一種后掠角可控的尖頂點(diǎn)密切錐乘波體的制作方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及空氣動(dòng)力學(xué)領(lǐng)域，尤其是一種后掠角可控的尖頂點(diǎn)密切錐乘波體。
【背景技術(shù)】
[0002] 傳統(tǒng)布局的飛行器在高超聲速飛行時(shí)，最大升阻比與飛行馬赫數(shù)存在以下關(guān)系：
[0004] 其中為飛行馬赫數(shù)。由上式可知，傳統(tǒng)布局在高馬赫數(shù)時(shí)，最大升阻比只能到 4左右，即存在"升阻比屏障"。乘波體能夠打破傳統(tǒng)布局的"升阻比屏障"，對(duì)于乘波體布局 的飛行器最大升阻比與飛行馬赫數(shù)的關(guān)系為：
[0006] 上式說(shuō)明，乘波體布局在高馬赫數(shù)時(shí)，最大升阻比可以達(dá)到6左右。乘波體之所以 有如此好的升阻比特性是因?yàn)椋涸撔惋w行器在設(shè)計(jì)狀態(tài)飛行時(shí)激波完全附著在前緣，就像 是騎乘在激波面上飛行，也因此稱為"乘波體"。這種流場(chǎng)中，下表面流動(dòng)被附著激波限制沒(méi) 有向上表面泄露，而對(duì)于傳統(tǒng)布局，這種上下表面的泄露可以導(dǎo)致多達(dá)25%的升力損失。 [0007] 乘波體按照設(shè)計(jì)方法大致可以分為兩大類：正設(shè)計(jì)方法和反設(shè)計(jì)方法。正設(shè)計(jì)方 法是指由某幾何外形求得基本流場(chǎng)，然后再通過(guò)流動(dòng)捕獲管（FlowCaptureTube，F(xiàn)CT)與 激波的交線確定乘波體前緣，最后在流場(chǎng)中從前緣開(kāi)始進(jìn)行流線追蹤獲得乘波構(gòu)型，這類 乘波體的典型代表為由二維切楔流場(chǎng)得到的切楔流場(chǎng)乘波體和由圓錐流場(chǎng)得到的錐導(dǎo)乘 波體。
[0008] 反設(shè)計(jì)方法與正設(shè)計(jì)方法不同的是，事先不知道生成基本流場(chǎng)的幾何模型，已知 基本流場(chǎng)的激波形狀，即反設(shè)計(jì)方法的基本流場(chǎng)需要由激波形狀反向迭代求解。對(duì)于一般 的三維流場(chǎng)，由激波形狀反推流場(chǎng)的計(jì)算量是比較大的，不利于乘波體的設(shè)計(jì)。針對(duì)該問(wèn) 題，Sobieczky等提出了密切錐乘波體（OsculatingConeWaverider，0CW)的生成方法，并 進(jìn)行了大量研究，其基本思路是使用錐型流場(chǎng)去近似任意的三維流場(chǎng)，大大簡(jiǎn)化了計(jì)算。具 體做法是在已知激波形狀上取一個(gè)橫截面，該截面型線稱為進(jìn)氣捕獲曲線（InletCapture Curve，ICC)，然后在型線上構(gòu)造一系列密切錐，通過(guò)密切錐激波與流動(dòng)捕獲管的交線確定 前緣，最后在密切錐流場(chǎng)中從前緣開(kāi)始進(jìn)行流線追蹤獲得乘波構(gòu)型。
[0009] 雖然乘波體的生成與設(shè)計(jì)方法得到了深入研究，但是仍然存在難以解決的問(wèn)題：
[0010] 體積效率與升阻比相互矛盾，設(shè)計(jì)時(shí)必須予以權(quán)衡；
[0011] 上表面設(shè)計(jì)困難，設(shè)計(jì)為膨脹面可以提高氣動(dòng)性能但要降低體積效率，設(shè)計(jì)為壓 縮面能夠提高體積效率但是會(huì)降低氣動(dòng)性能，目前一般設(shè)計(jì)為自由流面，對(duì)氣動(dòng)性能和體 積效率均無(wú)貢獻(xiàn)；
[0012] 低速性能差，因?yàn)槌瞬w設(shè)計(jì)時(shí)只考慮設(shè)計(jì)狀態(tài)的性能，因此其它速域的性能尤 其是起飛著落和跨音速飛行性能差。
[0013] 粘性阻力與壓差阻力量級(jí)相當(dāng)，設(shè)計(jì)時(shí)必須考慮粘性作用。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0014] 本發(fā)明的目的是提出一種前緣后掠角可控、上表面采用自由流面的密切錐乘波 體，該乘波體的整個(gè)前緣為一條直線段，并且這條直線段前緣的后掠角在設(shè)計(jì)階段能夠予 以控制。這種乘波體能夠有效利用其后掠效應(yīng)在上表面產(chǎn)生與三角翼類似的穩(wěn)定分離渦， 在不降低體積效率的前提下提高乘波體的升力，這種特性對(duì)乘波體的低速性能也十分有 利。
[0015] 為實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明采用如下技術(shù)方案：
[0016] -種后掠角可控的尖頂點(diǎn)密切錐乘波體，所述乘波體的整個(gè)前緣為一條直線段， 所述直線段前緣的后掠角的角度在設(shè)計(jì)階段可控，氣捕獲曲線由一條直線段和一段圓弧組 成，圓弧位于靠近對(duì)稱面一側(cè)，圓心為流動(dòng)捕獲管曲線位于對(duì)稱面上的端點(diǎn)。
[0017] -種后掠角可控的尖頂點(diǎn)密切錐乘波體的生成方法，包括以下步驟：
[0018] 步驟一、根據(jù)設(shè)計(jì)需要，給定巡航馬赫數(shù)、飛行高度和機(jī)身長(zhǎng)度；
[0019] 步驟二、確定后掠角，根據(jù)巡航馬赫數(shù)確定乘波體后掠角的上限，然后根據(jù)設(shè)計(jì)需 要選擇一個(gè)合理的后掠角；
[0020] 步驟三、確定激波角，首先由巡航馬赫數(shù)和后掠角的上限確定激波角的變化范圍， 然后根據(jù)設(shè)計(jì)需要選擇一個(gè)合理的激波角；
[0021] 步驟四、給定流動(dòng)捕獲管曲面，該曲面由其在乘波體底部所在平面上的投影曲線 流動(dòng)捕獲管曲線確定，為保證得到直線前緣，該曲線采用一條與水平線呈一定夾角的直線 段，其長(zhǎng)度可由機(jī)身長(zhǎng)度和后掠角確定；
[0022] 步驟五、給定進(jìn)氣捕獲曲線，該曲線由一條直線段和一段圓弧組成，圓弧位于靠近 對(duì)稱面一側(cè)，圓心為流動(dòng)捕獲管曲線位于對(duì)稱面上的端點(diǎn)，直線段位于遠(yuǎn)離對(duì)稱面一側(cè)，其 一端與圓弧相連，連接點(diǎn)處保證一階導(dǎo)數(shù)連續(xù)，另一端與流動(dòng)捕獲管曲線遠(yuǎn)離對(duì)稱面的端 點(diǎn)相連，在該連接點(diǎn)處兩條直線段呈一定夾角；
[0023] 步驟六、確定密切平面，將進(jìn)氣捕獲曲線離散為一系列離散點(diǎn)，通過(guò)每個(gè)離散點(diǎn)做 法線，通過(guò)法線并垂直于進(jìn)氣捕獲曲線所在平面的一系列平面就是密切平面；
[0024] 步驟七、在每個(gè)密切平面內(nèi)確定密切錐頂點(diǎn)的投影點(diǎn)，對(duì)于圓弧段，某個(gè)密切平面 內(nèi)密切錐頂點(diǎn)的投影點(diǎn)即為該圓弧段的圓心；
[0025] 步驟八、在每個(gè)密切平面內(nèi)由激波角、密切錐頂點(diǎn)的投影點(diǎn)和進(jìn)氣捕獲曲線上對(duì) 應(yīng)離散點(diǎn)確定密切錐的頂點(diǎn)；
[0026] 步驟九、根據(jù)激波角和巡航馬赫數(shù)，通過(guò)求解Taylor-Maccoll方程得到每個(gè)密切 平面內(nèi)的密切錐流場(chǎng)；
[0027] 步驟十、在每個(gè)密切平面內(nèi)確定乘波體的前緣點(diǎn)，該點(diǎn)由流動(dòng)捕獲管和激波面的 交點(diǎn)確定；
[0028] 步驟十一、在每個(gè)密切平面內(nèi)以步驟十確定的前緣點(diǎn)為起點(diǎn)在圓錐流場(chǎng)中進(jìn)行流 線追蹤，追蹤至進(jìn)氣捕獲曲線所在平面，所得所有流線組成乘波體下表面；
[0029] 步驟十二、在每個(gè)密切平面內(nèi)以步驟十確定的前緣點(diǎn)為起點(diǎn)在自由流場(chǎng)中進(jìn)行流 線追蹤，追蹤至進(jìn)氣捕獲曲線所在平面，所得所有流線組成乘波體上表面；
[0030] 步驟十三、由圓錐流場(chǎng)提供的無(wú)粘流場(chǎng)信息在指定高度和機(jī)身長(zhǎng)度下利用參考溫 度法和壓縮平板的粘性力計(jì)算方法給出乘波體的升阻比，并計(jì)算體積效率。
[0031] 在上述技術(shù)方案中，所述步驟八中的某個(gè)密切平面內(nèi)密切錐頂點(diǎn)的投影點(diǎn)由一條 直線與密切平面內(nèi)法線的交點(diǎn)確定。
[0032] 在上述技術(shù)方案中，所述直線通過(guò)圓弧圓心，且投影點(diǎn)與進(jìn)氣捕獲曲線上對(duì)應(yīng)離 散點(diǎn)的連線與流動(dòng)捕獲管曲線有交點(diǎn)。
[0033] 綜上所述，由于采用了上述技術(shù)方案，本發(fā)明的有益效果具體表現(xiàn)如下：
[0034] 進(jìn)氣捕獲曲線上的圓弧段以及流動(dòng)捕獲管曲線通過(guò)該圓弧段的圓心確保該型乘 波體頭部為尖頂點(diǎn)；
[0035] 進(jìn)氣捕獲曲線上的直線段、流動(dòng)捕獲管曲線為直線以及密切錐頂點(diǎn)的投影為直線 確保了該型乘波體前緣為直線前緣，并且可控；
[0036] 獲得的乘波體平面形狀與三角翼相同，能夠在飛行時(shí)在上表面產(chǎn)生穩(wěn)定分離渦， 從而提高該型乘波體的升力特性，這一點(diǎn)在低速飛行時(shí)尤為重要；
[0037] 本發(fā)明通過(guò)后掠角可控的直線前緣在上表面產(chǎn)生穩(wěn)定分離渦，提高了上表面的氣 動(dòng)性能卻未犧牲飛行器的體積效率，這對(duì)上表面的設(shè)計(jì)是非常有利的。
【附圖說(shuō)明】
[0038] 本發(fā)明將通過(guò)例子并參照附圖的方式說(shuō)明，其中：
[0039] 圖1是本發(fā)明的自由視圖；
[0040] 圖2是圖1的俯視圖以及幾何關(guān)系不意圖；
[0041] 圖3是圖1的后視圖以及幾何關(guān)系不意圖；
[0042] 圖4是圖2、圖3后視圖的基礎(chǔ)上標(biāo)示出離散點(diǎn)、法線和密切錐頂點(diǎn)投影點(diǎn)的示意 圖；
[0043] 圖5是密切錐頂點(diǎn)求解示意圖；
[0044] 其中：1是乘波體下表面，2是進(jìn)氣捕獲曲線，3是激波面。
【具體實(shí)施方式】
[0045] 本發(fā)明安裝以下步驟進(jìn)行實(shí)施：
[0046] -、根據(jù)設(shè)計(jì)需要，給定巡航馬赫數(shù)、飛行高度和機(jī)身長(zhǎng)度；
[0047] 二、確定后掠角，首先由巡航馬赫數(shù)確定乘波體后掠角的上限，然后根據(jù)設(shè)計(jì)需要 選擇一個(gè)合理的后掠角；
[0048] 三、確定激波角，首先由巡航馬赫數(shù)和后掠角的上限確定激波角的變化范圍，然后 根據(jù)設(shè)計(jì)需要選擇一個(gè)合理的激波角；
[0049] 四、給定流動(dòng)捕獲管曲面，該曲面由其在乘波體底部所在平面上的投影曲線流動(dòng) 捕獲管曲線確定，為保證得到直線前緣，該曲線采用一條與水平線呈一定夾角的直線段，其 長(zhǎng)度可由機(jī)身長(zhǎng)度和后掠角確定；
[0050] 五、給定進(jìn)氣捕獲曲線，該曲線由一條直線段和一段圓弧組成，圓弧位于靠近對(duì)稱 面一側(cè)，圓心為流動(dòng)捕獲管曲線位于對(duì)稱面上的端點(diǎn)，直線段位于遠(yuǎn)離對(duì)稱面一側(cè)，其一端 與圓弧相連，連接點(diǎn)處保證一階導(dǎo)數(shù)連續(xù)，另一端與流動(dòng)捕獲管曲線遠(yuǎn)離對(duì)稱面的端點(diǎn)相 連，在該連接點(diǎn)處兩條直線段呈一定夾角；
[0051] 六、確定密切平面，將進(jìn)氣