一种高超声速乘波鸭翼气动布局制造技术

本发明专利技术公开一种高超声速乘波鸭翼气动布局，属于高超声速飞行器气动布局设计领域。该布局在鸭翼与主翼翼面参数的选取中融入乘波设计，能够在保证容积率的同时提高飞行器的高超声速气动特性；采用的鸭翼布局能够大幅提升飞行器的低速特性，并避免飞行器气动焦点在宽速域内的大幅移动，从而实现低、高速气动/操稳特性的兼顾。同时，通过对乘波鸭翼与乘波主翼间的相对位置进行合理设计，利用乘波鸭翼尾流的上洗流区增加主翼的有效迎角，进一步提升乘波主翼的高超声速气动特性。

Hypersonic aerodynamic configuration of canard canard

The present invention discloses a hypersonic canard canard aerodynamic configuration, which belongs to the field of hypersonic vehicle aerodynamic layout design. The layout selection in the canard wing and wing parameters into the waverider design, can guarantee the volume at the same time to improve the rate of hypersonic vehicle dynamic characteristics; the canard aircraft can significantly enhance the speed and avoid the aerodynamic characteristics, a move in the wide speed and focus. To achieve high speed, low gas dynamic stability of both /. At the same time, through the reasonable design of the relative position between the main wing wave on the waverider canard and by using effective angle of attack by canard wave wake up wash flow increase wing, to further enhance the hypersonic waverider wing dynamic characteristics.

【技术实现步骤摘要】
一种高超声速乘波鸭翼气动布局
本专利技术属于高超声速飞行器气动布局设计领域，具体是一种高超声速乘波鸭翼气动布局。
技术介绍
高超声速飞行器设计的主要目标之一是追求巡航状态下的高升阻比与兼顾低、高速气动/操稳特性。从提高高速气动性能角度来看，乘波构型是高超声速飞行器在巡航状态获得高升阻比的首选方案。乘波构型的原理是通过合理设计使得飞行器下表面产生的激波都附着在前缘，利用附体激波阻碍下表面高压流动泄露至上表面，从而利用下表面的波后高压气体获得较高的升阻比。但高容积率与高升阻比难以兼顾一直是乘波构型的一个设计瓶颈，而将乘波体构型和翼身组合体布局相结合是缓解这一矛盾的途径之一。从兼顾低、高速气动特性和操稳特性来说，参照亚声速、超声速飞行器的设计经验，合理安排的鸭翼布局对提高飞行器的低速性能、操纵特性都有所助益。对于亚、超声速战斗机，例如歼20，置于主翼之前的鸭翼能够产生正升力，并以更小的翼面获得与常规布局水平尾翼相同的操纵效能。对于亚、超声速运输机，例如图-144，鸭翼设计能够改善飞行器的低速性能，增加主翼的升力并减少诱导阻力，获得更好的配平升阻比。将乘波概念与采用鸭式布局的翼身组合体相结合应是探索飞行器获得巡航状态下的高升阻比并兼顾低、高速气动/操稳特性的有效途径之一。但是，目前乘波鸭翼布局尚未应用于高超声速飞行器，而由于流动特征的差异，亚、超声速鸭翼的设计经验并不完全适用于高超声速乘波鸭翼。从翼型的角度来看，亚声速鸭翼所用翼型的前缘钝度都较大，而此类翼型直接用于高超声速势必产生脱体激波，不仅无法获得乘波的效果，而且会产生较大的激波阻力，从而降低飞行器高超声速巡航状态的升阻比。从流动特征的角度来看，在亚声速流动中，有限翼展鸭翼的下表面高压会绕过翼梢，形成鸭翼翼梢涡流；这个涡流会对主翼外翼的气流造成上洗，对主翼内翼的气流造成下洗。在超声速流动中，未经乘波设计的鸭翼在翼梢处仍会发生高压泄露，但形成涡流的影响区域仅限于翼梢前缘的马赫锥内，范围远小于亚声速情况。因此，结合以上两方面原因，高超声速乘波鸭翼布局的设计与亚、超声速鸭翼的设计完全不同。
技术实现思路
综上所述，本专利技术针对高超声速飞行器，为了有效提高其巡航状态下的升阻比并兼顾低、高速气动/操稳特性，提出了一种高超声速乘波鸭翼气动布局。在翼面设计中融入乘波概念，利用翼面下表面高压提高飞行器在高超声速巡航状态下的升阻比。鸭翼布局能够在配平状态下对升力产生有利贡献，且具有更高的操纵特性；在巡航状态，通过合理设计乘波鸭翼与乘波主翼间的相对位置，利用乘波鸭翼尾流的上洗流区增加乘波主翼的有效迎角，从而进一步增加其高超声速气动性能；同时，鸭翼布局能够大幅提升飞行器的低速特性，并避免飞行器气动焦点在宽速域内的大幅移动，从而实现低、高速气动/操稳特性的兼顾。该气动布局的具体步骤如下：步骤一、设计高超声速飞行器的机身气动外形，并确定机身的波后流场；首先，依据飞行器的热防护需求设计机身头部，热防护要求越高机身头部曲率越大。其次，根据热防护和内容积需求设计飞行器的机身；最后，使用计算流体力学数值模拟方法确定机身的波后流场。步骤二、初始设计满足乘波要求的主翼翼面参数和鸭翼翼面参数；主翼翼面参数包括尖前缘翼型、翼面积、展长和展弦比。鸭翼翼面参数包括尖前缘翼型，展长，展弦比和翼面积。步骤三、设计鸭翼气动外形，并确定鸭翼与机身组合体的流场。首先，在分析机身波后流场的基础上，在机身前半部的上洗流区选定鸭翼的安装位置。其次，依据鸭翼前缘处的马赫数，在保证鸭翼在高超声速巡航状态下能够产生附体激波的前提下，对鸭翼的前缘后掠角和前缘楔角随展向的分布进行设计。设计原理如下：由斜激波理论可知，对于一个二维尖楔，在给定的来流马赫数下，存在一个临界楔角，当楔角不大于该临界值时产生附体激波，当楔角大于该临界值时则产生脱体激波。激波角、楔角与马赫数之间的关系为(Atan3βe+Ctanβe)tanδe+(1-Btan2βe)＝0(1)其中，M1,e＝M1sinΛδe＝arctan(tanδ/sinΛ)式(1)和式(2)中，β表示激波角，δ表示楔角；M1表示波前马赫数，Λ表示后掠角，γ表示比热比，下标e表示考虑后掠角后的等效值。存在直斜激波的最大楔角δe应满足联立式(1)和(3)，最大楔角δe对应的激波角βe应满足ABtan4βe-(BC+3A)tan2βe-C＝0(4)因此，最大楔角对应的激波角为将式(5)代入式(1)得到存在直斜激波的最大楔角δe。最大楔角δe随波前等效马赫数M1,e的增大单调递增，并逐渐趋近于定值arcsin(1/γ)。因此，利用式(1)、(2)和(5)，对于鸭翼的任意一个展向站位，当依据机身波后流场给定鸭翼前缘处的马赫数时，确定前缘楔角与后掠角保证激波不脱体的临界关系；当给定该展向站位的前缘楔角时，则前缘后掠角只要小于临界关系确定的值即达到乘波要求；当给定该展向站位的前缘后掠角时，则前缘楔角只要小于临界关系确定的值亦达到乘波要求。最后，采用计算流体力学数值模拟方法确定机身与鸭翼组合体的波后流场。步骤四、通过分析鸭翼与机身组合体的波后流场，确定鸭翼下游的上洗流区，并在该上洗流区中选定主翼的安装位置；选择鸭翼下游的上洗流区原理如下：飞行器以较小的正攻角巡航时，在鸭翼前缘处，下表面产生一道斜激波，上表面产生膨胀扇形区；在鸭翼后缘处，下表面产生膨胀波，上表面产生斜激波。尾流处，由于上、下区域密度不同，从后缘点将拖出一条滑移线。因此，依据鸭翼绕流的流场特征，鸭翼绕流分为上洗流区、扇形膨胀区、跨滑移线区、跨激波区和下洗流区五部分。对于上洗流区，鸭翼干扰将有利于增大主翼的有效迎角，从而增大主翼升力。同时当主翼相比于鸭翼偏下方时，低速时鸭翼的涡流会减缓主翼背风区的边界层分离，具有更好的低速效应。对于扇形膨胀区，由于膨胀波的影响，主翼的来流压力将明显小于自由来流压力，从而降低主翼下表面的压力和主翼的升力。对于跨滑移线和跨激波的区域，滑移线和激波都属于间断，位于这两个区域会导致主翼翼面参数发生突变，对主翼产生不利影响。对于下洗流区，鸭翼干扰将减小主翼的有效迎角，降低主翼升力。综上所述，主翼应布置在鸭翼绕流的上洗流区，即纵向方向上主翼应在鸭翼后缘之后，垂直方向上鸭翼位置应略低于主翼。步骤五、依据主翼前缘处的马赫数，对主翼的后掠角和前缘楔角随展向的分布进行设计。乘波主翼的设计准则与乘波鸭翼相同。步骤六、对采用乘波鸭翼布局的高超声速翼身组合体的气动性能进行模拟，优化鸭翼翼面参数和主翼翼面参数；步骤七、以保证横侧向操稳特性为准则，确定垂尾的面积以及垂尾与主翼间的间距，并加装于翼身组合体上，完成高超声速乘波鸭翼气动布局的设计。本专利技术的优点在于：1、一种高超声速乘波鸭翼气动布局，经过良好乘波设计的高超声速鸭翼，鸭翼与主翼中乘波概念的应用使得翼面下表面产生的激波都附着在前缘，能够合理利用下表面的波后高压气体不会发生较大泄露，为飞行器提供具有更高气动性能的升力面和控制面。2、一种高超声速乘波鸭翼气动布局，鸭翼布局能够产生正升力，并具有比常规布局平尾更高的操纵性能，能够以更小的舵面面积和更小的舵偏角实现配平，从而有助于减小飞行器的结构重量和配平阻力。3、一种高超声速乘波鸭翼气动布局，在高超声速巡航状态，通过合理设计鸭翼与本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种高超声速乘波鸭翼气动布局，其特征在于，在鸭翼与主翼翼面参数的选取中融入乘波设计，并利用乘波鸭翼尾流的上洗流区增加主翼的有效迎角从而提升飞行器的高超声速气动特性，具体设计步骤如下：步骤一、设计高超声速飞行器的机身气动外形，并确定机身的波后流场；步骤二、初始设计满足乘波要求的主翼翼面参数和鸭翼翼面参数；主翼翼面参数和鸭翼翼面参数均包括尖前缘翼型、翼面积、展长和展弦比；步骤三、设计鸭翼气动外形，并确定鸭翼与机身组合体的流场；首先，在分析机身波后流场的基础上，在机身前半部的上洗流区选定鸭翼的安装位置；其次，依据鸭翼前缘处的马赫数，在保证鸭翼在高超声速巡航状态下能够产生附体激波的前提下，对鸭翼的前缘后掠角和前缘楔角随展向的分布进行设计；最后，采用计算流体力学数值模拟方法确定机身与鸭翼组合体的波后流场；步骤四、通过分析鸭翼与机身组合体的波后流场，确定鸭翼下游的上洗流区，并在该上洗流区中选定主翼的安装位置；步骤五、依据主翼前缘处的马赫数，对主翼的后掠角和前缘楔角随展向的分布进行设计；乘波主翼的设计准则与乘波鸭翼相同；步骤六、对采用乘波鸭翼布局的高超声速翼身组合体的气动性能进行模拟，优化鸭翼翼面参数和主翼翼面参数；步骤七、以保证横侧向操稳特性为准则，确定垂尾的面积以及垂尾与主翼间的间距，并加装于翼身组合体上，完成高超声速乘波鸭翼气动布局的设计。...

【技术特征摘要】
1.一种高超声速乘波鸭翼气动布局，其特征在于，在鸭翼与主翼翼面参数的选取中融入乘波设计，并利用乘波鸭翼尾流的上洗流区增加主翼的有效迎角从而提升飞行器的高超声速气动特性，具体设计步骤如下：步骤一、设计高超声速飞行器的机身气动外形，并确定机身的波后流场；步骤二、初始设计满足乘波要求的主翼翼面参数和鸭翼翼面参数；主翼翼面参数和鸭翼翼面参数均包括尖前缘翼型、翼面积、展长和展弦比；步骤三、设计鸭翼气动外形，并确定鸭翼与机身组合体的流场；首先，在分析机身波后流场的基础上，在机身前半部的上洗流区选定鸭翼的安装位置；其次，依据鸭翼前缘处的马赫数，在保证鸭翼在高超声速巡航状态下能够产生附体激波的前提下，对鸭翼的前缘后掠角和前缘楔角随展向的分布进行设计；最后，采用计算流体力学数值模拟方法确定机身与鸭翼组合体的波后流场；步骤四、通过分析鸭翼与机身组合体的波后流场，确定鸭翼下游的上洗流区，并在该上洗流区中选定主翼的安装位置；步骤五、依据主翼前缘处的马赫数，对主翼的后掠角和前缘楔角随展向的分布进行设计；乘波主翼的设计准则与乘波鸭翼相同；步骤六、对采用乘波鸭翼布局的高超声速翼身组合体的气动性能进行模拟，优化鸭翼翼面参数和主翼翼面参数；步骤七、以保证横侧向操稳特性为准则，确定垂尾的面积以及垂尾与主翼间的间距，并加装于翼身组合体上，完成高超声速乘波鸭翼气动布局的设计。2.如权利要求1所述的一种高超声速乘波鸭翼气动布局，其特征在于：所述的步骤二中，鸭翼与主翼的前缘为能够产生附体激波的尖前缘。3.如权利要求1所述的一种高超声速乘波鸭翼气动布局，其特征在于，所述步骤四中，选择鸭翼下游的上洗流区原理如下：飞行器以较小的正攻角巡航时，在鸭翼前缘处，下表面产生一道斜激波，上表面产生膨胀扇形区；在鸭翼后缘处，下表面产生膨胀波，上表面产生斜激波；尾流处，由于上、下区域密度不同，从后缘点将拖出一条滑移线；因此，依据鸭翼绕流的流场特征，鸭翼绕流分为上洗流区、扇形膨胀区、跨滑移线区、跨激波区和下洗流区五部分；对于上洗流区，鸭翼干扰将有利于增大主翼的有效迎角，从而增大主翼升力；同时当主翼相比于鸭翼偏下方时，低速时鸭翼的涡流会减缓主翼背风区的边界层分离，具有更好的低速效应；对于扇形膨胀区，由于膨胀波的影响，主翼的来流压力将明显小于自由来流压力，从而降低主翼下表面的压力...

【专利技术属性】
技术研发人员：蒋崇文，胡姝瑶，郭培旭，高振勋，李椿萱，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京,11