[发明专利]一种针对超声速民机的旋成体静音锥快速设计方法

权利要求书

1.一种针对超声速民机的旋成体静音锥快速设计方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1，选择超声速民机基准构型；所述超声速民机基准构型的机身长度为L；

步骤2，在设计马赫数Ma和设计攻角α的巡航条件下，对超声速民机基准构型进行数值模拟，提取得到超声速民机基准构型正下方距离为H位置的超声速巡航状态下的基准声爆近场波形；

其中，在基准声爆近场波形中，基准声爆近场波形起点为O_start，基准声爆近场波形终点为O_end，机身头部(S₁)产生的激波在基准声爆近场波形中对应位置为点B₁；

步骤3，确定激波最优峰值P_{S_LB}和膨胀波最优长度L_{E_LB}：

步骤3.1，自超声速民机基准构型的机身头部(S₁)开始，沿飞机轴向查找到满足以下条件的机身截面(S₂)：机身截面(S₂)的直径D₀＝0.5％L～2.5％L；

步骤3.2，确定机身截面(S₂)产生的激波在步骤2得到的基准声爆近场波形中的对应位置，表示为点B₂；

步骤3.3，在步骤2得到的基准声爆近场波形中，截去起点O_start到点B₁以及点B₁到点B₂之间的基准声爆近场波形前段B₁B₂；保留点B₂到终点O_end之间的基准声爆近场波形后段B₂O_end；

步骤3.4，在起点O_start和点B₂之间，依次选择三个点，分别为：点A₁、点A₂和点A₃；

确定点A₁、点A₂和点A₃的初始位置后，采用下面优化设计过程，不断调节点A₁、点A₂和点A₃的位置，使点A₁到点A₂的连接直线形成的激波A₁A₂的峰值P_S，为激波最优峰值P_{S_LB}；使点A₂到点A₃的连接直线形成的膨胀波A₂A₃的长度L_E，为膨胀波最优长度L_{E_LB}；

其中，激波A₁ A₂的峰值P_S，为点A₁和点A₂之间的高度差；膨胀波A₂ A₃的长度L_E，为点A₂到点A₃的水平距离；

优化设计过程为：

步骤3.4.1，确定约束条件为：

条件1：激波A₁ A₂的峰值P_S＝0.1*基准声爆近场波形最大超压值～1.5*基准声爆近场波形最大超压值；

条件2：激波A₁ A₂的斜率＝0.008～0.012；

条件3：膨胀波A₂ A₃的长度L_E＝0.1L～0.5L；

条件4：点A₃到点A₁连线的斜率＝-0.00132～-0.00124；

条件5：激波A₁ A₂的斜率＝点B₂到点A₃连线的斜率；

步骤3.4.2，在满足步骤3.4.1确定的约束条件下，给定点A₁、点A₂和点A₃的初始位置，并在基准声爆近场波形后段B₂O_end的前方，依次连接起点O_start、点A₁、点A₂、点A₃和点B₂，从而得到添加激波和膨胀波的声爆近场波形；

结合声爆远场传播方法，以添加激波和膨胀波的声爆近场波形作为输入，使其传播到远场，并求解得到远场声爆强度；

判断得到的远场声爆强度是否达到优化目标最低值；如果满足，则停止优化，点A₁、点A₂和点A₃的当前位置，即为最优位置，进而得到激波最优峰值P_{S_LB}和膨胀波最优长度L_{E_LB}；如果不满足，则改变A₁、点A₂和点A₃的位置，实质为改变激波A₁ A₂的峰值P_S和膨胀波A₂ A₃的长度L_E，重复进行迭代优化；

步骤4，对旋成体静音锥外形进行优化设计，得到最优旋成体静音锥外形：

步骤4.1，设定旋成体静音锥外形的设计变量为：圆锥段长度L₁、圆柱段长度L₂和圆柱段半径R；

步骤4.2，在满足以下约束条件下，给定圆锥段长度L₁、圆柱段长度L₂和圆柱段半径R的初始值，从而确定初始旋成体静音锥外形；

s.t.L₁∈[0.01L,0.08L]

L₂∈[0.01L,0.08L]

R∈[0.05L,0.25L]

步骤4.3，根据修正的声爆线化理论，获得初始旋成体静音锥外形的体积等效截面积分布，并对初始旋成体静音锥外形的声爆近场波形进行预测，获得初始旋成体静音锥外形的声爆近场波形；

从初始旋成体静音锥外形的声爆近场波形中，提取到初始旋成体静音锥外形对应的激波峰值P_S和膨胀波长度L_E；

步骤4.4，判断步骤4.3得到的激波峰值P_S和膨胀波长度L_E是否满足以下关系式：

min f＝W₁·|P_{S_LB}-P_S|+W₂·|L_{E_LB}-L_E|

其中：

W₁和W₂为权重系数，且满足W₁+W₂＝1.0；

如果满足，则步骤4.2给定的圆锥段长度L₁、圆柱段长度L₂和圆柱段半径R，即为最终优化得到的旋成体静音锥外形最优参数，进而得到最优旋成体静音锥外形，然后执行步骤5；如果不满足，在满足约束条件下，调整圆锥段长度L₁、圆柱段长度L₂和圆柱段半径R，返回步骤4.3；

步骤5，将最优旋成体静音锥外形的几何参数表示为：圆锥段最优长度L₁(best)、圆柱段最优长度L₂(best)和圆柱段最优半径R(best)；

自超声速民机基准构型的机身头部(S₁)开始，沿飞机轴向查找到半径为圆柱段最优半径R(best)的机身截面(S₃)，截去机身头部(S₁)到机身截面(S₃)的一段机身；然后，将最优旋成体静音锥外形添加到超声速民机基准构型的机身截面(S₃)的前面，得到超声速民机旋成体静音锥构型。

2.根据权利要求1所述的针对超声速民机的旋成体静音锥快速设计方法，其特征在于，步骤4.3具体为：

步骤4.3.1，给定初始旋成体静音锥外形的几何参数为：圆锥段长度L₁、圆柱段长度L₂和圆柱段半径R；

采用下式，获得初始旋成体静音锥外形的体积等效截面积分布S_V(x)：

其中：

x₁₁＝L₁-R/tan(μ-α)

x₁₂＝L₁+R/tan(μ-α)

x₁₃＝L₁+L₂-R/tan(μ-α)

f₁₁(x)＝(x-L₁)·tan(μ-α)

f₁₂(x)＝2arccos(f₁₁(x))

f₁₃(x)＝π-arccos(f₁₁(x))

其中：

α：设计攻角；

μ：步骤2的设计马赫数Ma对应的马赫角；

β：圆锥段锥角；并且满足：β＜μ-α；

x₁₁：旋成体静音锥第一轴向位置；

x₁₂：旋成体静音锥第二轴向位置；

x₁₃：旋成体静音锥第三轴向位置；

x₁₁、x₁₂和x₁₃的确定方法为：静音锥圆锥段与静音锥圆柱段的交界面为圆锥-圆柱交界面，圆锥-圆柱交界面的下轮廓与飞机对称面相交于圆锥-圆柱交界面下端点P1，圆锥-圆柱交界面的上轮廓与飞机对称面相交于圆锥-圆柱交界面上端点P2，静音锥圆柱段下轮廓与飞机对称面相交于圆柱-机身交界面下端点P3；

过圆锥-圆柱交界面下端点P1，作与马赫平面平行的平面，与旋成体静音锥轴线相交于旋成体静音锥第一轴向位置x₁₁；

过圆锥-圆柱交界面上端点P2，作与马赫平面平行的平面，与旋成体静音锥轴线相交于旋成体静音锥第二轴向位置x₁₂；

过圆柱-机身交界面下端点P3，作与马赫平面平行的平面，与旋成体静音锥轴线相交于旋成体静音锥第三轴向位置x₁₃；

f₁₁(x)：第一中间量参数；

f₁₂(x)：第二中间量参数；

f₁₃(x)：第三中间量参数；

x：以初始旋成体静音锥外形的锥尖为原点，过旋成体静音锥轴线作x轴，旋成体静音锥轴线的不同位置点的x轴坐标；

步骤4.3.2，根据初始旋成体静音锥外形的体积等效截面积分布S_V(x)，计算声爆F函数F(τ)：

其中：

τ：在初始旋成体静音锥外形为巡航条件下时，在其正下方距离为H位置建立与初始旋成体静音锥外形轴线平行的τ轴，初始旋成体静音锥外形的锥尖在τ轴的投影为τ轴原点；τ轴的不同位置点具有τ轴坐标；

步骤4.3.3，采用下式，计算初始旋成体静音锥外形的线化的声爆近场波形：

其中：

p_inf：自由来流压强；

dp：超声速民机扰动压强与自由来流压强差；

γ：大气比热比；

B：普朗特-格劳厄特系数，计算公式为：

步骤4.3.4，使用面积平衡法或Burgers-Hayers方法对步骤4.3.3得到的初始旋成体静音锥外形的线化的声爆近场波形进行非线性修正，得到最终的初始旋成体静音锥外形的声爆近场波形。