Design of Aircraft[M] .London:Pergamon Press, 1978)，为了更好 地解决这一问题，乘波飞行器的设计受到广大学者的青睐。乘波飞行器能够很好地实现高 超声速飞行过程中的良好气动性能，而特定的乘波飞行器针对的设计马赫数是特定的，在 宽速域范围内其气动性能下降明显。因此，为了克服乘波飞行器在宽速域范围内气动性能 不稳定的缺陷，本发明设计了一种变马赫数条件下的乘波飞行器，能够更好地适应和满足 宽速域内飞行任务要求，实现其在宽速域范围内气动性能均较好的目的。
[0003] 近年来，关于适合宽速域条件的飞行器设计的一些方案已经被提出，并且根据宽 速域飞行器的设计思路主要包括"串联"与"并联"两种主要方案。王发民等人采用"串联"方 式对宽速域乘波飞行器进行了研究，设计了在低马赫数与高马赫数状态下均具有良好气动 性能的飞行器布局，其研究的速域范围为Ma = 0_7(可参见:王发民，丁海河，雷麦芳.乘波布 局飞行器宽速域气动特性与研究[J].中国科学E辑:技术科学2009; 39( 11): 1828-35)。黄伟 等人采用"并联"方式对宽速域飞行器气动外形进行了研究，提出了"并联"宽速域飞行器 的设计方案，设计了在宽速域内兼具良好气动性能的高超声速飞行器，其研究的速域范围 为Ma = 4-12,并申请了国防专利（可参见：一种宽速域飞行器气动外形设计方法[P].申请 号：201218008337.9)。但在采用两种设计方法进行乘波体生成的过程中，大量的工作需要 人为的参与，即人为参与度高，可重复性较差。为了克服宽速域飞行器设计过程中可重复性 差的缺点，并且使设计的飞行器构型能够更好地适应宽速域飞行条件，本发明提出了一种 "等物面-变马赫数"乘波飞行器的设计方法，能够实现宽速域飞行器设计过程中的"可重复 性"和"可复现性"，实现了在变马赫数飞行条件下，宽速域飞行器均具有较好乘波特性的目 的。
[0004] 本发明的提出为高超声速飞行器外形设计拓宽了思路，拓宽了飞行器设计的速域 范围，在宽速域飞行器的设计上提出新的概念与方案，会对未来航空航天发展具有重大影 响，尤其是在可重复使用运载器领域。
【发明内容】
[0005] 为了适应宽速域的飞行状态，且使飞行器在宽速域范围内具有良好气动性能，更 好地解决乘波飞行器在宽速域范围内气动性能不稳定的缺陷，本发明提出了变马赫数乘波 飞行器的设计思路，使其在宽速域范围内均具有乘波特性，使其整体性能最优。本发明针对 的设计速域为高超声速宽速域，范围为Ma多3。
[0006] 为了实现本发明的目的，本发明的具体技术方案是:一种"等物面-变马赫数"宽速 域乘波飞行器设计方法，其适用于多种乘波飞行器的设计原理;假设气流经过激波面后，气 流方向直接转变成与物面平行的方向，所述设计方法具体步骤如下：
[0007] (1)确定上缘线，所述上缘线可以为任意曲线；
[0008] (2)在确定上缘线后，由上缘线可以求得变马赫数激波流场情况下的乘波飞行器 前缘线;将上缘线AF均分成j份，每个点、的坐标为( XAj，yAj，0);以等物面为前提，故物面角δ 保持不变，根据不同设计马赫数可以得到不同马赫数对应的激波角仏，然后确定不同马赫 数对应的激波流场;将设计的变马赫数区间均分为j份，每个设计马赫数Ma j分别与上缘线Aj 相对应，将每个Aj点沿来流逆方向追踪，分别可得与不同激波流场上的前缘线的点Bj，坐标 为(?,，将所有叫连接起来即可得到变马赫数乘波飞行器的前缘线；
[0009] (3)采用流线追踪方法得到与前缘线相对应的后缘线;针对变马赫数前缘线上的 点I，在与对应的激波流场里进行流线追踪，流线与流场出口面相较于C j点，将所有Cj点 连接起来即可构成后缘线；
[0010] (4)基于上缘线、前缘线和后缘线来确定"等物面-变马赫数"宽速域乘波飞行器构 型。
[0011] 与现有技术相比，本发明的有益效果是:通过变马赫数乘波飞行器的设计方法，实 现在宽速域范围内均具有良好乘波特性的气动外形设计，进而使其在宽速域范围内的气动 性能均保持在良好气动性能。
【附图说明】
[0012] 图1为简化锥导乘波体生成原理示意图；
[0013] 图2为"等物面角-变马赫数"宽速域乘波飞行器设计原理示意图；
[0014] 图3为"等物面角-变马赫数"宽速域乘波飞行器模型；
[0015]图4为"等物面角-变马赫数"宽速域乘波飞行器三视图；
[0016] 其中，图中：
[0017] 1为圆锥面母线；
[0018] 2为变马赫数激波面；
[0019] 3为乘波体上端面形线；
[0020] 4为乘波体下端面形线；
[0021] Maj为来流马赫数；
[0022] δ为圆锥角；
[0023]氏为变马赫数激波角；
[0024] 0为圆锥中心点；
[0025] Oc为圆锥底面中心点；
[0026] Aj为上缘线上任意一点；
[0027] Bj为前缘线上与Aj相对应的点；
[0028] Cj为后缘线上与氏相对应的点；
[0029] Dj为圆锥底面上的任意一点；
[0030] Ej为与Aj相对应的变马赫数激波底面上的点；
[0031] Oc、Aj、Dj、Cj和Ej在同一直线上 ；
[0032] 5为变马赫数乘波飞行器上缘线AF;
[0033] 6为变马赫数乘波飞行器前缘线BF;
[0034] 7为变马赫数乘波飞行器后缘线CF;
[0035] 8为变马赫数圆锥激波流场的出口形线EF;
[0036] 9为不同马赫数对应的圆锥流场；
[0037] 10为圆锥面；
[0038] 11为变马赫数乘波飞行器前缘线；
[0039] 12为变马赫数激波压缩出口；
[0040] 13为变马赫数乘波飞行器后缘线；
[0041] 14为变马赫数乘波飞行器上缘线(采用的是二次曲线作为设计形线）。
【具体实施方式】
[0042] 现结合本发明说明书附图对本发明进行详细说明，本发明涉及宽速域飞行器的气 动外形设计，具体为一种"等物面-变马赫数"宽速域乘波飞行器设计方法，提出了变马赫数 乘波飞行器的设计思路。在变马赫数及变流场的基础上，通过近似乘波体的生成原理来得 到变马赫数乘波飞行器的构型。通过变马赫数乘波飞行器的设计方法，实现在宽速域范围 内均具有良好乘波特性的气动外形设计，进而使其在宽速域范围内的气动性能均保持在良 好气动性能。本发明实现了在变马赫数情况下生成乘波飞行器的设计方法，为宽速域乘波 飞行器设计提供了技术支持。此发明的核心是针对乘波飞行器上缘线的形线设计，可以根 据不同的形线设计来得到不同的变马赫数乘波飞行器构型设计，以此来满足不同的设计任 务。
[0043] "等物面-变马赫数"宽速域乘波飞行器设计是基于简化乘波飞行器设计方法。以 锥导乘波飞行器设计为例来具体阐明本发明的设计过程，锥导乘波飞行器设计原理是基于 定马赫数设计条件，当超声速气流经过圆锥激波后，气流需要经过不断等熵压缩，气流方向 才能逐渐与圆锥表面平行，而这个转折距离与乘波体的设计长度相比是小量，故本设计方 法采用简化锥导乘波设计理论:假设气流经过激波面后，气流方向直接转变成与圆锥面平 行的方向，如图1所示，当来流马赫数Ma jS过圆锥激波面0?后，来流方向转变成与圆锥面平 行，即流线BA与圆锥面母线ODj平行。图1中OOc为圆锥的中心轴线，A伪乘波体上缘线上任 意一点，为变马赫数圆锥激波上与、相对应的点，(^为乘波体后缘线上与相对应的点， Oc 和E庙同一直线上。变马赫数乘波飞行器的设计思路是：由A河以求得沿流线逆 方向与激波面相交的叫点，当流线经过叫点后沿BA方向与圆锥流场底面相交于C j点，根据 相似三角形的几何关系（AOcODj~ΔΑ疋可以求得乘波飞行器的后缘线上的点C jd
[0044] 以锥导乘波飞行器设计为例来介绍了"等物面-变马赫数"宽速域乘波飞行器设计 方法，其中设计过程包括以下步骤：
[0045] 步骤一:如何确定变马赫数乘波飞行器上缘线。
[0046] 本发明简化了乘波飞行器的设计思路，重点集中在变马赫数乘波飞行器的思路设 计上。根据乘波飞行器设计方法，当上缘线确定后，根据不同的设计状态，乘波飞行器的外 形将随之确定。然而，本发明的设计方法并不受上缘线形状的限制，可以是任意形状的上缘 线，比如直线、二次曲线、高次曲线、折线或抛物线等。在此，以二次曲线作为变马赫数乘波 飞行器的上缘线为例来介绍本发明的设计过程，上缘线方程如公式(1):
[0047] x=Aoy2+Ro (1)
[0048] 其中，Ro为OcA的长度，Ao为二次曲线的系数，如图2所示，将上缘线AF均分成j份，每 个点Aj的坐标为(XAj，yAj，0)。
[0049] 步骤二:确定变马赫数圆锥流场。
[0050] 根据所要设计乘波飞行器的长度来确定圆锥流场的长度L，即00C，确定设计的圆 锥角度S后，圆锥激波的流场可以根据不同的马赫数来确定，将设计的变马赫数区间均分为 j份，每个设计马赫数Maj分别与上缘线、相对应。根据圆锥激波角与圆锥角之间的关系，如 公式(2)所示，可以确定变马赫数条件下，不同马赫数对应的圆锥激波角比，进而可以确定 不同马赫数条件下的圆锥激波底面半径(K = LXtan(&))，最终，确定不同马赫数对应的激 波流场，如公式(3)所示。
[0051]
[0052]
[0053] 其中，γ为比热比，一般取常数1.4。
[0054]步骤三:确定变马赫数乘波飞行器前缘线。
[0055] 联立公式（1)和公式(3)求解可得不同马赫数条件下，与、相对应的变流场的前缘 线上的点Bj，坐标为将每个点连接起来构成变马赫数乘波飞行器的前缘线 BF;
[0056] 步骤四：如何确定变马赫数乘波飞行器后缘线。
[0057]采用流线追踪方法得到变马赫数乘波飞行器的后缘线。由OcAj所确定的直线与圆 锥底面以及不同马赫数对应的圆锥激波底面分别相交于Dj点和^点。基于简化锥导乘波体 设计理论可知ODj/VBjCj，同时OOczVB jAj，因此，Δ CcODj~Δ AjBjCj，根据相似三角形的几何关 系可求得变马赫数乘波飞行器后缘线上任意点Cj的坐标')，将所有Cj连接起来构 成变马赫数乘波飞行器后缘线CF。同时可以求得变马赫数乘波飞行器的激波流场出口形线 EF，即通过将求得的所有Ej连接起来而得到。
[0058]图2中展示了变马赫数乘波飞行器的设计原理图，前缘线是基于变马赫数流场设 计得到，后缘线是基于流线追踪方法得到的，与前缘线是相互对应的。
[0059]步骤五:如何确定变马赫数乘波体外形。
[0060]将每条AjBj连拼接起来即可得到乘波飞行器的上表面，另外，将BjC j拼接起来即可 得到变马赫数乘波飞行器的下表面，同时，将AjCj拼接起来即可得到变马赫数乘波飞行器的 后端面。最后，将上表面、下表面及后端面沿XOZ平面镜像即可得到整个乘波体构型。
[0061]至此，"等物面-变马赫数"乘波飞行器设计完成，如图3所示。图4为所得变马赫数 乘波飞行器的三视图。
[0062] 变马赫数乘波飞行器设计方法，不局限于马赫数的变化过程，沿前缘线从前往 后，既可以从高马赫数到低马赫数，也可以从低马赫数到高马赫数，只需对上缘线AF进行重 新设计即可，在设计过程中，对上缘线AF的设计是"等物面-变马赫数"宽速域乘波飞行器设 计的重点。
[0063] 以上仅是本发明的优选实施例，并非对本发明作任何形式上的限制。虽然本发明 已以优选实施例揭露如上，然而并非用以限定本发明。任何熟悉本领域的技术人员，在不脱 离本发明技术方案范围的情况下，都可利用上述揭示的技术内容对本发明技术方案做出许 多可能的变动和修饰，或修改为等同变化的等效实施例。因此，凡是未脱离本发明技术方案 的内容，依据本发明技术实质对以上实施例所做的任何简单修改、等同变化及修饰，均应落 在本发明技术方案保护的范围内。
【主权项】
1. 一种"等物面-变马赫数"宽速域乘波飞行器设计方法，其特征在于，其适用于多种乘 波飞行器的设计原理，假设气流经过激波面后，气流方向直接转变成与物面平行的方向，所 述设计方法具体步骤如下： (1) 确定上缘线，所述上缘线可以为任意曲线； (2) 在确定上缘线后，由上缘线可以求得变马赫数激波流场情况下的乘波飞行器前缘 线;将上缘线AF均分成j份，每个点、的坐标为(_， 7^，0);以等物面为前提，故物面角3保持 不变，根据不同设计马赫数可以得到不同马赫数对应的激波角比，然后确定不同马赫数对 应的激波流场;将设计的变马赫数区间均分为j份，每个设计马赫数Ma」分别与上缘线、相对 应，将每个幻点沿来流逆方向追踪，分别可得与不同激波流场上的前缘线的点I，坐标为 &^，7^， 2幻），将所有叫连接起来即可得到变马赫数乘波飞行器的前缘线； (3) 采用流线追踪方法得到与前缘线相对应的后缘线;针对变马赫数前缘线上的点叫， 在与叫对应的激波流场里进行流线追踪，流线与流场出口面相较于Cj点，将所有(^点连接起 来即可构成后缘线； (4) 基于上缘线、前缘线和后缘线来确定"等物面-变马赫数"宽速域乘波飞行器构型。
【文档编号】B64F5/00GK106043737SQ201610488670
【公开日】2016年10月26日
【申请日】2016年6月29日
【发明人】黄伟, 李世斌, 王振国, 张天天, 李埌全, 颜力
【申请人】中国人民解放军国防科学技术大学