[发明专利]变激波角吻切流场乘波体的气动外形设计方法

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技术领域，具体的涉及一种基变激波角吻切流场乘波体的气动外形设计方法。

背景技术

高超声速飞行器在飞行过程中是否具有较高的升阻比(即升力和阻力的比值)，是衡量高超声速飞行器气动外形设计结果好坏的重要指标。已有的研究结果表明，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，保证飞行器的高升阻比。乘波的概念首次于1950年代由Nonweilwer教授提出，已有的设计方法包括楔导法、锥导法和吻切类方法。

楔导法中所需楔形流场可以通过求解平面斜激波关系式得到，锥导法的基准流场是锥形流场，采用锥导法设计得到的乘波体激波形状为圆弧形，所得乘波体具有较高的升阻比和容积率。该法具有简单、快速的特性，因此，锥导法近年来得到了广泛的应用。

吻切类方法是利用吻切锥理论使得乘波体底部横截面的激波形状不再局限于圆弧或直线，可以根据实际需求设计成任意二阶导数连续的曲线。该方法设计得到的乘波体适于作为吸气式飞行器的前体。

图1为吻切锥方法设计乘波体的底部截面图和任意一个吻切平面示意图。其中，4和6分别为激波出口型线和上表面出口型线，这两条线在吻切锥方法中为设计时给定的基本型线。7为激波出口型线上的任意一个离散点，提取与激波出口型线相切于点7的曲率圆，并获取该曲率圆的半径和该点对应的激波角，即可唯一确定吻切平面AA’以及对应的基准流场。在该基准流场中求解即可得到前缘点13和后缘点8。吻切锥方法求解时，每个离散点对应的吻切平面内的基准流场的激波角11度数相同。因而吻切锥乘波体在每个吻切平面内的基准流场相同，这就导致了设计乘波体时在每个吻切平面内均采用同一个基准流场。

由于所用基准流场相同，采用现有吻切锥方法设计乘波体外形，当需要设计较大的激波角时，所得虽然能满足对大容积率的要求，但却无法提高升阻比。当需要设计较小的激波角时，所得乘波体的外形升阻比较高但容积率较小。现有方法限制了乘波体外形的设计自由度。

发明内容

本发明提供的变激波角吻切流场乘波体的气动外形设计方法，解决了现有技术中吻切锥方法设计乘波体时只能在每个吻切平面内采用同一个基准流场，导致乘波体外形设计自由受限的技术问题。

本发明提供了一种变激波角吻切流场乘波体的气动外形设计方法，包括以下步骤：

步骤S100：确定变激波角吻切流场乘波体的基本型线，并将基本型线中的激波出口型线离散成若干离散点；

步骤S200：根据所需设计的乘波体要求，设定马赫数和激波角沿展向的变化规律曲线β(z)，求解每个离散点对应的吻切平面和基准流场；

β(z)＝a*z²+b(b＞0) (1)

其中，β表示激波角，z为乘波体展向位置坐标，a和b表示激波角变化曲线的系数；

步骤S300：在各基准流场内分别求解各吻切平面对应的前缘点和后缘点，得到一系列的前缘点和一系列的后缘点，将一系列的前缘点连成上表面出口型线，一系列的后缘点连成下表面出口型线；

步骤S400：由基本型线中的上表面出口型线、下表面出口型线和前缘线得到变激波角吻切流场乘波体气动构型。

进一步地，步骤S200中包括以下步骤：

步骤S210：在激波出口型线上的离散点中任意取一点i，得到该点i的曲率圆、曲率圆的圆心和该吻切平面对应的基准流场的半径，将点i的Z方向坐标z₁代入公式(1)中得到点i对应的激波角β(z₁)；

步骤S220：通过点i、曲率圆的圆心和激波角β(z₁)求得吻切平面内的圆锥激波的顶点，以确定通过点i的吻切平面及该吻切平面对应的基准流场；

步骤S230：对激波出口型线上的所有离散点分别重复进行步骤S210～S220，得到每个离散点对应的吻切平面及基准流场。

相对现有技术，本发明的技术效果：

本发明提供的变激波角吻切流场乘波体的气动外形设计方法，拓宽了乘波体的设计自由度，使其可以根据具体的升阻比和容积率的需求对激波角沿展向的变化规律进行设计，实现不同吻切平面内采用不同的基准流场。该方法大大拓宽了乘波体的设计自由度，使得所设计的乘波体外形能够兼顾升阻比和容积率的需求，得到更为实用的外形。