[发明专利]乘波体外形设计方法

说明书

技术领域

本发明属于飞行器设计技术领域，尤其涉及一种能够适用于超声速及高超声速飞行器气动布局的乘波体外形设计方法。

背景技术

高超声速飞行器的最大升阻比存在难以突破的极限值，这就是所谓的“升阻比屏障”。已有大量研究表明乘波体外形能够突破这一“升阻比屏障”。乘波体外形是由已知的超声速或高超声速流场生成的，基准流场可以有多种选择，如楔形流场、轴对称锥形流场、带攻角锥形流场、椭圆锥流场等。无论基准流场如何选择，乘波体的设计方法都是类似的。锥形流场乘波体以及基于锥形流场的吻切锥乘波体构造方法是目前较为常用的乘波体外形设计方法。

乘波体外形的构造通常需要给出两个条件：首先确定基准流场，然后是给出乘波构型的前缘形线或乘波构型的出口形线。如果给出的是前缘形线，乘波构型的下表面由前缘形线上各点沿流线向下游追踪到出口位置生成；如果给出的是出口形线，则乘波构型的下表面由出口形线上各点沿流线逆流追踪至激波面生成。乘波构型上表面通常采用通过前缘点的自由流面生成。这两种乘波体构造方法各有优缺点。给定前缘形线的方法可以非常方便地设定乘波体的长度，但是难以控制乘波体下表面的形状；给定出口形线的方法能够对乘波体的下表面形状进行有效控制，但是对乘波体的长度却无法控制。

发明内容

本发明的发明目的在于提供一种乘波体外形设计方法，以解决目前乘波体构造方法难以同时控制乘波体长度和下表面形状的问题。

为了实现上述目的，本发明提供的乘波体外形设计方法的技术方案如下：

一种乘波体外形设计方法，包括以下步骤：步骤一、确定基准流场参数；步骤二、给定下表面出口形线和激波面出口形线；步骤三、采用逆向流线追踪的方式生成乘波体下表面；同时，通过对激波出口形线的缩放调整，自动获得长度给定的乘波体外形。

优选地，通过迭代求解调节激波面出口形线，以完成对基准流场的调整，，获得长度符合设计要求的乘波体外形。

优选地，所述步骤三进一步包括以下步骤：

步骤三一、定义激波面出口形线缩放因子FICC=y/y0，其中，y0为基准激波面出口形线的高度，y为可变激波面出口形线的高度；

步骤三二、设定激波面出口形线缩放因子FICC的数值，将基准激波面出口形线在高度方向按FICC进行缩放，获得可变激波面出口形线；

步骤三三、根据基准流场参数和可变激波面出口形线所定义的基准流场，采用吻切锥乘波体构造方法，对下表面出口形线进行逆向流线追踪至激波面，获得乘波体下表面，乘波体上表面通过前缘线的自由流面生成；

步骤三四、判断乘波体的长度是否满足要求，如不满足，则返回步骤四；如满足，则完成乘波体设计过程。

由上可知，本发明通过给定下表面出口形线和激波面出口形线，采用逆向流线追踪的方式，可以生成乘波体外形；同时，通过对激波出口形线的缩放调整，可以自动获得长度给定的乘波体外形。借此，本发明能够同时控制乘波体的长度和下表面形状，非常方便地生成满足设计需求的乘波体外形。

附图说明

图1示出了采用本发明提供的方法设计一乘波体实例的过程。

图2为实施本发明时激波面出口形线变化示意图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施方式对本发明做进一步详细说明。

如图1所示，本发明通过给定下表面出口形线1和激波面出口形线2，基于吻切锥乘波体构造方法，采用逆向流线追踪的方式生成乘波体外形3；同时通过对激波出口形线2的缩放调整，自动获得长度给定的乘波体外形3。

进一步具体而言，本发明优选包括以下步骤：

一、确定基准流场参数。对于本实例，马赫数为15，锥形流场的圆锥角为9°。

二、如图2所示，给定下表面出口形线11和基准激波面出口形线12，并定义激波面形线缩放因子FICC=y/y0，其中，y0为基准激波面出口形线12的高度，y为可变激波面出口形线13的高度；

三、设定激波面形线缩放因子FICC的数值，将基准激波面出口形线12在高度方向按FICC进行缩放，获得可变激波面出口形线13。

四、根据基准流场参数和可变激波面出口形线13所定义的基准流场，采用吻切锥乘波体生成方法，对下表面出口形线11进行逆向流线追踪至激波面，获得乘波体下表面，乘波体上表面通过前缘线的自由流面生成。

五、判断乘波体的长度是否满足要求，如不满足，则返回步骤三；如满足，则完成乘波体设计过程。