[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

说明书

本发明提供一种针对超声速民机的旋成体静音锥快速设计方法，包括以下步骤：选择超声速民机基准构型，提取基准声爆近场波形；截去基准声爆近场波形B₁B₂，添加激波A₁A₂与膨胀波A₂A₃，确定激波最优峰值和膨胀波最优长度；结合修正的声爆线化理论，对旋成体静音锥外形进行优化设计；将最优旋成体静音锥外形添加到超声速民机基准构型机身截面S₃之前，得到超声速民机旋成体静音锥构型。本发明利用修正的声爆线化理论快速预测近场波形，以及优化设计变量数少的优点，能够直接以声爆强度为目标，快速设计出添加旋成体静音锥的超声速民机外形，有效抑制超声速民机巡航阶段产生严重声爆问题，更好地满足超声速民机飞行时对声爆强度的要求。

技术领域

本发明属于超声速民机声爆抑制技术领域，具体涉及一种针对超声速民机的旋成体静音锥快速设计方法。

背景技术

声爆是制约超声速民机投入商业运营的瓶颈。为解决声爆问题，国内外研究人员从上世纪60年代开展大量的研究。其中，本世纪初美国湾流公司Howe提出机头静音锥技术(专利号US6698684)，是一种行之有效的声爆抑制技术。机头静音锥技术是通过在超声速民机头部添加多段细长杆组合而成的装置，可实现声爆抑制，其抑制声爆的机理为：利用这些细长杆产生的多道弱激波代替传统飞机头部产生的一道强激波，且在传播到地面的过程中不发生汇聚。这样不仅降低地面波形机头激波的强度，还能够大幅增加头激波的上升时间。

美国NASA(National Aeronautics and Space Administration)于2002年在4×4整体式风洞中对Howe设计的静音锥开展风洞试验，并将测量结果与CFD(ComputationalFluid Dynamic)计算得到的声爆近场波形进行对比，从而验证数值模拟计算结果的有效性。2006年又将可伸缩的机头静音锥技术应用到F-15B飞机上进行飞行试验，从而验证机头静音锥技术的有效性。

然而，传统方式中，设计有效降低声爆强度的静音锥往往采用高可信度计算与优化设计相结合的手段，耗时十分长，且严重依赖于计算条件。

发明内容

针对现有技术存在的缺陷，本发明提供一种针对超声速民机的旋成体静音锥快速设计方法，可有效解决上述问题。

本发明采用的技术方案如下：

本发明提供一种针对超声速民机的旋成体静音锥快速设计方法，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；