本發(fā)明涉及一種滿(mǎn)足實(shí)用性需求的可重復(fù)使用的天地往返飛行器外形設(shè)計(jì)方法。
背景技術(shù)：
飛行器外形的設(shè)計(jì)是飛行器研制最核心的技術(shù)，是一個(gè)多學(xué)科相互交叉耦合作用的復(fù)雜綜合設(shè)計(jì)過(guò)程，為獲得滿(mǎn)足設(shè)計(jì)要求且整體性能最優(yōu)的飛行器外形，必須根據(jù)飛行器的使命及總體布局的要求，考慮各種設(shè)計(jì)約束條件對(duì)飛行器性能的影響，在各學(xué)科間進(jìn)行反復(fù)多次迭代，折衷平衡，優(yōu)化組合。不同的戰(zhàn)略目標(biāo)、使用模式及發(fā)射平臺(tái)催生了高超聲速飛行器氣動(dòng)布局及飛行方式的創(chuàng)新式多樣化發(fā)展，可重復(fù)使用天地往返飛行器一直是當(dāng)前高超聲速領(lǐng)域的關(guān)注重點(diǎn)之一。
可重復(fù)使用天地往返系統(tǒng)必須滿(mǎn)足“快速、機(jī)動(dòng)、廉價(jià)、可靠”等基本要求，具備高機(jī)動(dòng)、低過(guò)載、大運(yùn)載能力及低成本等特性。為了實(shí)現(xiàn)高超聲速天地往返飛行，飛行器需要具備較大的再入速度、較淺的再入傾角、較好的減速特性、較大的高超聲速配平升阻比及配平升力、較大的亞聲速升力，并滿(mǎn)足配平狀態(tài)下俯仰、偏航、滾轉(zhuǎn)三個(gè)方向的靜動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性，操縱控制方式簡(jiǎn)單效率高，氣動(dòng)熱環(huán)境相對(duì)較好，防熱負(fù)擔(dān)小，內(nèi)部裝填容積及容積利用率較大，各部件幾何參數(shù)分配合理，質(zhì)心布置容易實(shí)現(xiàn)，易于可重復(fù)使用和維護(hù)等要求。因此，可以將可重復(fù)使用天地往返氣動(dòng)問(wèn)題歸結(jié)為高超聲速升阻比問(wèn)題、亞聲速升力問(wèn)題、熱防護(hù)問(wèn)題、穩(wěn)定性與操縱性問(wèn)題四大核心問(wèn)題。
從傳統(tǒng)的軸對(duì)稱(chēng)外形到升力體外形，設(shè)計(jì)者一直在追求更高的高超聲速升阻比、更高的進(jìn)場(chǎng)升力和更大的氣動(dòng)效益。但對(duì)實(shí)用型的高超聲速飛行器而言，還必須同時(shí)兼顧飛行器的容積、容積利用率、側(cè)表面積等總體約束要求，特別是分段裝填需求，而飛行器的升阻比與容積利用率通?；槊堋Ｒ虼私梃b多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化的思想進(jìn)行可重復(fù)使用天地往返飛行器外形的設(shè)計(jì)是必須解決的問(wèn)題。
技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：
為了克服現(xiàn)有技術(shù)的上述缺點(diǎn)，本發(fā)明提出了一種能夠滿(mǎn)足可重復(fù)使用及內(nèi)外尺寸約束需求的可實(shí)用化的天地往返飛行器外形設(shè)計(jì)方法，首先考慮飛行器的防熱需求，該飛行器采取鈍頭升力體外形，機(jī)身防熱問(wèn)題并不嚴(yán)重，同時(shí)飛行器的機(jī)翼及控制舵采用鈍化前緣以解決其防熱問(wèn)題。迎風(fēng)面采用大面積的曲面設(shè)計(jì)負(fù)責(zé)提供升力及升阻比，而背風(fēng)面則考慮裝填需求和提供封閉的外形及內(nèi)部空間，同時(shí)考慮了載人情況下的座艙設(shè)計(jì)。在背風(fēng)面設(shè)計(jì)時(shí)主要考慮內(nèi)部裝填約束，采用傳統(tǒng)二次曲線(xiàn)技術(shù)擬合截面形狀。該外型背風(fēng)面設(shè)計(jì)能夠提供很好的裝填空間，同時(shí)下表面采用升力體概念設(shè)計(jì)，既能滿(mǎn)足穩(wěn)定性需求，又能滿(mǎn)足高升阻比的需求，同時(shí)在低速飛行狀態(tài)下也能具備較好的氣動(dòng)特性。
本發(fā)明解決其技術(shù)問(wèn)題所采用的技術(shù)方案是：一種可重復(fù)使用的天地往返飛行器外形設(shè)計(jì)方法，包括如下步驟：
步驟一、根據(jù)機(jī)身長(zhǎng)度和不同截面處的尺寸約束，確定機(jī)身上下輪廓控制線(xiàn)；
步驟二、根據(jù)機(jī)身總寬度及設(shè)計(jì)需求，采用與上下輪廓線(xiàn)相同的方法，利用二次曲線(xiàn)和直線(xiàn)段的拼接，確定機(jī)身左右寬度輪廓線(xiàn)；
步驟三、在每一個(gè)關(guān)鍵站位處采用二次曲線(xiàn)和基于類(lèi)型函數(shù)與形狀函數(shù)的cst方法生成對(duì)應(yīng)的截面形狀，從而得到整個(gè)機(jī)身關(guān)鍵站位形狀；
步驟四、通過(guò)線(xiàn)性或多項(xiàng)式的插值方法，獲得沿機(jī)身縱向每個(gè)站位的截面形狀，通過(guò)表面放樣技術(shù)獲得整個(gè)機(jī)身的形狀；
步驟五、采用數(shù)值計(jì)算方法，對(duì)流場(chǎng)進(jìn)行計(jì)算，獲得機(jī)身外形在高超聲速和亞跨超聲速時(shí)的氣動(dòng)特性；
步驟六、采用流線(xiàn)法和片條法計(jì)算機(jī)身外形和控制舵面的表面熱環(huán)境特性；
步驟七、對(duì)控制舵面進(jìn)行匹配設(shè)計(jì)；
步驟八、對(duì)氣動(dòng)外形進(jìn)行優(yōu)化。
與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明的積極效果是：
本發(fā)明方法綜合考慮了高超聲速升阻比特性和亞跨超低速進(jìn)場(chǎng)特性，在滿(mǎn)足內(nèi)外尺寸約束的條件下，設(shè)計(jì)出了全速域均滿(mǎn)足設(shè)計(jì)需求的可重復(fù)使用天地往返飛行器外形。
本發(fā)明方法在飛行器設(shè)計(jì)過(guò)程中考慮了多學(xué)科的耦合影響，在概念設(shè)計(jì)階段就引入了氣動(dòng)力、氣動(dòng)熱環(huán)境等多方面的影響，優(yōu)化獲得的飛行器既具備優(yōu)異的氣動(dòng)性能和較好的防熱性能，又具備較好的實(shí)用性。
附圖說(shuō)明
本發(fā)明將通過(guò)例子并參照附圖的方式說(shuō)明，其中：
圖1為二次曲線(xiàn)方法示意圖。
具體實(shí)施方式
一種可重復(fù)使用的天地往返飛行器外形設(shè)計(jì)方法，包括如下步驟：
一、根據(jù)設(shè)計(jì)需要，給定再入飛行馬赫數(shù)ma、再入飛行高度h，機(jī)身長(zhǎng)度l和寬度w，機(jī)身頭部的半徑r，以及不同截面位置xi處的高度限制hi。
二、確定機(jī)身上下輪廓控制線(xiàn)，根據(jù)機(jī)身長(zhǎng)度和不同截面處的尺寸約束，確定上下輪廓線(xiàn)。按照設(shè)想的氣動(dòng)外形初始方案，將輪廓線(xiàn)分段拆分為多條二次曲線(xiàn)和直線(xiàn)段的組合，在各線(xiàn)段的拼接點(diǎn)處，保證輪廓線(xiàn)的斜率相同以確保其光滑。
下輪廓線(xiàn)為球頭(圓弧段)、一條二次曲線(xiàn)和一條直線(xiàn)的組合。頭部的球頭(圓弧)部分的曲線(xiàn)坐標(biāo)由下式確定：
圓弧結(jié)束部分與一條二次曲線(xiàn)(二次曲線(xiàn)的詳細(xì)描述見(jiàn)第四部分)相接，曲線(xiàn)斜率由與圓弧相切逐漸過(guò)渡到水平。二次曲線(xiàn)結(jié)束部分接一條水平的直線(xiàn)，形成機(jī)身下部的平直部分。
上輪廓線(xiàn)為球頭(圓弧段)、兩條二次曲線(xiàn)和一條直線(xiàn)的組合。頭部的球頭(圓弧)部分的曲線(xiàn)坐標(biāo)與下輪廓線(xiàn)形成方法一致。圓弧結(jié)束部分與一條二次曲線(xiàn)相接，曲線(xiàn)斜率由與圓弧相切逐漸過(guò)渡到水平，形成機(jī)身上表面座艙前方的平坦部分。第二條二次曲線(xiàn)從水平部分開(kāi)始，形成一個(gè)角度接近90°的座艙前部，二次曲線(xiàn)后部的角度過(guò)渡到水平，形成座艙的頂部。二次曲線(xiàn)結(jié)束部分接一條水平的直線(xiàn)，形成機(jī)身上部的平直部分。
根據(jù)輪廓約束，可以對(duì)上下表面輪廓線(xiàn)進(jìn)行適當(dāng)調(diào)整，使之既滿(mǎn)足約束需求，又滿(mǎn)足高升阻比設(shè)計(jì)需求。
三、確定機(jī)身左右寬度輪廓線(xiàn)，按照設(shè)想的氣動(dòng)外形初始方案，根據(jù)機(jī)身總寬度及設(shè)計(jì)需求，采用與上下輪廓線(xiàn)相同的方法，利用二次曲線(xiàn)和直線(xiàn)段的拼接，確定左右輪廓線(xiàn)。
按照飛行器設(shè)計(jì)的一般做法，左右輪廓線(xiàn)是對(duì)稱(chēng)的。這里以一邊的輪廓線(xiàn)為例：右輪廓線(xiàn)為一條二次曲線(xiàn)和一條直線(xiàn)的組合。從機(jī)身頭部開(kāi)始，到機(jī)身寬度達(dá)到最大寬度的位置為止，形成一條二次曲線(xiàn)，二次曲線(xiàn)的角度由頭部的接近90°開(kāi)始逐漸過(guò)渡到最大寬度位置的0°(水平)，二次曲線(xiàn)的尾部與一水平直線(xiàn)相接，形成機(jī)身右側(cè)的水平的部分。
四、根據(jù)上下表面輪廓控制線(xiàn)和左右寬度控制線(xiàn)，采用二次曲線(xiàn)和基于類(lèi)型函數(shù)與形狀函數(shù)的cst方法生成對(duì)應(yīng)的截面形狀。二次曲線(xiàn)方法和cst方法的具體原理如下：
直角坐標(biāo)系中，二次曲線(xiàn)的一般方程形式如下：
ax2+bxy+cy2+dx+ey+f＝0
采用二次曲線(xiàn)方法可以快速、方便而且精確地生成截面形狀。假設(shè)起點(diǎn)a為某飛行器彈身鉛垂對(duì)稱(chēng)平面與橫截面在背風(fēng)面的交點(diǎn)，二次曲線(xiàn)的終點(diǎn)b為水平面與橫截面的交點(diǎn)，c點(diǎn)為過(guò)點(diǎn)a及點(diǎn)b的橫截面切線(xiàn)的交點(diǎn)。這樣，平面abc內(nèi)過(guò)a、b點(diǎn)的二次曲線(xiàn)形狀就將由肩點(diǎn)e的位置控制。如果點(diǎn)d為直線(xiàn)
基于類(lèi)型函數(shù)和形狀函數(shù)的方法(classfunctionandshapefunctiontransformationtechnique-cst)的兩個(gè)要素分別為：類(lèi)型函數(shù)(classfunction)和形狀函數(shù)(shapefunction)。在飛行器設(shè)計(jì)中，外形基本上可以分為截面控制類(lèi)外形(機(jī)身、升力體等)和翼型控制類(lèi)外形(機(jī)翼、垂尾、翼身融合體等)。這兩類(lèi)部件的外形設(shè)計(jì)都可以通過(guò)選取適當(dāng)?shù)念?lèi)型函數(shù)來(lái)確定其截面/翼型基本形狀，再通過(guò)形狀函數(shù)來(lái)精確確定其最終形狀。其基本原理是：對(duì)于機(jī)身而言，左右對(duì)稱(chēng)的截面形狀可由如下表達(dá)式描述，
其中s(η)為形狀函數(shù)，
五、在每一個(gè)站位處重復(fù)第四步的設(shè)計(jì)，得到整個(gè)機(jī)身關(guān)鍵站位形狀。
六、在獲得整個(gè)機(jī)身關(guān)鍵站位形狀之后，通過(guò)線(xiàn)性或多項(xiàng)式的插值方法，獲得沿機(jī)身縱向每個(gè)站位的截面形狀，通過(guò)表面放樣技術(shù)(等角度放樣或等弧長(zhǎng)放樣)，獲得整個(gè)機(jī)身的形狀。
七、采用數(shù)值計(jì)算方法，求解ns方程，對(duì)流場(chǎng)進(jìn)行計(jì)算，對(duì)該外形的高超聲速特性和亞跨超特性進(jìn)行計(jì)算，獲得該外形在高超聲速和亞跨超聲速時(shí)的升力系數(shù)cl、阻力系數(shù)cd、側(cè)向力系數(shù)cs、俯仰力矩系數(shù)cm、滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)cr、偏航力矩系數(shù)cy以及動(dòng)導(dǎo)數(shù)等氣動(dòng)特性。采用流線(xiàn)法和片條法計(jì)算該外形機(jī)身和控制舵面的表面熱流密度q。
八、對(duì)控制舵面進(jìn)行匹配設(shè)計(jì)，根據(jù)數(shù)值計(jì)算的結(jié)果，調(diào)整不同控制舵面大小和質(zhì)心位置，以確保飛行器具有設(shè)計(jì)者所期望的氣動(dòng)性能。通過(guò)氣動(dòng)特性的綜合計(jì)算，使得操縱面操縱效率滿(mǎn)足要求。
九、通過(guò)氣動(dòng)力/熱/軌道綜合的高超聲速飛行器氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)優(yōu)化方法，在允許的設(shè)計(jì)空間內(nèi)，通過(guò)打靶法或遺傳算法，優(yōu)化獲得性能較優(yōu)的氣動(dòng)外形。
以下舉例說(shuō)明本發(fā)明方法的具體應(yīng)用：
設(shè)定尺寸條件為：機(jī)身總長(zhǎng)度8米，總寬度3米，機(jī)身高度0.8米，機(jī)身頭部半徑0.3米。優(yōu)化目標(biāo)為：馬赫數(shù)7.0，攻角15°飛行時(shí)的升阻比最大；馬赫數(shù)7.0，攻角15°飛行時(shí)的迎風(fēng)面中心線(xiàn)熱流和最??；馬赫數(shù)0.2，攻角12°飛行時(shí)的升力系數(shù)最大。
一、根據(jù)尺寸限制，通過(guò)二次曲線(xiàn)設(shè)計(jì)機(jī)身上輪廓線(xiàn)，座艙起始位置的角度為40°，二次曲線(xiàn)形狀因子為0.5；機(jī)身下輪廓線(xiàn)根據(jù)高度限制，利用二次曲線(xiàn)生成；機(jī)身寬度輪廓線(xiàn)也利用二次曲線(xiàn)生成。
二、綜合利用二次曲線(xiàn)方法和基于類(lèi)型函數(shù)和形狀函數(shù)的cst方法，在上下輪廓線(xiàn)和寬度輪廓線(xiàn)的約束下，生成機(jī)身各關(guān)鍵站位的橫截面，通過(guò)放樣技術(shù)獲得機(jī)身外形。
三、通過(guò)水平尾翼、體襟翼和v形尾翼的匹配設(shè)計(jì)，確定水平尾翼的展向?qū)挾葹?.75米，后掠角為60°，翼根弦長(zhǎng)2米；v形尾翼與垂直平面的夾角為30°，后掠角為25°，翼根弦長(zhǎng)為1米；體襟翼長(zhǎng)度為0.4米，寬度為0.6米。
四、考慮防熱需求，將各控制舵面前緣分別以半徑為50mm-80mm的圓弧進(jìn)行鈍化設(shè)計(jì)。
五、采用三維ns方程數(shù)值求解方法計(jì)算該外形高超聲速升阻比特性和亞跨超升力特性。
六、分別采用流線(xiàn)法和片條法計(jì)算該外形機(jī)身和控制舵面的表面熱環(huán)境特性。
七、利用氣動(dòng)力特性結(jié)果，獲得其縱向及橫側(cè)向控制特性。
八、通過(guò)氣動(dòng)力/熱/軌道綜合的飛行器氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)優(yōu)化，獲得該外形優(yōu)化設(shè)計(jì)結(jié)果的pareto前沿及優(yōu)化外形。