[发明专利]基于可变壁面压力分布规律的吻切流场乘波前体设计方法

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，具体涉及一种基于可变壁面压力分布规律的吻切流场乘波前体设计方法。

背景技术

吸气式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、能在大气层和跨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。

高超声速飞行器的气动外形，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，除了如何兼顾前缘气动热防护与气动性能的问题以外，对该构型的研究已趋于成熟。

乘波体构型设计方法的核心是基准流场的选择，不同的基准流场对应不同的设计方法，已有的方法有以下几种：楔导法、锥导法、楔锥法及基于超声速轴对称流动的吻切类生成方法。其中，吻切类设计方法主要包括吻切锥设计理论、吻切轴对称设计理论以及吻切流场设计理论。吻切锥理论使得乘波体底部横截面的激波线形状不再局限于圆弧或直线，而是可以根据进气道唇口外形进行合理设计。吻切轴对称理论提出吻切平面内的基准流场可以不再局限于锥形流场，而是可以根据设计需要选用合适的轴对称基准流场。应用吻切锥和吻切轴对称理论可以得到横向流动更均匀的乘波体构型，并能够有效地改善乘波前体(进气道入口)流场品质，有利于机身-进气道一体化设计。吻切流场理论提出每个吻切平面内的基准流场不再局限于同一个轴对称流场，而是可以根据设计需要在每个吻切平面内选用不同的轴对称基准流场。

2011年，贺旭照等人在文献《密切曲面锥乘波体——设计方法与性能分析》(力学学报)中提出了一种采用具有直线激波和等熵压缩波系的曲面锥作为基准流场的设计方法，有效克服了传统吻切锥乘波体压缩量不足及容积率偏小的缺点。但是，该方法存在一定的缺陷，即由于压升比的提高，导致乘波前体高升阻比特性得不到充分发挥。

发明内容

本发明提供一种基于可变壁面压力分布规律的吻切流场乘波前体设计方法，解决现有乘波前体只能按壁面压力恒定分布规律进行设计的不足。基于这一方法设计的乘波前体既能够满足进气道入口高压升比的要求，又能够充分发挥乘波前体的高升阻比特性。

为解决上述问题，本发明采用如下的技术方案：

一种基于可变壁面压力分布规律的吻切流场乘波前体设计方法，包括以下步骤：

S1、给定三种壁面压力分布规律不同曲线，分别为壁面压力升高的曲线、壁面压力恒定的曲线及壁面压力降低的曲线，将三曲线分别作为回转体母线，设计三种不同的回转体，分别求解绕这三种回转体的超声速轴对称流场，并将求解得到的流场作为三种壁面压力分布规律不同的基准流场；

S2、根据乘波前体的性能要求，将激波出口型线分为三段进行设计，并保证设计的型线在每段曲线的连接处曲率连续，即曲线的二阶导数连续，然后根据所设计的激波出口型线，应用吻切原理在每个吻切平面进行流场求解，所有的吻切平面流场组合成三维基准流场；

S3、给定乘波前体前缘线在底部的投影曲线，根据步骤S2的激波出口型线，在步骤S2的每个吻切平面内使用流线追踪法，生成吻切流场乘波前体气动构型。

本发明采用吻切流场理论为基础，给定相同的来流条件，根据乘波体展向不同位置性能的要求，在进气道入口位置(即乘波体展向中间部位)选取壁面压力升高的基准流场，保证进气道入口高压升比特性；在乘波体展向两端选取壁面压力降低的基准流场，使得乘波前体高升阻比的特性得到充分发挥；在上述两个位置之间的部分选取壁面压力恒定的基准流场，作为过渡。

本发明的有益技术效果：

本发明提供了一种新的乘波体设计方法，即，基于可变壁面压力分布规律的吻切流场乘波前体设计方法，这一方法克服了传统吻切锥乘波体只采取一种壁面压力分布规律的基准流场进行设计的不足，该方法可根据乘波体展向不同位置性能的要求，在进气道入口位置(即乘波体展向中间部位)选取壁面压力升高的基准流场，保证进气道入口高压升比特性；在乘波体展向两端选取壁面压力降低的基准流场，使得乘波前体高升阻比的特性得到充分发挥；

附图说明

图1为三种不同壁面压力分布规律的基准流场剖面图；