[发明专利]一种“双体”乘波体的参数化设计方法

说明书

一种“双体”乘波体的参数化设计方法，其首先给定流场参数、乘波体相关几何约束和激波出口型线，然后使用三次样条曲线作前缘线水平投影型线并通过设置控制参数将其参数化，再基于给定的出口型线以及前缘线水平投影型线完成吻切面流场的求解，最终生成生成适用于“双发”情况下进气道一体化设计的乘波体。依照本发明所提供的方法所设计的乘波体以给定前缘线水平投影型线为基础并参数化，生成了一种“双体”乘波体，既适用于“双发”情况下与进气道的一体化设计，又增大了乘波体的容积率。

技术领域

本发明属于高超声速飞行器技术领域，特别涉及一种“双体”乘波体的参数化设计方法。

背景技术

乘波体设计是当前国际上高超声速飞行器气动布局研究的重点和热点之一。乘波体利用前缘附体激波压缩原理实现了其在高超声速飞行条件下高升阻比的气动要求，使其成为高超声速飞行器的理想构型。由于可以高效地捕获压缩气流，乘波体越来越多地应用于飞行器机体/进气道一体化设计。

目前设计出的乘波体均为“单体”乘波体如图1所示。但如果考虑到未来对高超声速飞行器的需求，则可以进行具有“双体”结构飞行器的创新设计，那么需要发展相应的“双体”乘波体技术。“双体”乘波体不仅可用于滑翔段，还可用于匹配乘波前体/“双发”(两个发动机)进气道的一体化设计，同时也增大了乘波体的容积率，具有广阔的应用前景。

发明内容

针对未来高超声速飞行器的需求，本发明提供一种“双体”乘波体的参数化设计方法。本发明的目的在于设计出一种适用于未来“双体”高超声速飞行器设计并能更方便的与“双发”进气道匹配实现一体化设计的乘波体。本方法以给定前缘线水平投影型线为基础并参数化，生成了一种“双体”乘波体，既适用于“双发”进气道的一体化设计，又增大了乘波体的容积率。

为实现本发明之目的，采用以下技术方案予以实现：

一种“双体”乘波体的参数化设计方法，包括以下步骤：

S1给定流场参数、乘波体相关几何约束和激波出口型线；

给定的流场参数包括马赫数Ma，激波角β。

给定的乘波体相关几何约束包括：乘波体长度L和乘波体宽度W。

S2设置参数化前缘线水平投影型线。

使用三次样条曲线作前缘线水平投影型线并将其参数化。

乘波体是轴对称结构，在给定乘波体长度L、宽度W后即可确定乘波体的顶点M和后缘点N坐标；顶点M和后缘点N分别是前缘线水平投影型线起点和末端点。以乘波体顶点在乘波体底面的投影点为原点，乘波体纵向为x轴，横向为z轴，垂直方向为y轴，建立乘波体坐标系。

设置控制参数：控制参数包括在前缘线水平投影型线上其起点M和末端点N之间设置的插入点(参照图2，插入点为图2中的点1至点K。)以及前缘线水平投影型线上的点N其切线方向与z轴的夹角θ_N；要求根据设置的控制参数即插入点以及θ_N求解得到的前缘线水平投影型线满足以下要求：(1)求解得到的前缘线水平投影型线上有且仅有一点(z₀，x₀)满足x′(z₀)＝0；(2)x₀＞L。

参照图2，已知起点M(M点斜率认为是0)、k个插入点和末端点N共k+2(k≥0；其中k＝0时，表示插入点数目为0，此时的控制参数为起点M和末端点N以及夹角θ_N)个点的坐标以及前缘线水平投影型线上的点N其切线方向与z轴的夹角θ_N，起点M、插入点和末端点N将三次样条曲线即前缘线水平投影型线分成k+1段曲线；相邻两段曲线连接点的一阶导数和二阶导数相等，代入方程(1)即可求出系数a_i、b_i、c_i、d_i，其中i≤k+1，得出前缘线水平投影型线方程：