[发明专利]用于高超声速边界层转捩研究的标模气动布局及设计方法

说明书

本发明公开了一种用于高超声速边界层转捩研究的标模气动布局及设计方法，这种标模气动布局包括头部椭球头及锥身，头部椭球头与锥身光滑过渡；锥身的底面型线上，与背风面对应的一段为上半截型线，上半截型线为椭圆曲线与CST曲线的线性组合叠加，与飞行器底部对应的一段为下半截型线，下半截型线为椭圆曲线。本发明还提供了用于高超声速边界层转捩研究的标模气动布局的设计方法，这种设计方法能够用于得到上述标模气动布局。本发明提供的标模气动布局能够具备真实飞行器气动布局的典型特征，同时对整个外形可以完全用数学表达式解析描述，以满足飞行试验、数值计算对气动布局的简化需求。

技术领域

本发明涉及用于高超声速边界层转捩研究的标模气动布局及设计方法。

背景技术

飞行器在大气中飞行时与空气相互作用，起主要作用的是壁面外薄层——边界层，它的厚度通常为毫米至厘米量级，需要通过特殊手段才能观察到。边界层从层流到湍流的转捩问题是流体力学的核心问题之一。层流和湍流在摩擦阻力、噪声、传热和掺混等方面有巨大差别，比如高超声速情况下湍流的摩擦阻力和热流通常是层流的3-5倍，严重影响飞行器的安全与性能，因此对高超声速边界层转捩关键问题进行研究，提高对边界层转捩机理认识及预示技术具有非常重要的现实意义。但是高超声速边界层转捩过程包含的流动现象和机制十分复杂，仅依靠单一研究手段难以克服工程实际中遇到困难，需要设计特定的标模飞行外形，并结合理论分析、数值模拟、风洞实验等多种手段针对标模外形展开综合研究。

而对标模气动布局的设计而言，主要存在以下关键问题：(1)首先标模外形要具备真实飞行器的气动布局特征，这样才能体现其主要转捩特性；(2)为了便于风洞试验和计算，标模布局还需要对真实飞行器特征进行抽取和简化；(3)为了消除不同研究人员在研究过程中的建模误差，标模外形的描述最好能够具备数学解析，以利于较广范围内的研究数据公开对比。

发明内容

为了解决上述问题，本发明提供了一种用于高超声速边界层转捩研究的标模气动布局及设计方法。这种标模气动布局具备了真实飞行器的气动布局特征，并在真实飞行器特征的基础上进行了一定的抽取和简化，从而便于进行风洞试验和计算，同时，这种标模气动布局能够通过解析式进行数学表达，利于较广范围内的研究数据公开对比。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：

用于高超声速边界层转捩研究的标模气动布局，包括头部椭球头及锥身，头部椭球头与锥身光滑过渡；锥身的底面型线上，与背风面对应的一段为上半截型线，上半截型线为椭圆曲线与CST曲线的线性组合叠加，与飞行器底部对应的一段为下半截型线，下半截型线为椭圆曲线。

作为本发明的优选方案，头部椭球头的中轴长度等于短轴长度，头部椭球头上的点的坐标表达式为：

其中，x_H、y_H、z_H为直角坐标系下，头部椭球头上的点的坐标；

θ为点的圆心角；

x_h为给定截面的x轴坐标，a为头部椭球头的短轴长度，b为头部椭球头的长轴长度。

作为本发明的优选方案，下半截型线的椭圆曲线的表达式为：

其中，W为飞行器的宽度，L为飞行器的长度,Z_x2为下半截型线的高度，x_AB、y_AB、z_AB为空间直角坐标系下，下半截型线上的点的坐标。

作为本发明的优选方案，上半截型线的椭圆曲线部分的表达式为：