[发明专利]基于绕尖头冯卡门曲线回转体基准流场的乘波体设计方法

说明书

技术领域

本发明涉及高超声速飞行器气动外形设计的技术领域，具体涉及一种基于绕尖头冯卡门曲线回转体基准流场的乘波体设计方法。

背景技术

高超声速飞行器是指飞行马赫数大于5、以吸气式发动机或其组合发动机为主要动力、能在大气层中远程飞行的飞行器，其应用形式包括高超声速巡航导弹、高超声速有人/无人飞机和空天飞机等多种飞行器。为了追求良好的巡航和打击性能，高超声速飞行器必须具有较高的升阻比和较大的可用空间，较大的可用空间用于提高有效载荷在总容积中所占比重。

高超声速飞行器气动外形主要有轴对称构型、升力体构型和乘波体构型三大类，其中，乘波体构型利用激波压缩原理(乘波原理)实现了在高超声速飞行条件下高升阻比的气动要求。

目前，最常用的乘波体设计方法是锥导乘波体设计方法。一种锥导乘波体设计方法的基本步骤是：如图1所示，首先给定锥导乘波体构型的设计条件，设计条件包括：超声速来流1的马赫数以及圆锥半顶角2的角度；圆锥3的对称轴线4与来流速度方向平行，圆锥3在超声速来流条件中，产生锥形激波5，波后流场是锥形流场，锥形流场内任意一点的径向速度u和切向速度v均可以通过数值积分Taylor-Maccoll锥形流动控制方程得到。然后给定前缘线8在底部横截面6的投影曲线7，由投影曲线7上点的坐标，利用几何关系，求解锥形激波5上的前缘线8上点的坐标；从前缘线上的点出发，将锥形流场内任意一点的径向速度u和切向速度v作为已知条件，通过数值积分流线方程的方法进行流线追踪至底部横截面6，得到一条流线，并得到后缘线9上点的坐标；采用相同的流线追踪方法，求解得到经过前缘线上其他点的所有流线，同时得到所有后缘线上的点，所有前缘线上的点组成前缘线，所有后缘线上的点组成后缘线；将所有流线放样成流面，该流面作为乘波体构型的下表面；将由前缘线8和前缘线的投影线7组成的自由流面作为乘波体构型的上表面，前缘线的投影线7和后缘线9组成乘波体构型的底面，乘波体构型的上表面、下表面和底面组成了锥导乘波体构型。

如图2所示，在锥形流场内，经过锥形激波5上的任意一个前缘点10的流线11均具有下凸特性。流线11在底部横截面6上的末端点是后缘点12；自由流线13是与来流的速度平行的流线，自由流线13在底部横截面6上的末端点是点14；流线15是非锥形流场内的具有上凸特性的流线，流线15在底部横截面6上的末端点是点16；由点10、12和14所围成的区域可以表示锥导乘波体构型的容积，由点10、16和14所围成的区域可以表示非锥导乘波体构型的容积，那么由具有下凸特性的流线11所生成的锥导乘波体构型的容积显然会比由具有上凸特性的流线15所生成的非锥导乘波体构型的容积小。如果通过增大圆锥半顶角2的方法提高锥导乘波体的容积，那么会导致锥导乘波体的升阻比特性的降低，因此锥导乘波体设计方法的最大缺陷是难以同时兼顾升阻比特性和容积特性。

发明内容

本发明要解决的技术问题是，提供一种基于绕尖头冯卡门曲线回转体基准流场的乘波体设计方法，提高乘波体的容积和升阻比特性。

为解决上述问题，本发明采用如下的技术方案：

1、一种基于绕尖头冯卡门曲线回转体基准流场的乘波体设计方法包括以下步骤：

步骤S1、将冯卡门曲线回转体母线修型为尖头冯卡门曲线回转体母线，设计尖头冯卡门曲线回转体；

步骤S2、求解绕零攻角尖头冯卡门曲线回转体的超声速轴对称基准流场；

步骤S3、在绕零攻角尖头冯卡门曲线回转体的超声速轴对称基准流场内进行流线追踪，生成乘波体气动外形。

本发明将冯卡门曲线回转体的钝头修型为尖头，设计了一种尖头冯卡门曲线回转体，以确保该尖头冯卡门曲线回转体在超声速来流、零攻角和设计马赫数下能够产生前缘附体激波。利用有旋特征线方法求解绕零攻角尖头冯卡门曲线回转体的超声速轴对称基准流场，并将该超声速轴对称基准流场作为乘波体设计的基准流场，采用流线追踪方法，生成乘波体气动构型。如图3所示，零攻角尖头冯卡门曲线回转体17在超声速来流1中能够产生前缘附体激波20，经过前缘附体激波20上的任意一个前缘点21的流线22均具有上凸特性，而锥形流场内的流线24具有下凸特性，因此由绕零攻角尖头冯卡门曲线回转体的超声速轴对称基准流场作为基准流场的乘波体构型将比锥导乘波体构型的容积大，并且在超声速来流条件下，尖头冯卡门曲线回转体的压差阻力比圆锥的压差阻力小，因此前者的升阻比也会比后者的大，实现了同时兼顾高升阻比和高容积特性的乘波体构型设计。

附图说明

图1为锥导乘波体设计方法的示意图；