一种飞行速度与气体模型自适应乘波体设计方法技术

本申请提出一种自适应乘波体设计方法。针对宽速域范围(Ma6～Ma25)高超声速乘波体设计，根据不同速域适用的气体模型不同的特点，选择恰当的气体模型开展乘波体设计。针对气体模型适用性模糊的中速域(Ma10

【技术实现步骤摘要】
一种飞行速度与气体模型自适应乘波体设计方法


[0001]本申请涉及飞行器气动布局设计的
，特别是一种飞行速度与气体模型自适应乘波体设计方法。

技术介绍

[0002]乘波体是一种满足高升阻比需求的飞行器气动布局设计概念，在飞行器设计中得到了广泛的关注和应用。所谓乘波体指的是飞行器前缘与激波贴合，使激波后高压区完全限制于飞行器下表面，从而获得极高的升力和升阻比。为了使飞行器“乘波”，乘波体下表面和前缘是从基准流场通过流线追踪获得的。这样设计的飞行器在设计点飞行时，其流场与设计采用的基准流场是一致的，从而能够保证精确乘波。可以想见，如果设计采用的基准流场特性与实际飞行的流场特性不同时，即使在设计点，实际飞行流场也不能做到与基准流场一致，从而影响飞行器乘波性能。在流场计算中，气体模型是影响流场特性的最重要参数之一。
[0003]飞行器低速飞行时(Ma<10)，完全气体模型能够准确描述气体热力学特性，而随着飞行器飞行速度增加，完全气体模型不再适用，真实气体模型才更加接近实际气体性质。传统乘波飞行器设计采用的基准流场为完全气体流场，不考虑气体模型与真实飞行环境的适用性。当飞行器飞行速度很高时，真实气体流场和完全气体流场差别很大，特别是激波脱体距离存在显著差异，真实气体流场的激波脱体距离更小，从而直接影响生成的乘波体飞行器前缘线形状。因此，乘波体设计采用的基准流场气体模型与真实飞行环境气体模型不匹配，可能导致设计的乘波体不能精确乘波，引起气动性能下降。

技术实现思路

[0004]本申请提供一种飞行速度与气体模型自适应乘波体设计方法，目的是克服现有乘波体设计方法基准流场气体模型与飞行速度不匹配的问题，实现完全气体、平衡气体和5组分非平衡气体等多气体模型的基准流场模拟工具。通过设计合理的速域与气体模型匹配方法，保证高超声速不同速域范围设计的乘波体均能精确乘波，获得更高的气动性能。
[0005]第一方面，提供了一种乘波体设计方法，包括：
[0006]根据设计马赫数，从完全气体模型和真实气体模型中确定气体模型；
[0007]根据所述气体模型，生成基准流场；
[0008]根据所述基准流场，生成所述设计马赫数对应的目标乘波体。
[0009]结合第一方面，在第一方面的某些实现方式中，所述根据设计马赫数，从完全气体模型和真实气体模型中确定气体模型，包括：
[0010]当6≤Ma≤10，所述气体模型为完全气体模型；
[0011]当15<Ma≤25，所述气体模型为真实气体模型；
[0012]当10<Ma≤15，所述气体模型为完全气体模型和真实气体模型，其中，Ma为设计马赫数。
[0013]结合第一方面，在第一方面的某些实现方式中，所述根据设计马赫数，从完全气体模型和真实气体模型中确定气体模型，包括：
[0014]根据乘波体设计气体模型决策函数确定所述气体模型，Ma为设计马赫数；c为经验参数；其中，
[0015]当Z<5000时，所述气体模型为完全气体模型；
[0016]当Z>10000时，，所述气体模型为真实气体模型；
[0017]当5000<Z<10000，所述气体模型为完全气体模型和真实气体模型。
[0018]结合第一方面，在第一方面的某些实现方式中，在所述气体模型为完全气体模型和真实气体模型的情况下，所述根据所述基准流场，生成所述设计马赫数对应的目标乘波体，包括：
[0019]根据所述完全气体模型对应的基准流场，生成完全气体模型乘波体；
[0020]根据所述真实气体模型对应的基准流场，生成真实气体模型乘波体；
[0021]从所述完全气体模型乘波体和所述真实气体模型乘波体中选取气动性能更优的一个作为所述目标乘波体。
[0022]结合第一方面，在第一方面的某些实现方式中，所述气动性能更优满足以下任一项：
[0023]所述目标乘波体在指定攻角下的升阻比更优；
[0024]所述目标乘波体的最大升阻比更优。
[0025]结合第一方面，在第一方面的某些实现方式中，所述方法还包括：
[0026]获取设计马赫数对应的单位圆球无粘流场；
[0027]根据乘波体前缘钝化尺寸、飞行攻角，对所述单位圆球无粘流场进行变换，得到前缘钝化球头流场；
[0028]根据所述前缘钝化球头流场在前缘钝化融合截面上的数据，采用PNS计算方法得到乘波体的PNS流场，所述前缘钝化融合截面超出球头的亚声速区域之外；
[0029]融合所述前缘钝化球头流场和所述PNS流场的数据，得到乘波体的完整流场数据；
[0030]根据所述乘波体的完整流场数据，评估乘波体的气动性能。
[0031]第二方面，提供了一种乘波体气动性能评估的方法，包括：
[0032]获取设计马赫数对应的单位圆球无粘流场；
[0033]根据乘波体前缘钝化尺寸、飞行攻角，对所述单位圆球无粘流场进行变换，得到前缘钝化球头流场；
[0034]根据所述前缘钝化球头流场在前缘钝化融合截面上的数据，采用PNS计算方法得到乘波体的PNS流场，所述前缘钝化融合截面超出球头的亚声速区域之外；
[0035]融合所述前缘钝化球头流场和所述PNS流场的数据，得到乘波体的完整流场数据；
[0036]根据所述乘波体的完整流场数据，评估乘波体的气动性能。
[0037]结合第二方面，在第二方面的某些实现方式中，所述根据乘波体前缘钝化尺寸、飞行攻角，对所述单位圆球无粘流场进行变换，包括：
[0038]将所述单位圆球无粘流场的半径扩大R/r倍，得到半径为R的无粘流场，所述单位圆球无粘流场的半径为r，所述乘波体前缘钝化尺寸的半径为R；
[0039]根据飞行攻角，对所述半径为R的无粘流场进行旋转，旋转角度与所述飞行攻角相同。
[0040]结合第二方面，在第二方面的某些实现方式中，所述方法满足以下至少一项：
[0041]所述前缘钝化融合截面的垂直方向与攻角对应的气流方向的夹角为
‑
15～15
°
；
[0042]所述乘波体前缘钝化半径取值为5～50mm。
[0043]第三方面，提供了一种电子设备，所述电子设备用于执行如上述第一方面至第二方面中的任意一种实现方式中所述的方法。
[0044]与现有技术相比，本申请提供的方案至少包括以下有益技术效果：
[0045](1)突破现有激波装配法仅能模拟完全气体的不足，克服经典乘波体设计基于完全气体假设的局限，发展平衡气体、5组分非平衡气体与完全气体模型计算能力，为不同速域精确乘波体设计提供满足要求的基准流场。
[0046](2)根据设计点速域范围，自适应选择合适的气体模型开展乘波体设计，自动实现不同速域乘波体精确乘波设计，提高高超声速更宽速域范围的乘波体设计性能。
[0本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种乘波体设计方法，其特征在于，包括：根据设计马赫数，从完全气体模型和真实气体模型中确定气体模型；根据所述气体模型，生成基准流场；根据所述基准流场，生成所述设计马赫数对应的目标乘波体。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据设计马赫数，从完全气体模型和真实气体模型中确定气体模型，包括：当6≤Ma≤10，所述气体模型为完全气体模型；当15<Ma≤25，所述气体模型为真实气体模型；当10<Ma≤15，所述气体模型为完全气体模型和真实气体模型，其中，Ma为设计马赫数。3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据设计马赫数，从完全气体模型和真实气体模型中确定气体模型，包括：根据乘波体设计气体模型决策函数确定所述气体模型，Ma为设计马赫数；c为经验参数；其中，当Z<5000时，所述气体模型为完全气体模型；当Z>10000时，，所述气体模型为真实气体模型；当5000<Z<10000，所述气体模型为完全气体模型和真实气体模型。4.根据权利要求2或3所述的方法，其特征在于，在所述气体模型为完全气体模型和真实气体模型的情况下，所述根据所述基准流场，生成所述设计马赫数对应的目标乘波体，包括：根据所述完全气体模型对应的基准流场，生成完全气体模型乘波体；根据所述真实气体模型对应的基准流场，生成真实气体模型乘波体；从所述完全气体模型乘波体和所述真实气体模型乘波体中选取气动性能更优的一个作为所述目标乘波体。5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述气动性能更优满足以下任一项：所述目标乘波体在指定攻角下的升阻比更优；所述目标乘波体的最大升阻比更优。6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：获取设计...

【专利技术属性】
技术研发人员：王利，李国良，杨云军，周伟江，刘晓文，陈广强，吴凡，赵琪琦，
申请(专利权)人：中国航天空气动力技术研究院，
类型：发明
国别省市：