[发明专利]后掠角及上/下反角直接可控的吻切锥乘波体设计方法

说明书

本发明提供一种后掠角及上/下反角直接可控的吻切锥乘波体设计方法，其首先给定基准流场参数，给定乘波体前缘线水平投影型线的后掠角沿机体坐标系的z方向变化规律即给定后掠角方程，并求解乘波体前缘线水平投影型线；接着设计并求解激波底部截面型线，求解乘波体前缘线上前缘点，然后由前缘点出发，采用正向流线追踪法生成构成乘波体下表面的流线，最后几何放样生成乘波体。基于上述设计方法，本发明实现了吻切锥乘波体前缘线后掠角及上反角可控的最终目标。

技术领域

本发明属于高超声速飞行器气动外形设计技术领域，具体涉及一种后掠角及乘波体上/下反角直接可控的吻切锥乘波体设计方法。

背景技术

高超声速飞行器是一种速度超过马赫5的飞行器，包括吸气式高超声速飞行器、火箭动力高超声速飞行器以及无动力滑翔飞行器，具体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。

为了追求良好的巡航和打击性能，高超声速飞行器必须具有较高的升阻比和较大的可用空间，以提高有效载荷在总容积中所占比重。

高超声速飞行器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。

目前常用的乘波体设计方法包括锥导乘波体设计方法和吻切锥乘波体设计方法。相对于锥导乘波体，吻切锥乘波体设计方法出口压缩气流品质较高。与此同时，吻切锥乘波体激波底部截面型线不再局限于圆弧形，有效提高了乘波体设计的自由度。

Sobieczky等提出了吻切锥乘波体(Osculating Cone Waverider， OCW)的生成方法，并进行了大量研究，其基本思路是使用锥型流场去近似任意的三维流场，大大简化了计算。具体是通过给定激波底部截面型线设计出一个完整的激波，然后在上述型线截取一系列吻切面，并在每个吻切面内构造一系列锥形流场，这一系列的锥形流场就是乘波体设计的基准流场。通过吻切锥激波与流动捕获管的交线确定乘波体前缘，最后在吻切锥流场中从前缘开始进行流线追踪获得乘波构型。

以图1、2为例，图中1为乘波体前缘线水平投影型线，一般吻切锥乘波体设计方法中的输入型线为激波底部截面型线8加乘波体上表面底部截面型线9或者乘波体下表面底部截面型线10。为实现乘波体上反角可控，可通过调整乘波体上表面底部截面型线9的B 点位置完成。但是所述方案并未将乘波体上反角作为乘波体设计输入参数，故乘波体上反角无法直接可控，需要经过设计、乘波体生成、上反角测量等步骤，并在几轮迭代后得到最终外形。并且，一般设计方法中乘波体前缘线水平投影型线是间接受控曲线，无法实现后掠角可控设计。

发明内容

针对一般吻切锥乘波体设计方法中，前缘线后掠角及上反角两个几何外形参数相互耦合，无法直接控制的缺陷，本发明基于水平投影型线乘波体设计方法，提出的一种后掠角及上/下反角直接可控的吻切锥乘波体设计方法。

本发明中所述后掠角及上/下反角定义如图1所示。图1中坐标系为机体坐标系，机体坐标系的原点为激波底部截面型线8的中点，其纵轴(x轴)、横轴(z轴)及竖轴(y轴)的建立参考GV/T 14410.1-93 中3.1.4机体坐标系。

本发明中所述的后掠角定义参考GB/T16638.3-1996中3.1.19机翼后掠角。在图1中，1为乘波体前缘线水平投影型线，P_l为乘波体前缘线水平投影型线1上的任意一点，其横向坐标z＝z_l。P_t点是乘波体前缘线水平投影型线与y-z平面的交点，也是乘波体前缘线水平投影型线横向最宽处。2为气流来流方向。