【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于高超声速飞行器气动力设计领域，涉及一种针对小展弦比机翼-机身组合气动布局的高超声速飞机宽速域通用面积律修型技术，是一种基于宽速域通用面积律的减阻设计方法。
技术介绍
1、利用跨声速面积律将机身修型使飞机沿机身轴向的截面面积分布接近最小阻力的当量流线型旋成体，即可减小飞机的跨声速波阻，马赫数越接近于声速1.0减阻效果越明显，理论研究表明，针对薄的小展弦比机翼-机身组合体，上述减阻作用可持续到较高马赫数。新一代水平起降临近空间高超声速飞机最大飞行马赫数达到了6-7，在气动布局设计方面，大都采用大长细比高脊背机身、大边条大后掠小展弦比中单薄机翼、大后掠单垂尾局部乘波翼身融合布局形式，因而应用跨声速、超声速面积律能够提供一定的减阻空间。但是，在马赫数大于4.0的高超声速飞行状态下，高超声速飞机表面存在显著区别于低速状态下的流动特征，一是高马赫数飞行状态下机身前体表面气动热导致的边界层增厚，二是超声速气流在越过飞机的脊背之后膨胀加速的过程中，会在弯曲后机身表面形成一个“特殊”的热层结构。依据远场阻力分解理论，上述流动结构对飞机高马赫数飞行带来较大占比的粘性阻力增量。经典的跨声速和超声速面积律仅仅考虑了飞机机身的实际物理截面积，亟待提出并发展针对高超声速宽速域气动布局的面积律修型方法，实现高超声速飞机在高马赫数飞行状态下的进一步减阻设计。
技术实现思路
1、本专利技术提出一种基于宽速域通用面积律的减阻设计方法，旨在将高马赫数飞行状态下边界层和热层结构诱导的不可逆熵增结构转换为等效
2、为实现上述技术目的，需要分以下步骤：
3、步骤一：针对具体的高超声速飞机构型进行高马赫数飞行状态下的绕流流场数值模拟，获得飞机表面边界层及热层结构的空间尺度演化和分布特征。
4、步骤二：将边界层和热层结构诱导的不可逆熵增结构转换为等效物理堵塞面积，获得飞机等效机身最大物理截面积及截面积变化，以超声速面积律为指导进行修型设计，改变飞机实际机身最大物理截面积及截面积分布。
5、步骤三、对新获得的外形进行数值模拟计算和远场阻力分解，并与初始外形的流场进行对比，分析横截面积分布变化对波阻和粘性阻力占比的影响，对流场品质不够理想的局部区域，可进行进一步的型面优化设计。
6、本专利技术所要解决的一个技术问题是突破常规跨声速面积律、超声速面积律减阻设计方法的局限，提出一种将高马赫数飞行状态下的粘性阻力流动结构进行机身横截面积的等效处理，解决了传统面积律设计方法仅针对飞机实际物理截面积进行修型，且适应马赫数范围窄的问题，实现了基于面积律指导下的高超声速飞机宽速域气动布局在高马赫数飞行状态下的进一步减阻设计。
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1.一种基于宽速域通用面积律的减阻设计方法，其特征在于，步骤如下：
2.根据权利要求1所述的一种基于宽速域通用面积律的减阻设计方法，其特征在于，高超声速飞机采用小展弦比机翼和机身组合气动布局。
3.根据权利要求1所述的一种基于宽速域通用面积律的减阻设计方法，其特征在于，高超声速飞机高马赫数飞行状态的速度范围为马赫3.0～7.0。
4.根据权利要求1所述的一种基于宽速域通用面积律的减阻设计方法，其特征在于，以超声速面积律为指导进行修型设计，改变飞机实际机身最大物理截面积及截面积分布的相关参数包括前体压缩角、飞机脊背的曲率变化、尾缘曲率变化以及飞机机身的投影厚度。
【技术特征摘要】
1.一种基于宽速域通用面积律的减阻设计方法，其特征在于，步骤如下：
2.根据权利要求1所述的一种基于宽速域通用面积律的减阻设计方法，其特征在于，高超声速飞机采用小展弦比机翼和机身组合气动布局。
3.根据权利要求1所述的一种基于宽速域通用面积律的减阻设计方法，其特征在于，高超声速...
【专利技术属性】
技术研发人员：马明，朱亚标，于汇洋，张志雨，
申请(专利权)人：沈阳飞机设计研究所扬州协同创新研究院有限公司，
类型：发明
国别省市：
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