基于吻切锥理论的变马赫数“并联”宽速域乘波飞行器设计方法技术

本发明专利技术提出一种基于吻切锥理论的变马赫数“并联”宽速域乘波飞行器设计方法，首先给定乘波飞行器上表面后缘线和激波出口型线，然后进行设计马赫数区间的离散配置并生成基准流场，采用某种离散规律，将设计马赫数区间进行离散化，并将其与上表面后缘线上的离散点相匹配，从而可使上表面后缘线上的离散点在不同马赫数下的基准流场内进行流线追踪，以获得下表面后缘线以及前缘线，进而即设计出了具有变马赫数乘波构型的乘波飞行器。其克服了现有宽速域乘波飞行器设计方案中“可重复性”与“可复现性”差的缺点、突破了锥导乘波飞行器的激波面只能是圆锥形的这一局限、满足了飞行速域更宽、空域更广的这一需求，进一步拓展了乘波飞行器的实用性。

Design method of variable Maher number \parallel\ wide speed region multiplicative vehicle based on the theory of cut cone cone

The invention provides a number of \Maher osculating cone theory based on parallel wide speed range waverider design method, first given by surface wave and shock wave on the rear line aircraft export line, and then design Maher number interval discrete configuration and generates the reference flow field, using some discrete rules, will design the Maher number interval discretization, and will match the discrete points on the surface and edge line, so that the discrete points on the surface of the trailing edge line reference flow field at different Maher number in the streamline tracking, in order to get under the surface of the rear line and front line, which is designed with variable Maher waverider the number of waverider. It overcomes the defects of the existing wide speed range waverider design \repeatability\ and \reproducibility\ bad, break through the shock surface only a waverider vehicle is conical this limitation, meet the requirement of flight speed range wider and wider space, into a further expand the utility of waverider vehicles.

【技术实现步骤摘要】
基于吻切锥理论的变马赫数“并联”宽速域乘波飞行器设计方法
本专利技术涉及高超声速飞行器的气动外形设计
，尤其是涉及一种基于吻切锥理论的变马赫数“并联”宽速域乘波飞行器设计方法。
技术介绍
高超声速飞行器是指最大飞行速度大于等于5倍声速、在大气层内或跨大气层长时间机动飞行的飞行器，可以通过助推火箭、吸气式推进系统或者从轨道再入大气层等方式实现高超声速飞行。高超声速气动布局对飞行器飞行性能指标(如最大飞行速度、经济飞行速度、最大飞行距离、机动能力等)具有决定性影响，是实现高超声速飞行必须首先突破的关键技术之一。经过几十年的发展，飞行器与推进系统一体化设计成为了气动外形设计中重要的设计理念，已达成技术共识。除此之外，由于乘波飞行器能够突破常规外形飞行器在高超声速条件下飞行时，由于外形的限制所遇到的“升阻比屏障”而得到了广泛充分地发展(具体可参见KuchemannD.TheAerodynamicDesignofAircraft[M].London：PergamonPress，1978)。随着高超声速飞行器气动外形设计技术的高速发展，如何完成飞行速域更宽、空域更广的飞行任务，已经成为了高超声速飞行器面向实用化过程中不可回避的一个问题。然而，传统乘波飞行器的设计均是在指定单一设计马赫数下完成的，其在设计马赫数下，具有极好地气动性能，而在非设计马赫数时，其气动性能明显下降，这使得乘波飞行器高升阻比的这一优势大幅削弱。因此，为了实现乘波飞行器在宽速域条件下仍能整体上保持良好的高升阻比气动特性，研究人员基于乘波飞行器设计理论提出了一些适合宽速域飞行的创新方案。为了获得在低马赫数与高马赫数状态下均具有良好气动性能的飞行器布局，王发民等人以“串联”方式进行了宽速域乘波飞行器的研究，设计了一种适合宽速域飞行的新型飞行器，其研究的速域范围为Ma＝0～7(具体可参见：王发民，丁海河，雷麦芳.乘波布局飞行器宽速域气动特性与研究[J].中国科学E辑：技术科学，2009，39(11)：1828-1835)；李世斌等人也提出了一种“串联”的宽速域乘波飞行器的设计方案，并对其所设计的宽速域乘波飞行器的气动性能进行了分析，其设计内容的核心是针对连接段的设计(具体可参见：LiShi-bin，LuoShi-bin，HuangWei，etal.Influenceoftheconnectionsectionontheaerodynamicperformanceofthetandemwaveriderinawide-speedrange.Aerospacescienceandtechnology，2013，30：50-65)；黄伟等人以“并联”的方式提出了一种宽速域乘波飞行器的设计方案，并对其所设计的宽速域乘波飞行器的气动性能进行了研究，其研究的速域范围为Ma＝4～12(具体可参见：LiShi-bin，HuangWei，WangZhen-guo，LeiJing.Designandaerodynamicinvestigationofaparallelvehicleonawide-speedrange[J].ScienceChinaInformationSciences，2014∶57(12)：128201)。对上述各宽速域乘波飞行器研究方案进行分析，可以发现存在以下两点不足：采用“串联”方式，连接段的设计是设计的重点，需要人为地进行拼接和组合，“可重复性”较差。而采用“并联”方式，主要是针对前缘线进行设计和修形，在设计过程中，需要进行大量的人为干预和操作，才能将在不同设计马赫数条件下得到的前缘线进行拼接与组合，进而得到适合宽速域飞行条件的宽速域乘波飞行器前缘，其人为参与度高，“可复现性”亦较差。在部分研究方案中，采用的乘波飞行器设计理论是锥导乘波飞行器设计理论。因此，就不可避免地导致其具有与锥导乘波飞行器相同的不足，即激波出口型线只能是圆弧，而不能根据实际需求方便地进行调整，使得在进行机体/进气道一体化设计时，设计方法的灵活性不足。
技术实现思路
针对现有技术存在的缺陷，本专利技术着眼于飞行器与推进系统一体化设计理念，提出一种基于吻切锥理论的变马赫数“并联”宽速域乘波飞行器设计方法。本专利技术克服了现有宽速域乘波飞行器设计方案“可重复性”及“可复现性”差的缺点。同时，结合了吻切锥乘波飞行器设计方法的优点，弥补了激波面只能是圆弧形的这一不足，满足了工程适用性的需求，更加有利于飞行器与推进系统一体化设计理念的实施，进一步拓展了乘波飞行器的实用性。本专利技术的技术方案是：一种基于吻切锥理论的变马赫数“并联”宽速域乘波飞行器设计方法，包括以下步骤：S1给定乘波飞行器上表面后缘线和激波出口型线；S1.1给定激波出口型线给定的激波出口型线的中间段为直线，中间段两端为曲线段；给定的激波出口型线关于其中心线对称；所给定的激波出口型线要求满足从直线段到两曲线段均为光滑过渡，并且二阶连续可导，激波出口型线其具体形式参见公式(1)，激波出口型线方程：其中，Hs为直线段的x坐标，其值可由乘波飞行器设计厚度进行确定；Ls为直线段长度的一半，其值通过总体技术要求进行确定；Lw为乘波飞行器设计宽度的一半；a为激波出口型线方程系数；n为激波出口型线方程指数。S1.2给定上表面后缘线乘波飞行器设计理论的基本思想就是给定一条设计输入曲线(可以是给定上表面后缘线、下表面后缘线或前缘线)，在基准流场中进行流线追踪，求得余下两条构型型线即可。在本实施例中以给定上表面后缘线为例来具体说明本专利技术设计方法的过程。而且，本专利技术的设计方法不受上表面后缘线形状的限制，给定的上表面后缘线可以是任意形状的型线，比如样条曲线、二次曲线、高次曲线、折线或直线与幂函数曲线的结合等等。基于此，在本实施例中：选取抛物型曲线作为吻切锥变马赫数乘波飞行器的上表面后缘线，其具体形式参见公式(2)。x＝R0+A0y2(2)其中，R0、A0是设计常数，R0为上表面后缘线与x轴交点的x坐标；A0为抛物线的系数。吻切锥变马赫数乘波飞行器的主要控制参数为吻切锥半锥角θc、坐标参数Hs、R0、宽度Ls、Lw、指数n和系数A0、a，这些参数并不是互相独立的。给定了θc、Hs、Ls、Lw、n、a，可以通过以下两点计算出A0、R0：1)由于激波出口型线2与上表面后缘线1有交点，利用此交点即可得出由Hs、Ls、Lw、n、a五个参数表示的A0与R0之间的关系式；2)确定A0与R0的另一个设计原则是，在每个吻切平面内，上表面后缘线的迹线必须要在激波出口型线的迹线与当地吻切锥曲率中心之间。这里的迹线一词指的是一条曲线(曲面)与一平面的交点(交线)。因而，此处的上表面后缘线的迹线即上表面后缘线与吻切平面相交得到得到的交点。同样激波出口型线的迹线为激波出口型线与吻切平面相交得到的交点。当地吻切锥曲率中心即当地离散点处曲率圆的圆心，根据曲率中心公式即式(4)即可确定。S2进行设计马赫数区间的离散配置并生成基准流场；由于乘波飞行器具有关于z～x平面的对称性，给定的激波出口型线关于其中心线对称，设A1点为激波出口型线一边缘点；An点为激波出口型线中心点，A1点与An点之间的激波出口型线即为S1中所给定的激波出口型线的一半，Aj点为A1点与An点之间的激波出口型本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种基于吻切锥理论的变马赫数“并联”宽速域乘波飞行器设计方法，其特征在于，包括以下步骤：S1.给定乘波飞行器上表面后缘线和激波出口型线；S1.1给定激波出口型线给定的激波出口型线的中间段为直线，中间段两端为曲线段；给定的激波出口型线关于其中心线对称；所给定的激波出口型线要求满足从直线段到两曲线段均为光滑过渡，并且二阶连续可导，激波出口型线方程如下：

【技术特征摘要】
1.一种基于吻切锥理论的变马赫数“并联”宽速域乘波飞行器设计方法，其特征在于，包括以下步骤：S1.给定乘波飞行器上表面后缘线和激波出口型线；S1.1给定激波出口型线给定的激波出口型线的中间段为直线，中间段两端为曲线段；给定的激波出口型线关于其中心线对称；所给定的激波出口型线要求满足从直线段到两曲线段均为光滑过渡，并且二阶连续可导，激波出口型线方程如下：其中，Hs为直线段的x坐标；Ls为直线段长度的一半；Lw为乘波飞行器设计宽度的一半；a为激波出口型线方程系数；n为激波出口型线方程指数；S1.2给定上表面后缘线选取抛物型曲线作为吻切锥变马赫数乘波飞行器的上表面后缘线，其形式如下：x＝R0+A0y2(2)其中，R0、A0是设计常数，R0为上表面后缘线与x轴交点的x坐标；A0为抛物线的系数；S2.进行设计马赫数区间的离散配置并生成基准流场；由于乘波飞行器具有关于z～x平面的对称性，给定的激波出口型线关于其中心线对称，设A1点为激波出口型线一边缘点；An点为激波出口型线中心点，A1点与An点之间的激波出口型线即为S1中所给定的激波出口型线的一半，Aj点为A1点与An点之间的激波出口型线上曲线段中的任意一离散点；Am点为A1点与An点之间的激波出口型线上曲线段与直线段间的交界点；S2.1从A1点与An点之间的激波出口型线上取出足够密的n个离散点；其中，A1点与An点之间的激波出口型线的曲线段均匀取出m个离散点，并分别记为离散点A1～Am，离散点Am也即A1点与An点之间的激波出口型线的曲线段与直线段间的交界点；A1点与An点之间的激波出口型线的直线段均匀取出n-m个离散点，分别记为离散点Am+1～An；S2.2设计马赫数区间为[Mamin,Mamax]，将马赫数区间[Mamin,Mamax]以等差数列分布规律进行离散，获得m个离散马赫数，分别记为Ma1～Mam；S2.3为S2.1中取出的各离散点处的吻切平面配置相应的离散马赫数；S2.4根据S2.1中取出的每一离散点处相应的来流条件，在其吻切平面内进行局部吻切锥激波流场的求解，所有的吻切平面激波流场组合成三维基准流场；至此得到了一半的基准流场，将得到的基准流场进行对称变换得到完整的基准流场；S3：确定前缘线上的点；对S2.1中取出的每一离散点进行对称变换能够得到相对称的另一半激波出口型线上的离散点，由激波出口型线上的离散点求解出与之对应的上表面后缘线上的各离散点，然后将其在S2中所确定的与之相匹配的局部吻切锥激波流场内向上游投影，与各局部吻切锥激波面相交，此交点即构成了乘波飞行器的前缘线；S4：确定下表面后缘线上的点；将S3中求得的乘波飞行器的前缘线上的点在S2中所确定的与之相匹配的局部吻切锥激波流场内向下游进行流线追踪，与底部基准面相交，此交点即构成了乘波飞行器的下表面后缘线；S5：利用上表面后缘线、下表面后缘线以及前缘线来确定基于吻切锥理论的变马赫数“并联”宽速域乘波飞行器的构型。2.根据权利要求1所述的基于吻切锥理论的变马赫数“并联”宽速域乘波飞行器设计方法，其特征在于，S2.1中n为100～200。3.根据权利要求2所述的基于吻切锥理论的变马赫数“并联”宽速域乘波飞行器设计方法，其特征在于，S1中，给定了θc、Hs、Ls、Lw、n、a，通过以下方法计算出A0、R0：1)由于激波出口型线与上表面后缘线有交点，利用此交点即可得出由Hs、Ls、Lw、n、a五个参数表示的A0与R0之间的关系式；2)确定A0与R0的另一个设计原则是，在每个吻切平面内，上表面后缘线的迹线必须要在激波出口型线的迹线与当地吻切锥曲率中心之间。4.根据权利要求1所述的基于吻切锥理论的变马赫数“并联”宽速域乘波飞行器设计方法，其特征在于，S2.3中，将直线段的设计马赫数保持为点Am的设计马赫数进行乘波构型的设计，即离散点Am+1～An的设计马赫数均为点Am的设计马赫数；对于曲线段取出的m个离散点A1～Am，设离散点A1取设计马赫数为Ma1，直线段与曲线段间的交...

【专利技术属性】
技术研发人员：黄伟，赵振涛，李世斌，李埌全，颜力，张天天，廖磊，
申请(专利权)人：中国人民解放军国防科技大学，
类型：发明
国别省市：湖南,43