[发明专利]一种气动力特性快速预测方法

说明书

技术领域

本发明提供了一种飞行器的气动力特性快速预测方法，属于高超声速飞行器气动力特性技术领域。

背景技术

气动力特性是确定飞行器的气动外形、飞行轨道和飞行性能优劣的先决条件。在高超声速飞行器的气动外形研究和初步设计阶段，需要对大量的飞行器外形进行气动力特性方面的预测。目前，在飞行器的概念研究和初步设计阶段，进行气动力特性快速计算是此阶段行之有效的气动力预测方法。

为解决高超声速气动力特性快速预测问题，发展了大量行之有效的工程计算方法:牛顿方法、内伏牛顿方法、切楔(锥)方法、激波膨胀波方法等，解决了许多工程实际中的高超声速气动问题。美国用于航天飞机气动特性工程计算程序的代表是“HABP”(Hypersonic Arbitrary Body Program),其主要思想是将物面用有限个面元代替，在面元上应用牛顿碰撞理论、切锥法加粘性修正等。前苏联也研制出一套以试验数据为基础的航天飞机气动特性的工程计算软件。但是，该类方法仅适用于航天飞机类较简单的飞行器外形，对于外形较复杂的新一代高超声速飞行器预测结果精度不高。

新一代的高超声速飞行器要求具有高空机动和长航程能力。滑翔的飞行器长时间在50km～100km高度范围内高速飞行，由于在该高度范围飞行时间比较长，要完成此类外形的初步设计，直接利用前人开创的工程计算方法已不能满足要求，本发明建立了一种气动力特性快速预测方法，满足新一代的高超声速飞行器初步设计阶段所需要的大批量的计算需求。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种气动力特性快速预测方法，解决新一代高超声速飞行器的概念研究和初步设计阶段气动力特性预测中的计算速度及精度的问题。

本发明的技术解决方案是：

一种气动力特性快速预测方法，步骤如下：

（1）将飞行器外形划分为头部、弹身、翼、舵和进气道；

（2）采用三角形面元来逼近步骤（1）中划分的飞行器外形的各个部件；

（3）根据所述三角形面元三个顶点的坐标，确定每个三角形面元的外法向余弦及面积；

（4）根据（3）中得到的每个三角形面元的外法向余弦确定碰撞角δ，碰撞角δ即为飞行器的来流速度矢量与每个三角形面元外法向的夹角，θ为三角形面元法向量与来流速度矢量的夹角；

（5）根据（4）中得到的碰撞角δ，确定飞行器外形的各个部件处于迎风面还是背风面；其中，当δ≥0时，面元处于迎风面流场；当δ<0时，面元处于背风面流场；

（6）根据（5）中得到的飞行器外形各个部分处的流场位置，确定飞行器外形各个部分的气动力特性计算方法；

（7）根据步骤（6）中的计算方法，计算得到飞行器外形的各个部件的三角形面元上的气动力，进而积分得到整个飞行器外形的气动力特性。

所述步骤(6)中的确定飞行器外形各个部件的气动力特性计算方法具体为：

（a）头部：迎风面和背风面选用Dahlem-buck方法；

（b）弹身：对中等长细比弹身，迎风面选用切锥法，背风面选用牛顿方法；对细长弹身，迎风面和背风面选用斜锥法；如果弹身侧面带进气道，则弹身的迎风面选用切锥法，背风面选用ACM方法；

所述中等长细比弹身是指：飞行器长度与弹身直径之比小于6.0；

所述细长弹身是指：飞行器长度与弹身直径之比大于或等于6.0；

（c）翼和舵：对未被屏蔽的翼面和舵面，迎风面选用切楔法，背风面选用Prantdl-Meyer方法；对被屏蔽的翼面和舵面，迎风面选用切锥法，背风面选用Prantdl-Meyer方法；

（d）进气道：进气道前缘迎风面和背风面选用切楔法，进气道头部迎风面和背风面都选用Dahlem-buck方法，进气道后缘迎风面利用切锥法，背风面利用ACM方法。

所述ACM方法是指：当负碰撞角绝对值小于或等于3度时，通过公式计算压力系数C_P，M_∞为自由来流马赫数。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

（1）本发明根据飞行器的外形特征，将外形分成头部、弹身、翼、舵、进气道，根据各分部件的几何外形特点和流场特性，对不同分部件的迎风面和背风面选用不同的计算方法，建立了一套针对不同部件选用不同计算方法的准则，计算了某飞行器外形，并将计算结果跟试验数据进行了对比，气动力系数结果吻合较好，且速度快，可以满足工程设计的需要。本文计算方法适用于新一代高超飞行器的气动力特性快速计算，并且具有计算速度快、精度高的特点。