高超声速组合楔乘波体设计方法技术

本发明专利技术公开了一种高超声速组合楔乘波体设计方法，属于高超声速飞行器设计领域。所述设计方法首先确定组合楔生成体的下表面楔角和侧面形状；然后基于求解二维横流问题的激波装配法确定组合楔乘波体的生成流场；再次给定前缘型线、后缘上表面型线或后缘下表面型线三者中的任意一条；最后在组合楔乘波体的生成流场中追踪流线，所得的生成流场流面即为组合楔乘波体的下表面；基于给定的来流条件追踪来流的流面，所得的来流流面即为组合楔乘波体的上表面。本发明专利技术提出的高超声速组合楔乘波体具有较大的设计灵活度和较高的生成效率；在保证高升阻比的同时，能够为二维斜板进气道提供沿展向、流向和进气道高度方向均均匀的高品质入流。

Hypersonic combined wedge multiplying wave design method

The invention discloses a design method of a hypersonic composite wedge multiplier, which belongs to the design field of hypersonic aircraft. The design method first determines the lower surface wedge angle and side shape of the combined wedge generator, then determines the generated flow field of the combined wedge multiplier based on the shock assembly method for solving the two-dimensional cross flow problem, and then gives any one of the leading edge profile, the upper surface profile of the trailing edge or the lower surface profile of the trailing edge. The streamline is traced in the generated flow field of the multiplier, and the generated flow surface is the lower surface of the combined wedge multiplier, and the incoming flow surface is the upper surface of the combined wedge multiplier based on the given incoming flow conditions. The hypersonic combined wedge multiplier has greater design flexibility and higher generation efficiency, and can provide uniform high quality inflow along the direction of development, flow direction and inlet height for two-dimensional inclined plate inlet while ensuring high lift-drag ratio.

【技术实现步骤摘要】
高超声速组合楔乘波体设计方法
本专利技术属于高超声速飞行器设计领域，具体涉及一种适用于二维斜板进气道、基于高超声速组合楔形体流场的乘波体设计方法。
技术介绍
为了提高推进效率并降低阻力，前体/进气道一体化是吸气式高超声速飞行器设计中不可或缺的一项技术。对于技术成熟度较高并广泛采用的二维斜板进气道，集成为进气道预压缩面的前体需为进气道提供均匀的入流。而从气动设计的角度来看，前体应具有较高升阻比，以尽可能的提高飞行器的气动性能。因此，具有高升阻比的乘波体是一种极具潜质的前体构型。乘波体具有附着于整个前缘的激波，该激波能够阻止下表面高压气体泄露至上表面区域，从而使得乘波体具有比其他构型更高的升阻比。对于适用于二维斜板进气道的乘波构型前体，其生成流场的横截面中段需为二维流场，以产生均匀预压缩流动。现有乘波体构型中，能够满足这一要求的主要有三种：二维楔导乘波体、密切流场乘波体和楔-(椭圆)锥组合体乘波体。二维楔导乘波体基于具有理论解的二维楔形体流场生成，生成方法简单；但其等激波强度的流场结构十分单一，限制了乘波体的多样性。密切流场乘波体是基于密切近似流场生成的，后缘截面的激波型线可任意给定，但为了满足密切近似流场成立的条件激波强度仍需保持恒定以消除周向压力梯度。构建密切流场时需至少使用二维楔形流和一种轴对称流动的近似，但等激波强度下不同流场间的差异会导致该类乘波体存在预压缩流场不均匀、升阻比低于同等激波强度下的二维楔导乘波体等缺点。楔-(椭圆)锥组合体乘波体是以楔-(椭圆)锥组合体为生成体的乘波体，楔形流部分用于生成宽头部、平下侧的下表面为进气道提供均匀入流，锥形流部分生成其余部分以改善飞行器的气动特性。然而，在现有研究中，楔-(椭圆)锥组合体乘波体的生成流场均具有相近的激波强度，从而现有的楔-(椭圆)锥组合体乘波体并没有具有明显的气动性能优势。此外，他们的生成方法均基于求解三维笛卡尔坐标系下欧拉方程的激波捕捉法，三维求解、生成能够精确捕获激波位置的网格都会大幅降低该类乘波体的生成效率。
技术实现思路
本专利技术提出一种适用于二维斜板进气道的高超声速组合楔乘波体。该类乘波体可同时满足进气道预压缩与气动设计的要求：在具有高升阻比的同时，为进气道提供沿展向、流向和进气道高度方向均均匀的预压缩入流。高超声速组合楔乘波体的生成流场包含二维楔形流和三维锥形流两部分，具有以下特征：1.二维楔形流与三维锥形流以横流声速线为界，互不干扰，使得高超声速组合楔乘波体下表面负责提供进气道预压缩入流和增大升阻比的两部分可以解耦设计。2.二维楔形流位于生成流场横截面的中部，能够根据进气道的预压缩要求生成能够为进气道提供均匀预压缩入流的平下表面。3.三维锥形流位于生成流场横截面的两端，具有较大的激波强度梯度，能够生成具有较小偏转角的下表面，从而保证了高超声速组合楔乘波体的升阻比。4.三维锥形流具有轴向自相似性，即流动特性沿从楔形部分前缘角点射出射线不变。利用这种轴向自相似性，可以将笛卡尔坐标系中对三维绕流的求解转换为球坐标系中单位球面上的二维横流问题。本专利技术提供的高超声速组合楔乘波体设计方法，包括以下步骤：步骤1：根据所需的无粘升阻比或压缩性确定组合楔生成体的下表面楔角；步骤2：选定组合楔生成体的侧面形状；步骤3：确定组合楔生成体流场，即组合楔乘波体的生成流场；步骤4：给定前缘型线、后缘上表面型线或后缘下表面型线三者中的任意一条；步骤5：在组合楔乘波体的生成流场中追踪流线，并将所得流面作为组合楔乘波体的下表面；基于给定的来流条件追踪自由来流的流面，并将所得的自由来流流面作为组合楔乘波体的上表面。本专利技术的优点在于：(1)本专利技术提出的高超声速组合楔乘波体在保证高升阻比的同时，能够为进气道提供沿展向、流向和进气道高度方向均均匀的高品质入流。(2)本专利技术提出的高超声速组合楔乘波体具有较大的设计灵活度。由于生成体侧面形状的多样性，组合楔乘波体的生成流场能够具有较大的激波强度变化，从而使得组合楔乘波体相比于二维楔导乘波体、密切流场乘波体能够更好的满足气动、容积率、构型等方面的需求。(3)本专利技术提出的高超声速组合楔乘波体具有较高的生成效率。首先，本专利技术生成流场的确定利用生成流场中的轴向自相似性，将笛卡尔坐标系中的三维绕流求解转换为球坐标系中单位球面上的二维横流问题，计算量能够大幅缩减；其次，本专利技术采用边界激波装配法，无需计算波前流场，激波附近无需特殊加密，能够以更少计算量获得更为精确的激波。附图说明图1A为组合楔乘波体生成体与乘波体间关系的纵向示意图；图1B为组合楔乘波体生成体与乘波体间关系的后向示意图；图2为求解二维球坐标系下横流欧拉方程的激波装配法与求解三维笛卡尔坐标系下欧拉方程的激波捕捉法在流场截面内的流场对比，图中条件为：马赫数6.0，上、下表面楔角均为6°，组合楔生成体的侧面为平行于来流的平面；图3为组合楔乘波体无粘、有粘流场的数值模拟结果；图4为组合楔乘波体前体的应用。图中：1.组合楔生成体；2.组合楔乘波体上表面；3.组合楔乘波体下表面；4.激波；5.下表面楔角；6.二维楔形流的激波角；7.三维锥形流区域；8.横流声速线；9.二维楔形流区域。具体实施方式下面结合附图和实施例对本专利技术做进一步说明。本专利技术提供一种高超声速组合楔乘波体设计方法，结合图1A和图1B，包括以下步骤：步骤1：根据所需的无粘升阻比或压缩性确定组合楔生成体1的下表面楔角5；组合楔乘波体无粘升阻比的下限为组合楔生成体1的下表面楔角5的余切值；所述组合楔生成体1的下表面楔角5与气流压缩性间满足斜激波关系式。步骤2：选定组合楔生成体1的侧面形状；所述的侧面形状可以权衡所需的无粘升阻比和容积率选择任意保证生成体外形连续的形状。组合楔生成流场的流场激波强度越弱，则对应的乘波体偏转角越小、无粘升阻比越高，但容积率却越低。步骤3：确定组合楔生成体1的流场，即组合楔乘波体的生成流场；(3.1)求解组合楔生成体流场的三维锥形流区域7；首先，使用求解二维球坐标系下横流欧拉方程的激波装配法求解单位球面上的三维锥形流流场；所述的激波装配法参见参考文献【1】：ChongwenJiang,ShuyaoHu,ZhenxunGao,Chun-HianLee,andHaichaoXue,Machlinecuttingofcompressionsurfacesfortwo-dimensionalplanarinlets[J].AIAAJournal,2017,Vol.55,No.9,3219-3226。其次，利用三维锥形流的轴向自相似性，沿球坐标的轴向缩放单位球面上的三维锥形流流场，从而确定三维锥形流区域7。(3.2)利用斜激波关系式，根据给定的来流条件与步骤1选取的下表面楔角5确定组合楔生成流场的二维楔形流区域9。步骤4：给定组合楔乘波体前缘型线、后缘上表面型线或后缘下表面型线三者中的任意一条；组合楔乘波体的前缘型线、后缘上表面型线和后缘下表面型线在二维楔形流区域9中的位置和形状受到二维斜板进气道唇口截面处的宽度和高度的约束。首先，为了保证二维斜板进气道获得足够的预压缩入流，这三条型线在二维楔形流区域9中的宽度应不小于进气道在唇口截面处的宽度。其次，在设计马赫数下，作为进气道前体的组合楔乘波体在进气道唇本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.高超声速组合楔乘波体设计方法，其特征在于：包括以下步骤，步骤1：根据所需的无粘升阻比或压缩性确定组合楔生成体的下表面楔角；步骤2：选定组合楔生成体的侧面形状；步骤3：确定组合楔生成体流场，即组合楔乘波体的生成流场；步骤4：给定前缘型线、后缘上表面型线或后缘下表面型线三者中的任意一条；步骤5：基于组合楔乘波体的生成流场中追踪流线，并将所得流面作为组合楔乘波体的下表面；基于给定的来流条件追踪自由来流的流面，并将所得的自由来流流面作为组合楔乘波体的上表面。

【技术特征摘要】
1.高超声速组合楔乘波体设计方法，其特征在于：包括以下步骤，步骤1：根据所需的无粘升阻比或压缩性确定组合楔生成体的下表面楔角；步骤2：选定组合楔生成体的侧面形状；步骤3：确定组合楔生成体流场，即组合楔乘波体的生成流场；步骤4：给定前缘型线、后缘上表面型线或后缘下表面型线三者中的任意一条；步骤5：基于组合楔乘波体的生成流场中追踪流线，并将所得流面作为组合楔乘波体的下表面；基于给定的来流条件追踪自由来流的流面，并将所得的自由来流流面作为组合楔乘波体的上表面。2.根据权利要求1所述的高超声速组合楔乘波体设计方法，其特征在于：步骤1中，所述的组合楔乘波体无粘升阻比的下限为组合楔生成体的下表面楔角的余切值；所述组合楔生成体的下表面楔角与气流压缩性间满足斜激波关系式。3.根据权利要求1所述的高超声速组合楔乘波体设计方法，其特征在于：所述的步骤3具体包括，(3.1)求解组合楔生成体流场的三维锥形流区域；首先使用求解二维球坐标系下横流欧拉方程的激波装配法求解单位球面上的三维锥形流流场；其次，利用三维锥形流的轴向自相似性，沿球坐标的轴向缩放单位球面上的三维锥形流流场，从而确定整个三维锥形流区域；(3.2)利用斜激波关系式，根据给定的来流条件与下表面楔角确定组合楔生成流场的二维楔形流区域。4.根据权利要求1所述的高超声速组合楔乘波体设计方法，其特征在于：所述的组合楔乘波体...

【专利技术属性】
技术研发人员：蒋崇文，胡姝瑶，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