[发明专利]高超声速乘波双翼气动布局

说明书

本发明公开一种高超声速乘波双翼气动布局，机身中部安装有双翼，双翼包括上下对称的上层机翼与下层机翼；上层机翼与下层机翼的翼面参数的选取融入乘波设计，能够有效弥补当前乘波体容积率较低、翼身组合体升阻比不高的不足；且能够有效增加升力面面积，使得飞行器在获得足够升力面的同时不必增大弦长，从而提高其宽速域的操稳特性。同时本发明中对双翼前缘间距进行设计，使得双翼间在飞行器巡航工况不会产生不利干扰。

技术领域

本发明属于高超声速飞行器气动布局设计领域，具体涉及一种乘波双翼气动布局的概念与原理。

背景技术

由于飞行器的升阻比与其航程、能耗、经济性等直接相关，因此，升阻比通常被作为衡量飞行器气动性能的重要指标，而追求高升阻比也一直是飞行器设计的主要目标之一。乘波构型是高超声速飞行中获得高升阻比的首选方案，它能够将下表面产生的激波都附着在前缘，利用下表面的波后高压气体获得较高的升阻比。

研究表明，乘波体的下表面物面角是影响其升阻比的决定性因素，下表面物面角越大，则容积率越高，但升阻比越低。因此，乘波体概念自1959年被提出至今，高容积率与高升阻比难以兼顾一直是其设计瓶颈。将乘波体构型和翼身组合体布局相结合是缓解这一矛盾的途径之一。但对于高超声速飞行器，尤其是筒/架式发射的高超声速飞行器，其结合的首要障碍是升力面尺寸受到严格限制，从而导致升力面对全机气动性能的改善作用十分有限。升力面尺寸的限制主要源于两个方面：

一是发射筒/架尺寸等因素对升力面展长的限制；

二是宽速域操稳特性对升力面弦长的限制。对于飞行剖面具有宽速域特点的高超声速飞行器，其升力面气动焦点位置在超/高超声速流域会发生明显变化。因此，升力面弦长过大，可能会导致宽速域内无法匹配操稳需求。

增加升力面个数是在满足翼展、弦长限制下增大升力面面积的有效途径。Busemann于1935年曾提出过超声速双翼机的概念，2004年Tohoku大学团队将这一概念拓展至低音爆的超声速旅客机气动布局设计。Busemann超声速双翼机概念的核心是利用双翼间相互干扰的压缩波与膨胀波间的抵消作用实现降低波阻的目标；但大幅降低波阻的同时也基本不产生升力。因此，这一概念无疑会使得升力面丧失其主要功能，Busemann超声速双翼机概念显然不适合直接应用于高超声速飞行器升力面的设计。但其双翼构型的概念可以借鉴，以在满足翼展、弦长限制下增大升力面面积。

发明内容

针对上述问题，本发明提出一种高超声速乘波双翼气动布局，通过引入翼面乘波概念，增加了翼面的升阻比；通过合理设计双翼间距，消除双翼间的不利干扰，实现了在满足升力面尺寸限制的条件下，增大升力面面积、提高全机气动特性的目标。

本发明高超声速乘波双翼气动布局，在机身中部安装有双翼，双翼包括上下对称的上层机翼与下层机翼；上层机翼与下层机翼的翼面参数的选取融入乘波设计。

其中，依据上层机翼附体激波参数设计双翼前缘无量纲间距的约束为：

(H/c)_附体激波＞tan(β-α_上) (1)

其中，H为双翼前缘间距；c为双翼弦长、β为上层机翼产生附体激波的激波角、α_上为上层机翼前缘处的迎角；

依据下层机翼膨胀波参数设计双翼前缘无量纲间距的约束为：

(H/c)_膨胀波＞tan(α_下+μ)+tanε (2)

其中，μ为下层机翼前缘马赫数对应的马赫角、α_下为下层机翼前缘处的迎角、ε为下层机翼前缘处的楔角；

由此，双翼前缘无量纲间距的最小值表示为：