本發(fā)明涉及高超聲速飛行器氣動(dòng)設(shè)計(jì)領(lǐng)域，特別是乘波體布局形式。

背景技術(shù)：

高升力超聲速/高超聲速外形一直是人類不懈的追求。根據(jù)高超聲速無粘流動(dòng)的雙曲線特征，飛行器的氣動(dòng)性能可以在很大程度上得以提高，乘波體就是利用這一特性的典型外形。乘波體通過附著激波將高壓氣動(dòng)分割在飛行器下表面阻止流動(dòng)泄露，有效突破了高超聲速飛行器的升阻屏障，具有很高的升阻比。經(jīng)過幾十年的發(fā)展，乘波體從早期的單一構(gòu)型逐漸發(fā)展為具有不同特點(diǎn)的復(fù)雜構(gòu)型，尤其是密切錐方法的提出，可以通過給定激波出口型線進(jìn)行乘波體設(shè)計(jì)，具有更多特性的乘波體外形。

乘波體的工程應(yīng)用目前仍然有諸多的限制，主要問題包括低速狀態(tài)氣動(dòng)性能不好、縱向穩(wěn)定性難以保證等。乘波體外形一般根據(jù)高超聲速流場通過流線追蹤得到，其生成曲面具有獨(dú)特的特征，難以自由設(shè)計(jì)，但乘波體的平面形狀可以通過設(shè)計(jì)曲線進(jìn)行修改，這為我們改善乘波體在非設(shè)計(jì)點(diǎn)的氣動(dòng)性能提供了一種非常值得考慮的思路，而定后掠角乘波體的概念則為這一思路提供了有效途徑。定后掠角乘波體由來已久，但在早期只是其它類型乘波體的“附屬品”。近年來，相關(guān)學(xué)者從密切錐乘波體設(shè)計(jì)方法出發(fā)，提出了定后掠角密切錐和密切流場乘波體的概念。這種概念提高了乘波體設(shè)計(jì)方法的靈活性，但在改善乘波體缺陷方面的應(yīng)用還較少。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明的技術(shù)解決問題是：克服一般乘波體外形低速性能差，縱向穩(wěn)定性不好等缺點(diǎn)，提供一種雙后掠布局的乘波體。

本發(fā)明的技術(shù)解決方案是：一種雙后掠布局的乘波體，所述的乘波體的上表面為自由流面追蹤得到的平面，下表面為具有乘波性能的曲面，該曲面通過鈍頭區(qū)域、大后掠角區(qū)域和小后掠角區(qū)域進(jìn)行描述；其中，鈍頭區(qū)域?yàn)槌瞬w設(shè)計(jì)中的流線追蹤曲面，鈍頭前緣線在對稱軸處的切率為零；大后掠角區(qū)域也稱內(nèi)翼部分，平滑連接于鈍頭區(qū)域的兩側(cè)，其外型面由前緣線和曲線組成，前緣線為大后掠直線，后掠角范圍50°-80°，且前緣線末端與鈍頭區(qū)域邊緣之間的距離小于乘波體半展長的30％，曲線為乘波體設(shè)計(jì)中的流線追蹤線；小后掠角區(qū)域也稱為外翼部分，平滑連接于大后掠角區(qū)域的流線兩側(cè)，小后掠角區(qū)域的前緣線為一條直線，后掠角30°-70°。

鈍頭區(qū)域采用錐導(dǎo)乘波體方法中將流線追蹤初始線設(shè)定為水平直線得到。

鈍頭區(qū)域采用密切錐方法中設(shè)定激波出口型線為圓弧，設(shè)定流線追蹤初始線為水平直線得到。

小后掠角區(qū)域采用密切錐方法中設(shè)定激波出口型線為直線，設(shè)定密切平面內(nèi)的流場為超聲速楔形流場，設(shè)定流線追蹤初始線為水平直線得到。

小后掠角區(qū)域的激波出口型線的斜率傾角小于鈍頭區(qū)域激波出口型線圓弧的圓心角。

大后掠角區(qū)域采用密切錐方法設(shè)計(jì)得到，其中設(shè)定激波出口型線為連接鈍頭區(qū)域激波出口型線記為曲線A和小后掠角區(qū)域激波出口型線記為曲線B的平滑曲線，該平滑曲線的曲率設(shè)定為從曲線A的曲率線性減小到曲線B的曲率；設(shè)定流線追蹤初始線為水平直線。

所述的平滑曲線采用B樣條方法表達(dá)，以保證過渡區(qū)域的光滑性。

小后掠角區(qū)域前緣線的后掠角大小最優(yōu)選取小于大后掠角區(qū)域的后掠角。

小后掠角區(qū)域前緣線的后掠角大小最優(yōu)小于60°。

鈍頭區(qū)域前緣線最外端到對稱軸的距離不超過乘波體半展長的40％。

本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比有益效果為：

(1)雙后掠乘波體通過構(gòu)建內(nèi)側(cè)大后掠區(qū)域和外側(cè)小后掠區(qū)域，保持了高超聲速階段的高升阻比性能，同時(shí)從幾何上整體增加了展弦比，使低速狀態(tài)的氣動(dòng)性能有了很大提升。

(2)通過減小外翼部分后掠角，可以使氣動(dòng)焦點(diǎn)后移，增強(qiáng)了縱向穩(wěn)定性。

(3)本發(fā)明設(shè)計(jì)鈍頭區(qū)域、小后掠角區(qū)域和大后掠角區(qū)域進(jìn)而確定乘波體外形，實(shí)現(xiàn)了乘波體的定制化設(shè)計(jì)，使設(shè)計(jì)方法更靈活。

附圖說明

圖1為本發(fā)明雙后掠乘波體外形圖(下表面朝上)；

圖2為本發(fā)明雙后掠乘波體平面圖；

圖3為本發(fā)明密切錐乘波體設(shè)計(jì)方法示意圖；

圖4為本發(fā)明雙后掠乘波體設(shè)計(jì)方法示意圖；

圖5為本發(fā)明雙后掠外形下表面等壓線；

圖6為本發(fā)明后掠角對低速性能的影響；

圖7為本發(fā)明后掠角對縱向穩(wěn)定性的影響。

具體實(shí)施方式

本發(fā)明設(shè)計(jì)原理：分別設(shè)計(jì)具有不同特征的乘波體部分，組合得到雙后掠特點(diǎn)乘波體布局形式，包括鈍頭區(qū)域、大后掠角區(qū)域和小后掠角區(qū)域，如圖1中的A，B，C區(qū)域。圖2給出了平面形狀圖，其中l(wèi)₁,l₂,l₃分別為上述三個(gè)區(qū)域的前緣線，λ₁和λ₂分別為大后掠角區(qū)域和小后掠角區(qū)域的后掠角。此種外形乘波體具有低速狀態(tài)性能和縱向穩(wěn)定性方面的優(yōu)勢。鈍頭區(qū)域可由錐導(dǎo)或密切錐方法得到，其他區(qū)域則均由密切錐方法得到。

簡要介紹密切錐乘波體的設(shè)計(jì)原理，如圖3所示，以ICC曲線作為激波的出口型線，在ICC曲線上取點(diǎn)作切線，垂直于此切線的平面叫作密切平面，通過當(dāng)?shù)攸c(diǎn)的曲率半徑在密切平面內(nèi)擬合錐形流場。將FCT投影到激波作為追蹤的初始點(diǎn)進(jìn)行流線追蹤，生成乘波體下表面。上表面一般采用自由流動(dòng)進(jìn)行流線追蹤得到。具體上述三個(gè)區(qū)域的設(shè)計(jì)通過下述方式得到：

(一)鈍頭區(qū)域

采用錐導(dǎo)乘波體方法時(shí)，將流線追蹤初始線設(shè)定為水平直線。

采用密切錐方法時(shí)，設(shè)定激波出口型線為圓弧，設(shè)定流線追蹤初始線為水平直線得到。

(二)小后掠角區(qū)域

小后掠角區(qū)域采用密切錐方法中設(shè)定激波出口型線為直線，設(shè)定密切平面內(nèi)的流場為超聲速楔形流場，設(shè)定流線追蹤初始線為水平直線得到。

小后掠角區(qū)域的激波出口型線的斜率傾角θ₂小于鈍頭區(qū)域激波出口型線圓弧的圓心角θ₁。

(三)大后掠角區(qū)域

采用密切錐方法設(shè)計(jì)得到，其中設(shè)定激波出口型線為連接鈍頭區(qū)域激波出口型線記為曲線A和小后掠角區(qū)域激波出口型線記為曲線B的平滑曲線，該平滑曲線的曲率設(shè)定為從曲線A的曲率線性減小到曲線B的曲率；設(shè)定流線追蹤初始線為水平直線。平滑曲線采用B樣條方法表達(dá)，以保證過渡區(qū)域的光滑性。

設(shè)計(jì)完成后，本發(fā)明乘波體如圖1所示，乘波體的上表面為自由流面追蹤得到的平面，下表面為具有乘波性能的曲面，該曲面通過鈍頭區(qū)域、大后掠角區(qū)域和小后掠角區(qū)域進(jìn)行描述；其中，鈍頭區(qū)域?yàn)槌瞬w設(shè)計(jì)中的流線追蹤曲面，鈍頭前緣線在對稱軸處的切率為零；大后掠角區(qū)域也稱內(nèi)翼部分，平滑連接于鈍頭區(qū)域的兩側(cè)，其外型面由前緣線和曲線組成，前緣線為大后掠直線，后掠角范圍50°-80°，且前緣線末端與鈍頭區(qū)域邊緣之間的距離小于乘波體半展長的30％，曲線為乘波體設(shè)計(jì)中的流線追蹤線；小后掠角區(qū)域也稱為外翼部分，平滑連接于大后掠角區(qū)域的流線兩側(cè)，小后掠角區(qū)域的前緣線為一條直線，后掠角30°-70°。小后掠角區(qū)域前緣線的后掠角大小最優(yōu)選取小于大后掠角區(qū)域的后掠角。鈍頭區(qū)域前緣線最外端到對稱軸的距離不超過乘波體半展長的40％。

圖4給出了三部分區(qū)域的設(shè)計(jì)示意圖，圓弧AB為鈍頭區(qū)域的設(shè)計(jì)的激波出口型線，圓心角θ₁，曲線BC為大后掠角區(qū)域的激波出口型線，直線CD為小后掠區(qū)域的激波出口型線，斜率傾角為θ₂。

此雙后掠乘波體在高超聲速狀態(tài)的高升阻比特性予以保持。使用計(jì)算流體力學(xué)(CFD)方法進(jìn)行驗(yàn)證計(jì)算，圖5為Ma6時(shí)雙后掠乘波體下表面等壓線分布，可以看到激波附著在下表面，限制了流動(dòng)從下表面到上表面的泄露，具有乘波特性。

雙后掠乘波體在低速方面具有性能優(yōu)勢，圖6給出了當(dāng)內(nèi)翼部分后掠角為70°時(shí)，改變外翼后掠角(70-30°)在Ma＝0.4時(shí)升阻比L/D隨攻角α的變化，可以看到隨著外翼部分后掠角的減小，乘波體的升阻比有了很大幅度的提升。

雙后掠乘波體提高了縱向穩(wěn)定性，圖7(左)給出了給定內(nèi)翼部分后掠角為70°，改變外翼后掠角(70-30°)時(shí)，高超聲速狀態(tài)下力矩C_m隨攻角的變化，當(dāng)外翼部分后掠角減小時(shí)，靜穩(wěn)定度增加。在氣動(dòng)布局的初始設(shè)計(jì)階段，有時(shí)重心位置難以確定，可以通過計(jì)算縱向壓心位置隨攻角的變化來判斷飛行器的靜穩(wěn)定特性。圖7(右)給出了壓力中心Pr Ct隨攻角的變化曲線，此種情況下當(dāng)外翼后掠角小于60°時(shí)，隨攻角增大壓心位置后移，在攻角受到擾動(dòng)發(fā)生變化后能產(chǎn)生回復(fù)力矩，保證了飛行條件下的縱向靜穩(wěn)定性。而外翼后掠角較大時(shí)，壓力中心前移，靜穩(wěn)定性不能保證。

本發(fā)明未詳細(xì)說明部分屬本領(lǐng)域技術(shù)人員公知常識(shí)。