高超聲速飛行器密切曲面乘波體設(shè)計(jì)方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明高超聲速飛行器設(shè)計(jì)技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種高超聲速飛行器密切曲面乘波體設(shè)計(jì)方法。
【背景技術(shù)】
[0002]相比翼身組合體、升力體等傳統(tǒng)布局形式，乘波體布局具有更高的升阻比，且易于采用機(jī)體/推進(jìn)系統(tǒng)一體化設(shè)計(jì)，因此近期吸氣式高超聲速飛行器多采用乘波體或類乘波體氣動(dòng)布局。
[0003]迄今為止的乘波體設(shè)計(jì)方法主要包括Λ型乘波體設(shè)計(jì)方法、錐形流乘波體設(shè)計(jì)方法、密切錐乘波體設(shè)計(jì)方法、楔錐混合流乘波體設(shè)計(jì)方法、定/變楔形角構(gòu)型方法、內(nèi)錐/密切內(nèi)錐乘波體設(shè)計(jì)方法6類。這些乘波體設(shè)計(jì)方法的基本流場(chǎng)局限了其所能用于乘波體設(shè)計(jì)的激波截面形狀?；谛ㄐ瘟鲌?chǎng)的Λ型乘波體、定/變楔角方法只能用于激波形狀為直線或凹曲線的乘波體設(shè)計(jì)；基于圓錐激波流場(chǎng)的錐形流方法、密切錐方法只能用于激波形狀為凹曲線的乘波體設(shè)計(jì)，近期基于密切錐方法發(fā)展的密切流場(chǎng)方法也僅能利用激波截面形狀為分段凹曲線進(jìn)行乘波體設(shè)計(jì)；基于楔錐混合流場(chǎng)的楔錐混合流方法只能用于激波形狀為凹曲線的乘波體設(shè)計(jì)；基于內(nèi)錐激波流場(chǎng)的內(nèi)錐/密切內(nèi)錐方法只能用于設(shè)計(jì)激波形狀為凸曲線的乘波體。
[0004]基于超聲速流場(chǎng)的線化小擾動(dòng)理論，當(dāng)勢(shì)函數(shù)對(duì)柱坐標(biāo)系下極角的二階導(dǎo)數(shù)為小量，也就是幾乎沒有展向流動(dòng)的條件下，柱坐標(biāo)系下的小擾動(dòng)線化方程退化為軸對(duì)稱下的小擾動(dòng)方程。Sobieczky認(rèn)為簡(jiǎn)化后方程可由當(dāng)?shù)氐拿芮休S對(duì)稱流動(dòng)代替，當(dāng)?shù)亓鲃?dòng)的速度方向和梯度取決于當(dāng)?shù)孛芮绣F形流場(chǎng)。由于圓錐激波流場(chǎng)中壓力、馬赫數(shù)隨極角的變化幅度不大，因此應(yīng)用密切錐方法，對(duì)于截面為凹形曲線的任意激波流場(chǎng)，可將激波曲線離散成若干段，并用圓錐激波流場(chǎng)代替，可較好地近似激波流場(chǎng)。但密切錐方法只是近似方法，由于圓錐激波流場(chǎng)中流場(chǎng)參數(shù)是隨極角變化的，密切錐乘波體激波后的流動(dòng)并不完全在當(dāng)?shù)孛芮衅矫胬?。另外，?duì)基于圓錐流場(chǎng)中追蹤流線生成的密切錐乘波體，由于流線流向角變化較大，要保證流線的流向角均處在可獲得高升阻的迎角范圍是件很困難的事。因而可以斷定，密切錐乘波體沿流線方向的某些區(qū)域里產(chǎn)生了高升阻比，而某些區(qū)域里處于低升阻比狀態(tài)。
[0005]同時(shí)，現(xiàn)有密切內(nèi)錐乘波體設(shè)計(jì)方法中，流線積分終止點(diǎn)為奇線極角。為了防止流線積分到奇線極角時(shí)還未到達(dá)指定截面，要求給定的激波曲線曲率半徑盡可能大，以保證從前緣點(diǎn)到尾緣點(diǎn)的流線均位于內(nèi)錐激波流場(chǎng)所允許的積分范圍。這就限制了密切內(nèi)錐乘波體設(shè)計(jì)方法的應(yīng)用，因?yàn)闊o(wú)法在設(shè)計(jì)伊始給定激波形狀時(shí)就判定流線積分是否會(huì)超過(guò)奇線極角。
[0006]目前的乘波體設(shè)計(jì)方法只能用于設(shè)計(jì)激波截面形狀為凹曲線、分段凹曲線或凸曲線的乘波體，因此乘波體的平面形狀只能是前緣后掠角不斷增大的簡(jiǎn)單外形。密切曲面乘波體設(shè)計(jì)方法可利用具有任意曲率截面形狀的激波進(jìn)行設(shè)計(jì)，生成平面形狀更加復(fù)雜的乘波體，提高其在大馬赫數(shù)范圍內(nèi)的乘波特性。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0007]本發(fā)明提出一種高超聲速飛行器密切曲面乘波體設(shè)計(jì)方法，所述方法首先對(duì)密切錐乘波體設(shè)計(jì)方法進(jìn)行改進(jìn)，并對(duì)密切內(nèi)錐乘波體設(shè)計(jì)方法進(jìn)行延拓，基于Sobieczky對(duì)三維流動(dòng)的簡(jiǎn)化，密切錐過(guò)渡到密切楔，再過(guò)渡到密切內(nèi)錐的過(guò)程比較平順，可認(rèn)為橫向流動(dòng)較弱，流動(dòng)主要發(fā)生在密切平面內(nèi)。因此，對(duì)具有任意曲率的復(fù)雜截面激波曲線，可將其劃分為凹曲線段、凸曲線段及過(guò)渡段，分別用一系列激波強(qiáng)度相等的當(dāng)?shù)孛芮绣F、密切內(nèi)錐和密切楔形流近似，所得波后流場(chǎng)具有二階精度，可用以進(jìn)行乘波體設(shè)計(jì)。
[0008]本發(fā)明提供的高超聲速飛行器密切曲面乘波體設(shè)計(jì)方法，包括以下步驟:
[0009]步驟1:給定某截面形狀的激波截面曲線，并將激波截面曲線劃分為若干激波微段。由激波微段的形狀與當(dāng)?shù)厍手行奈恢藐P(guān)系確定在所述激波微段的密切平面內(nèi)，將采用何種流場(chǎng)近似。根據(jù)各流場(chǎng)近似方式，再由激波參數(shù)確定當(dāng)?shù)丶げ嫖⒍巍?br>[0010]步驟2:給定乘波體上表面截面曲線，沿自由來(lái)流流線由乘波體上表面曲線離散點(diǎn)向上游追蹤，得到前緣點(diǎn)；由乘波體上表面截面曲線向上游追蹤，獲得捕獲流管曲面；以當(dāng)?shù)丶げ嫖⒍闻c捕獲流管曲面的交線作為乘波體的前緣線微段，連接各前緣線微段即得到乘波體前緣曲線；沿自由來(lái)流流線向上游追蹤，獲得捕獲流管曲面；以當(dāng)?shù)丶げ媾c捕獲流管曲面的交線作為乘波體的前緣線微段。
[0011]步驟3:由來(lái)流馬赫數(shù)、激波角確定波后流場(chǎng)，由前緣線微段向下游追蹤波后流線形成乘波體下表面。
[0012]步驟4:從乘波體前緣曲線上某一前緣線微段向下游追蹤自由來(lái)流流線，即得到乘波體上表面微段；連接所有前緣線微段向下游追蹤自由來(lái)流流線得到的乘波體上表面微段，即形成乘波體上表面。
[0013]若還有其它需求，則可根據(jù)需求設(shè)計(jì)乘波體上表面。
[0014]本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)在于:目前乘波體設(shè)計(jì)方法僅能用于設(shè)計(jì)激波截面形狀為凹曲線、分段凹曲線或凸曲線的乘波體，因此乘波體的平面形狀只能是前緣后掠角不斷增大的簡(jiǎn)單外形。本發(fā)明可利用任意曲率截面形狀的激波進(jìn)行設(shè)計(jì)，生成平面形狀更加復(fù)雜的乘波體，提高其在大馬赫數(shù)范圍內(nèi)的乘波特性。
【附圖說(shuō)明】
[0015]圖1為密切曲面乘波體設(shè)計(jì)方法中前緣線確定方法示意圖；
[0016]圖2為密切曲面乘波體設(shè)計(jì)方法中下表面生成方法示意圖；
[0017]圖3為實(shí)施例中所設(shè)計(jì)的乘波體俯視圖；
[0018]圖4為實(shí)施例中所設(shè)計(jì)乘波體的升阻比與馬赫數(shù)關(guān)系曲線；
[0019]圖5為實(shí)施例中所設(shè)計(jì)乘波體N-S方程計(jì)算所得壓力云圖。
[0020]圖中:
[0021]1.前緣點(diǎn)；2.前緣線微段；3.乘波體上表面曲線離散點(diǎn)；4.自由來(lái)流流線；5.乘波體上表面截面曲線；6.激波截面曲線；7.激波面微段；8.激波微段；9.當(dāng)?shù)厍拾霃剑?0.波后流線；11.后緣點(diǎn)。
【具體實(shí)施方式】
[0022]下面結(jié)合附圖和實(shí)施例對(duì)本發(fā)明進(jìn)行詳細(xì)說(shuō)明。
[0023]本發(fā)明提供一種高超聲速飛行器密切曲面乘波體設(shè)計(jì)方法，對(duì)于任意曲率截面形狀的激波，在激波強(qiáng)度相同，且波后流動(dòng)均勻，展向流動(dòng)可忽略的條件下，凹曲線部分采用密切錐流場(chǎng)近似，凸曲線部分采用密切內(nèi)錐流場(chǎng)近似，凹曲線向凸曲線過(guò)渡部分采用密切楔流場(chǎng)近似，并要求各當(dāng)?shù)劐F/楔形流場(chǎng)的激波角相等。本方法可利用任意曲率截面形狀的激波進(jìn)行設(shè)計(jì)，生成平面形狀更加復(fù)雜的乘波體，提高其在大馬赫數(shù)范圍內(nèi)的乘波特性。
[0024]所述的高超聲速飛行器密切曲面乘波體設(shè)計(jì)方法，結(jié)合圖1和圖2，包括以下步驟:
[0025]步驟1:給定某截面形狀的激波截面曲線6，將激波截面曲線6劃分為若干激波微段8，劃分激波微段8時(shí)應(yīng)使各激波微段8僅為凹曲線、凸曲線或過(guò)渡段。由激波微段8的形狀與激波微段當(dāng)?shù)厍手行奈恢藐P(guān)系確定在其密切平面內(nèi)，將采用何種流場(chǎng)近似:對(duì)凹曲線，采用密切錐流場(chǎng)近似；對(duì)凸曲線，采用密切內(nèi)錐流場(chǎng)近似；由凹曲線向凸曲線過(guò)渡部分采用密切楔流場(chǎng)近似。根據(jù)各近似方式，再由激波參數(shù)(包括當(dāng)?shù)厍拾霃?和激波角)確定當(dāng)?shù)丶げ嫖⒍?。對(duì)密切錐和密切內(nèi)錐流場(chǎng)，由當(dāng)?shù)厍拾霃?和激波角共同確定當(dāng)?shù)劐F形激波面微段；對(duì)密切楔流場(chǎng)，僅由當(dāng)?shù)丶げń铅麓_定當(dāng)?shù)匦ㄐ渭げ嫖⒍巍?br>[0026]步驟I中所述采用密切錐流場(chǎng)以及密切內(nèi)錐流場(chǎng)近似，為本發(fā)明在已有方法基礎(chǔ)上對(duì)密切錐乘波體設(shè)計(jì)方法進(jìn)行改進(jìn)，并對(duì)密切內(nèi)錐乘波體設(shè)計(jì)方法進(jìn)行延拓后獲得的流場(chǎng)近似方法。
[0027]首先，對(duì)密切錐乘波體設(shè)計(jì)方法進(jìn)行改進(jìn)。基于Sobieczky對(duì)三維流動(dòng)的簡(jiǎn)化可知，波后流場(chǎng)可用展向流動(dòng)小的一系列錐形