一种满足装填需求的乘波概念滑翔飞行器外形设计方法技术

本发明专利技术公开了一种满足装填需求的乘波概念滑翔飞行器外形设计方法，包括如下步骤：根据机身长度和不同截面处的尺寸约束，确定机身上下轮廓控制线，所述轮廓线为直线段拼接，计算气流偏转角，计算二维切楔流场压力，计算FCT圆弧曲线半径，根据FCT圆弧曲线半径确定圆弧曲线，然后利用二维切楔流场生成下表面乘波面；采用二次曲线生成背风面截面形状；根据机身宽度和高度尺寸约束，结合上表面形状，对下表面乘波面进行缩比设计，得到整个机身形状；对头部和乘波尖前缘进行半径为15mm的钝化倒圆设计；对控制舵面进行匹配设计。本发明专利技术的飞行器既具备优异的气动性能，又具备较好的实用性。

A concept of riding wave concept to satisfy loading demand and shape design of glider

The invention discloses a meet demand loading wave concept by gliding vehicle shape design method, which comprises the following steps: according to the size constraints and body length at different section, determine the contour line of control body, the contour line is line splicing, calculation of flow deflection angle, the calculation of two-dimensional wedge cutting fluid pressure, calculation FCT circular curve radius, according to FCT circular curve radius to determine the circular arc curve, then the two-dimensional flow field generated by wedge cutting under the surface wave; using the two generation curve leeward section shape; according to the fuselage width and height size constraints, combined with the shape of the upper surface, the lower surface by wavefront scaled design, the whole body shape; on the head and ride the wave of tip radius of 15mm passivation rounded design; control of the rudder matching design. The aircraft of the invention not only has excellent aerodynamic performance, but also has better practicability.

【技术实现步骤摘要】
一种满足装填需求的乘波概念滑翔飞行器外形设计方法
本专利技术涉及一种满足装填需求的乘波概念滑翔飞行器外形设计方法。
技术介绍
不同的战略目标、使用模式及发射平台催生了高超声速飞行器气动布局及飞行方式的创新式多样化发展，高超声速助推滑翔飞行器一直是当前高超声速领域的关注重点。为实现高超声速助推滑翔飞行，飞行器需要具备较大的再入速度、较浅的再入倾角、较小的再入质量、较大的高超声速配平升阻比及配平升力，并满足配平状态下俯仰、偏航、滚转三个方向的静动态稳定性，操纵控制方式简单效率高，气动热环境相对较好，防热负担小，内部装填容积及容积利用率较大，各部件几何参数分配合理，质心布置容易实现，易于使用维护等要求。因此，可以将战略滑翔机动飞行器气动问题归结为高超声速升阻比问题、热防护问题、稳定性与操纵性问题三大高超声速核心问题。从传统的轴对称外形到升力体再到乘波体构型，高超声速滑翔飞行器的设计一直在追求更高的升阻比和更大的气动效益。但对实用型的高超声速飞行器而言，除追求高升阻比下的气动效益还必须兼顾飞行器的容积、容积利用率、侧表面积等总体约束要求，特别是分段装填需求，而飞行器的升阻比与容积利用率通常互为矛盾，锥柱体及升力体有较大的容积利用率但升阻效率相对较低，而乘波体虽然具有最高的气动效率，但也存在很多问题，主要包括以下几个方面：1、尖锐前缘带来巨大防热负担；2、较扁平机身带来的较小可用容积；3、一般设计时不考虑舵面设计纵横向的操稳匹配困难；4、如果对乘波体飞行器有明确的装填要求和尺寸要求，乘波基本无法实现。因此如何借鉴乘波体的流动特点和高升阻比原理进行实用化处理，是高超声速滑翔飞行器设计必须解决的问题。
技术实现思路
为了克服现有技术的上述缺点，本专利技术提出了一种能够满足装填及内外尺寸约束需求的借鉴乘波体的流动特点进行实用化处理的高升阻比滑翔飞行器构型。首先考虑飞行器的防热需求，该飞行器采取钝化前缘，同时飞行器的迎风面采用乘波概念设计负责提供升力及升阻比，而背风面则考虑装填提供封闭的外形及内部空间。在背风面设计时主要考虑内部装填约束，采用传统二次曲线技术拟合截面形状，在迎风面设计时，采用二维切楔流场生成标准乘波构型，然后根据尺寸约束进行实用化处理。相较于传统的乘波布局上表面采用自由流线、容积利用率很小，本专利技术的飞行器外形背风面设计能够提供很好的装填空间，同时下表面借鉴乘波的流动特点进行了实用化处理，并带有一定的下反角度，既能满足稳定性需求，又能满足高升阻比的需求，同时在非乘波设计状态下也能具备较好的气动特性。本专利技术解决其技术问题所采用的技术方案是：一种满足装填需求的乘波概念滑翔飞行器外形设计方法，包括如下步骤：步骤一、根据机身长度和不同截面处的尺寸约束，确定机身上下轮廓控制线，所述轮廓线为直线段拼接，不同分段处的直线角度为：其中，xi表示截面位置，φi表示截面位置xi处的外径限制；步骤二、计算气流偏转角θ：其中，M∞表示马赫数、β表示激波角，γ表示比热比；步骤三、计算二维切楔流场压力P2：其中，P1表示来流压力；步骤四、按如下公式计算FCT圆弧曲线半径R：其中，H为飞行器高度，H1为垂尾高度限制，W为宽度限制；步骤五、根据FCT圆弧曲线半径确定圆弧曲线，然后利用二维切楔流场生成下表面乘波面；步骤六、采用二次曲线生成背风面截面形状；步骤七、根据机身宽度和高度尺寸约束，结合上表面形状，对下表面乘波面进行缩比设计，得到整个机身形状；步骤八、对头部和乘波尖前缘进行半径为15mm的钝化倒圆设计；步骤九、对控制舵面进行匹配设计。与现有技术相比，本专利技术的积极效果是：背风面设计考虑内外尺寸约束需求采用二次曲线进行拟合设计，避免了传统乘波体采用自由流线方法中容积率过小的问题，使得飞行器更具实用性。迎风面根据二维切楔流场得到的标准乘波前缘进行一定下反角度的尺寸归一化处理得到，既能保留乘波体高升阻比特征，又能满足尺寸约束，同时一定下反角度的设计可以保持下表面的高压气流无法翻越到上面，提升气动效率，并且有利于横向稳定性。本专利技术的飞行器借鉴了乘波体的流动特点，下表面的设计既具备乘波体高升阻比特征，背风面设计又解决了乘波体布局容积利用率低的问题，同时上下表面的设计又考虑了舵面安置以满足操纵性需求，飞行器既具备优异的气动性能，又具备较好的实用性。附图说明本专利技术将通过例子并参照附图的方式说明，其中：图1为二次曲线方法示意图。具体实施方式一种满足装填需求的乘波概念滑翔飞行器外形设计方法，包括如下步骤：一、根据设计需要，给定自由巡航马赫数M∞、飞行高度H，垂尾高度H1和机身长度L和宽度W，以及不同截面位置xi处的外径限制φi；二、确定机身上下轮廓控制线。根据机身长度和不同截面处的尺寸约束，确定上下轮廓线，该轮廓线为直线段拼接，不同分段处的直线角度为：根据该轮廓约束，可以得到上下表面轮廓线使之既满足约束需求，又满足高升阻比设计需求。三、根据马赫数M∞、激波角β和满足几何约束的前缘曲线设计生成下表面乘波面。已知马赫数M∞、激波角β，根据斜激波关系式可以得到气流偏转角θ：其中，比热比γ不考虑真实气体效应，取恒定值。根据飞行高度H，得到来流压力P1。根据斜激波前后压力公式得到二维切楔流场压力分布：根据飞行器高度H，垂尾高度限制H1和宽度限制W，得到FCT圆弧曲线半径：进而确定圆弧曲线，然后根据FCT圆弧曲线即可利用二维切楔流场生成下表面。四、根据上表面轮廓控制线和左右宽度控制线，采用二次曲线生成背风面截面形状。直角坐标系中，二次曲线的一般方程形式如下：aX2+bXY+cY2+dX+eY+f＝0采用二次曲线可以快速、方便而且精确地生成截面形状。假设起点A为某飞行器弹身铅垂平面与横截面在背风面的交点，二次曲线的终点B为水平面与横截面的交点，而C点为过点A及点B的切线的交点，这样，平面ABC内过A、B点的二次曲线形状就将由肩点E的位置控制。如果点D为直线的中点，并引入二次曲线形状参数ρ，且则可以通过控制形状参数ρ的取值唯一地确定肩点E的位置，并进而唯一地确定二次曲线AEB的形状。当ρ>0.5时，二次曲线为双曲线；当ρ<0.5时，二次曲线为椭圆；当ρ＝0.5时，二次曲线为抛物线；当ρ＝0.4142且时，则二次曲线为圆；当ρ接近1时，二次曲线接近于矩形，而当ρ接近0时，二次曲线接近于直线。这样，如果已知某截面的起点A、终点B及希望的切线交点C，通过采用不同的二次曲线形状参数ρ，可以灵活、快速而且精确地构成各种二次曲线，如图1所示。五、根据机身宽度和高度尺寸约束，结合上表面形状，将下表面乘波面进行缩比设计，保留乘波体的外形特点同时使其满足尺寸约束，对于步骤三得到构型的乘波前缘线及左右宽度轮廓控制线，对于左右宽度控制线保持原乘波前缘线形状不变，对于z方向，在每一个x站位处进行如下缩比：其中χ为稳定性考虑设计的下表面下反角，Zmin1x为装填约束下下表面控制线在x站位处z方向坐标，Zmaxwx为二维切楔流场生成的乘波下表面前缘线在x站位处宽度最大点(处)的z方向坐标，Zminwx二维切楔流场生成的乘波下表面前缘线在x站位处下表面控制线上(y＝0处)的z方向坐标，Zx为整个x站位处乘波下表面截面上所有的数据点在z方向坐标。六、在机身纵向取不同的x站位值，根据步骤本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种满足装填需求的乘波概念滑翔飞行器外形设计方法，其特征在于：包括如下步骤：步骤一、根据机身长度和不同截面处的尺寸约束，确定机身上下轮廓控制线，所述轮廓控制线为直线段拼接，不同分段处的直线角度为：

【技术特征摘要】
1.一种满足装填需求的乘波概念滑翔飞行器外形设计方法，其特征在于：包括如下步骤：步骤一、根据机身长度和不同截面处的尺寸约束，确定机身上下轮廓控制线，所述轮廓控制线为直线段拼接，不同分段处的直线角度为：其中，xi表示截面位置，φi表示截面位置xi处的外径限制；步骤二、计算气流偏转角θ：其中，M∞表示马赫数、β表示激波角；步骤三、计算二维切楔流场压力：其中，P1表示来流压力；步骤四、按如下公式计算FCT圆弧曲线半径：其中，H为飞行器高度，H1为垂尾高度限制，W为宽度限制；步骤五、根据FCT圆弧曲线半径确定圆弧曲线，然后利用二维切楔流场生成下表面乘波面；步骤六、采用二次曲线生成背风面截面形状；步骤七、根据机身宽度和高度尺寸约束，结合上表面形状，对下表面乘波面进行缩比设计，得到整个机身形状；步骤八、对头部和乘波尖前缘进行半径为15mm的钝化倒圆设计；步骤九、对控制舵面进行匹配设计。2.根据权利要求1所述的一种满足装填需求的乘波概念滑翔飞行器外形设计方法，其特征在于：步骤六所述采用二次曲线生成背风面截面形状的方法为：设起点A为飞行器弹身铅垂平面与横截面在背风面的交点，二次曲线的终点B为水平面与横截面的交点，C...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘深深，唐伟，冯毅，余永刚，段焰辉，魏东，杨肖峰，余雷，朱言旦，
申请(专利权)人：中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所，
类型：发明
国别省市：四川,51