[发明专利]变尺度边缘钝化乘波构型及其钝化方法

说明书

技术领域

本发明属于高超声速飞行器领域，尤其涉及一种变尺度边缘钝化的乘波构型及其钝化方法。

背景技术

常规设计的高超声速飞行器，激波从边缘脱体，导致下表面的高压气体向上表面发生泄漏，飞行器升力性能下降；同时，由于强激波和边界层的存在，飞行器受到的阻力增加；高超声速飞行器发展面临着“升阻比屏障”难题。

随着研究的不断深入，乘波构型被认为是突破高超声速飞行器“升阻比屏障”的一种有效尝试，其基本设计原理是，将激波后的高压气流限制在飞行器下表面，不允许其绕过边缘泄漏到飞行器上表面，从而获得比常规布局高得多的升阻比（升力/阻力）。

乘波构型的优异气动力性能与其尖锐的边缘设计紧密相关。然而，由于受到加工工艺和高超声速条件下严峻的气动加热环境影响，乘波构型的绝对尖锐边缘在实际飞行中难以保持。考虑到乘波构型各方面性能对其外形设计的高度敏感性，通常要求其在飞行过程中具有非烧蚀或低烧蚀的特点。因此，在乘波构型设计过程中，对其进行合理的边缘钝化显得尤为重要。

在近几年里，关于钝化尺度对乘波构型气动力性能和气动加热特点影响规律的研究已成为高超声速飞行器设计领域的热点。在研究过程中，针对尖边缘乘波构型（参见图3），其主要包括尖边缘乘波构型的上表面1、下表面2和底面3三个部分，目前一般采用如图1所示的相同尺度的半径对其边缘线4进行钝化修形，同尺度边缘钝化后的乘波构型包括上表面1、下表面2、底面3及钝化边缘5。如图2所示，对于钝边缘乘波构型，本应当被限制在下表面2的高压气体，会在钝化边缘5处出现大量泄露到上表面1的现象，从而造成钝化边缘5附近上、下表面的气流发生连通，上、下表面间的压力差大幅减小，乘波构型升力性能显著下降。同时，对于图3所示的尖边缘乘波构型，其流场中的附体激波被弓形激波代替，飞行器受到的波阻出现较大幅度增加。两因素的共同作用导致尖边缘乘波构型在实施钝化修形后，升阻比大幅下降，气动力性能损失严重。研究发现，对于采用相同半径进行钝化修形的乘波构型（参见图1），钝化半径越大，气动力性能损失越严重；钝化尺度成为影响乘波构型气动力性能的重要因素。

发明内容

本发明要解决的技术问题是克服现有技术的不足，提供一种可以满足防热需求、并可提升气动力性能的变尺度边缘钝化乘波构型，还提供一种步骤简单、操作容易的变尺度边缘钝化乘波构型的钝化方法。

为解决上述技术问题，本发明提出的技术方案为一种变尺度边缘钝化乘波构型，其是以尖边缘乘波构型为钝化前体，其特征在于：所述变尺度边缘钝化乘波构型包括上表面、下表面、底面和变尺度钝化边缘；所述变尺度钝化边缘由所述尖边缘乘波构型的边缘线经过钝化修形后得到，所述边缘线上包括位于中间的驻点和位于两端的尾端点，所述变尺度钝化边缘具有变尺度的钝化半径，变尺度的钝化半径是指所述边缘线上各点的钝化半径从所述驻点到尾端点呈逐渐变化的趋势；且所述变尺度钝化边缘沿乘波构型的中心面呈对称布置。

本发明的上述技术方案基于以下原理形成：从表面受热特点看，在乘波构型靠近驻点的区域，气动加热形势十分严峻，根据我们的研究，采用较大的钝化半径进行修形可以满足该区域的防热需求；而在其它距离驻点相对较远的边缘区域，气动加热形势相对缓和，采用较小的钝化半径进行修形即可满足防热需求；在综合考虑钝化尺度对乘波构型气动力、气动热性能影响规律的基础上，本发明将“变尺度边缘钝化”的理念引入乘波构型的设计过程，得到既满足防热需求又具有较优气动力性能的变尺度边缘钝化乘波构型，以调和高超声速乘波构型优异气动力性能与有效热防护设计之间的矛盾，推动乘波构型的实用化进程。

在实际的飞行器设计过程中，总是首先基于某一特定的来流条件（包括特定的飞行高度、飞行速度等参数）对乘波构型进行设计，得到综合性能较优的尖边缘乘波构型前体；然后，针对这一尖边缘乘波构型在不同来流条件下的气动力性能进行全面计算、分析和试验；继而，利用这些气动力数据，根据飞行动力学的常规知识，对乘波构型的飞行轨迹进行预测；最后根据其外形和飞行轨迹情况，对乘波构型开展防热设计。在本发明的上述技术方案中，针对乘波构型在飞行轨迹上的受热最严峻时刻，所述驻点处的钝化半径R_z优选根据下式（1）进行设计：