一种涡效应增升的乘波体制造技术

一种涡效应增升的乘波体，所述的乘波体的上表面为自由流面追踪得到的平面，下表面具有乘波性能的曲面，该曲面通过机身，涡生成装置和机翼部分进行描述；其中，机身为圆锥面，其底面圆心角范围小于90°；涡生成装置平滑连接于圆锥面机身两侧，其外型面由前缘线和边缘线组成，前缘线为大后掠直线，后掠角范围50°‑75°，且前缘线末端与机身对称轴之间的距离小于乘波体半展长的40％，边缘线为乘波体设计中的流线追踪线；机翼平滑连接于涡生成装置的流线两侧，机翼的前缘线为一条直线，其后掠角小于涡生成装置的后掠角。

【技术实现步骤摘要】
一种涡效应增升的乘波体
本专利技术属于高超声速飞行器设计领域，特别是乘波体气动布局设计。
技术介绍
高升力超声速/高超声速外形一直是人类不懈的追求。根据高超声速无粘流动的双曲线特征，飞行器的气动性能可以在很大程度上得以提高，乘波体就是利用这一特性的典型外形。乘波体通过附着激波将高压气动分割在飞行器下表面阻止流动泄露，有效突破了高超声速飞行器的升阻屏障，具有很高的升阻比。经过几十年的发展，乘波体从早期的单一构型逐渐发展为具有不同特点的复杂构型，尤其是密切锥方法的提出，可以通过给定激波出口型线进行乘波体设计，具有更多特性的乘波体外形。乘波体外形的高升阻比特性为高超声速飞行器的发展提供了很好的思路。目前高超声速战斗机还停留在设想之中，但发展已迫在眉睫。战斗机对机动性和高升力有很高的要求，在流体力学中，增加升力的最有力工具之一就是涡，涡升力特性最早发现于大后掠的细长机翼，气流在小攻角时从机翼前缘分离形成漩涡，且非常稳定。随着攻角增大，漩涡强度不断增强，产生了很大的涡升力。20世纪70年代初出现了边条翼的气动布局，它是在机翼的前方加一细长的边条，除了边条漩涡的增升，还可以利用边条与后机翼的干扰，因此在大迎角时可以大幅度提高全机的升力，并减小阻力。然而，这种涡效应增升装置在高超声速阶段的应用还比较少见。
技术实现思路
本专利技术的技术解决问题是：提供一种涡效应增升的乘波体，借助涡效应，使乘波体增大攻角时具有升力增加效果，为高机动高超声速战斗机设计奠定基础。本专利技术的技术解决方案是：一种涡效应增升的乘波体，所述的乘波体的上表面为自由流面追踪得到的平面，下表面具有乘波性能的曲面，该曲面通过机身，涡生成装置和机翼部分进行描述；其中，机身为圆锥面，其底面圆心角范围小于90°；涡生成装置平滑连接于圆锥面机身两侧，其外型面由前缘线和边缘线组成，前缘线为大后掠直线，后掠角范围50°-75°，且前缘线末端与机身对称轴之间的距离小于乘波体半展长的40％，边缘线为乘波体设计中的流线追踪线；机翼平滑连接于涡生成装置的流线两侧，机翼的前缘线为一条直线，其后掠角小于涡生成装置的后掠角。涡生成装置的前缘线末端与机翼前缘线之间平滑过渡。机翼的后掠角取值范围大于30°。机身圆锥面的顶点为乘波体的驻点。本专利技术与现有技术相比有益效果为：(1)随攻角增大，涡效应乘波体的升力具有非线性增加的效果，在攻角为10°时，升力增加可达10％左右(2)类似于边条翼，通过涡生成装置与机翼部分的有利干扰增强了涡效应，同时可以达到减阻的效果(3)为了增强涡效应的效果，涡生成装置前缘后掠角须较大，一般选择大于50°，但一般小于75°，否则乘波体的生成有困难；机翼部分的后掠角小于涡生成装置部分，否则就没有(2)中的干扰效应。但不应过小，当机翼部分的后掠角小于30°时，飞行器容积太小，实用价值不高。附图说明图1为涡效应增升乘波体的外形图；图2为涡效应乘波体机身部分的曲面选择大小示意图；图3为本专利技术外形升力随攻角的非线性增升；图4为大攻角时上表面压力分布对比。具体实施方式本专利技术设计原理：在乘波体外形内侧增加大后掠角前缘外形，类似于边条翼在大攻角时产生漩涡增加升力。图给出了涡效应乘波体的外形图。乘波体的上表面为自由流面追踪得到的平面，下表面具有乘波性能的曲面，该曲面通过机身，涡生成装置和机翼部分进行描述；A，B，C分别对应机身部分，涡生成装置和机翼部分，涡生成装置平滑连接于圆锥面机身两侧，其外型面由前缘线l1和边缘线l2组成，前缘线为大后掠直线，后掠角范围50°-75°，且前缘线末端与机身对称轴之间的距离小于乘波体半展长的40％，边缘线为乘波体设计中的流线追踪线；机翼平滑连接于涡生成装置的流线两侧，机翼的前缘线l3为一条直线，其后掠角小于涡生成装置的后掠角。涡生成装置的前缘线末端与机翼前缘线之间平滑过渡。涡生成装置的后掠角较大，可以拖出前缘涡，减小上表面的压力。图为机身设计示意图，机身为一段圆锥曲面，底面圆心角为θ，范围小于90°，机身圆锥面的顶点为乘波体的驻点。最优的，机翼的后掠角在小雨涡生成装置后掠角的基础上，取值范围大于30°。使用CFD技术评估气动性能，图给出了随攻角增加涡效应乘波体升力系数CL随攻角α的变化，可以看到，与没有涡生成装置的外形相比，涡效应乘波体的升力系数具有明显的非线性增升效果。涡生成装置与后机翼部分产生了有利干扰，在大攻角状态增强了涡的效果，图给出了大攻角状态上表面压力线分布对比，涡生成装置拖出的涡减小了上表面的压力，且一直影响至后机身区域。本说明书未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种涡效应增升的乘波体，其特征在于：所述的乘波体的上表面为自由流面追踪得到的平面，下表面具有乘波性能的曲面，该曲面通过机身，涡生成装置和机翼部分进行描述；其中，机身为圆锥面，其底面圆心角范围小于90°；涡生成装置平滑连接于圆锥面机身两侧，其外型面由前缘线和边缘线组成，前缘线为大后掠直线，后掠角范围50°‑75°，且前缘线末端与机身对称轴之间的距离小于乘波体半展长的40％，边缘线为乘波体设计中的流线追踪线；机翼平滑连接于涡生成装置的流线两侧，机翼的前缘线为一条直线，其后掠角小于涡生成装置的后掠角。

【技术特征摘要】
1.一种涡效应增升的乘波体，其特征在于：所述的乘波体的上表面为自由流面追踪得到的平面，下表面具有乘波性能的曲面，该曲面通过机身，涡生成装置和机翼部分进行描述；其中，机身为圆锥面，其底面圆心角范围小于90°；涡生成装置平滑连接于圆锥面机身两侧，其外型面由前缘线和边缘线组成，前缘线为大后掠直线，后掠角范围50°-75°，且前缘线末端与机身对称轴之间的距离小于乘波体半展长的40％，边缘线为乘波体...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘传振，白鹏，陈冰雁，
申请(专利权)人：中国航天空气动力技术研究院，
类型：新型
国别省市：北京,11