[发明专利]基于锥导理论的宽速域多级变体滑翔乘波飞行器设计方法

说明书

技术领域

本发明涉及滑翔飞行器的气动外形设计技术领域，具体涉及一种基于锥导理论的宽速域多级变体滑翔乘波飞行器设计方法。

背景技术

高超声速飞行器是指以马赫数5或更高速度在大气层和跨大气层中飞行的飞行器，根据此类飞行器在飞行过程中是否需要发动机提供推力，可分为无动力滑翔类和带动力巡航类两种。其中，高超声速滑翔飞行器无需燃料和发动机，从而实现相对简单。对于此类飞行器，其再入大气后进行无动力滑翔飞行，增加射程是滑翔段方案设计的一个重要目标，保证整个滑翔过程中良好的气动性能是必要的前提，其中，最重要的指标就是保证滑翔飞行器具有较高的升阻比(即升力和阻力的比值)。

乘波体能够很好地实现高超声速飞行过程中的良好气动性能，保证高升阻比特性。然而，传统的乘波体都是在给定的设计马赫数下设计出来的，只能保证在设计点具有高升阻比特性，其在宽速域范围内气动性能下降明显。而未来新一代高超声速飞行器面临着飞行环境、条件和状态变化极大等问题，通常需要在宽速域范围内飞行。

近年来，关于宽速域飞行器的设计已经有一些相关研究。其中，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(参考文献：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)。李世斌等人提出了一种“等圆锥角-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”，并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。但是，目前将变体构型思想用于宽速域乘波飞行器气动外形设计中的研究较少。

发明内容

本发明提供一种基于锥导理论的宽速域多级变体滑翔乘波飞行器设计方法，解决了乘波飞行器在宽速域范围内气动性能不稳定的缺陷，使其在整个滑翔飞行过程中均具有乘波特性，能够更好地适应和满足宽速域内飞行任务要求，在飞行全过程中均具有较高的升阻比。具体技术方案如下：

一种基于锥导理论的宽速域多级变体滑翔乘波飞行器设计方法，包括以下步骤：

(S1)给定滑翔飞行器的飞行速域范围及任务要求，根据飞行速域范围及任务要求提取飞行马赫数范围，并确定多级滑翔乘波体的级数及各级滑翔乘波体的设计马赫数；

(S2)给定固定的激波角及多级滑翔乘波体的上表面后缘线，以各级滑翔乘波体的设计马赫数作为设计参数设计各级乘波面；

(S3)构建乘波体上表面，并用第一级滑翔乘波体的底面作为多级滑翔乘波体的底面，与各级乘波面一起构成多级滑翔乘波飞行器构型。

具体地，确定多级滑翔乘波体的级数及各级滑翔乘波体的设计马赫数的具体方法为：将飞行马赫数范围划分成n等份，则n表示多级滑翔乘波体的级数，设计马赫数取值分别为飞行马赫数范围两个端点值和等分点的值。

具体地，所述步骤(S2)的具体过程为：

(S21)给定固定的激波角，并将来流静压、来流静温作为输入参数，利用有旋特征线方法，求解超声速轴对称圆锥基准流场，进而得到基准激波面、激波后的特征线网格节点的位置坐标和流动参数，所述流动参数包括当地静压、当地密度、当地速度、当地流动方向角；

(S22)由给定多级滑翔乘波体的上表面后缘线，也称作前缘线投影曲线，在所述超声速轴对称圆锥基准流场中，求解得到多级乘波体前缘线；

(S23)以第一级滑翔乘波体的设计马赫数、来流静压、来流静温为输入参数，从多级乘波体前缘线出发，求解经过前缘线的所有流线，直至底部横截面位置，进而得到第一级滑翔乘波体后缘线，流线放样成流面，则该流面作为第一级滑翔乘波体下表面；依次以各级滑翔乘波体的设计马赫数、来流静压、来流静温为输入参数，从多级乘波体前缘线出发，求解经过前缘线的所有流线，直至底部横截面位置，进而得到对应各级滑翔乘波体后缘线，流线放样成流面，则流面作为对应各级滑翔乘波体下表面。

具体地，所述步骤(S3)具体过程为：将由多级乘波体前缘线和前缘线投影曲线组成的平面作为多级滑翔乘波体的上表面，将由前缘线投影曲线和第一级滑翔乘波体的后缘线组成的平面作为多级滑翔乘波体的底面；多级滑翔乘波体的上表面、第一级滑翔乘波体下表面、第二级滑翔乘波体下表面、第三级滑翔乘波体下表面、…、第n级滑翔乘波体下表面和多级滑翔乘波体的底面组成了多级滑翔乘波飞行器构型。