[发明专利]一种面对称凹曲面标模气动布局的设计方法及外形

说明书

本发明公开了一种面对称凹曲面标模气动布局的设计方法及外形，包括步骤：S1，设计飞行器头部区域轮廓线；S2，设计飞行器表面平板区域轮廓线；S3，设计飞行器凹曲面结构；S4，将步骤S3设计的凹曲面结构进行曲面导圆角处理，得到飞行器结构外形；本发明提供了一种新的具备面对称凹曲面特征的飞行试验标模气动布局设计方法及基于该气动布局设计方法生成的外形，可以为边界层转捩研究提供一种可选的标模方案。

技术领域

本发明涉及飞行器的气动布局设计领域，更为具体的，涉及一种面对称凹曲面标模气动布局的设计方法及外形。

背景技术

边界层转捩研究是流体力学悬而未决的世界难题，对高超声速边界层转捩问题开展研究，提高对边界层转捩的机理认识水平及转捩预示能力技术，对于高超声速飞行器的气动性能、推进系统燃烧效率的提升以及防热系统的精细化设计等至关重要。

边界层转捩研究手段包括风洞实验、数值分析以及模型飞行试验。目前，还没有一座风洞可以完全复现飞行工况，导致风洞转捩数据如何外推到飞行数据成为一个棘手的问题，由于飞行来流噪声条件未知，数值模拟仍无法完全模拟真实飞行条件下的边界层转捩情况。因此在现有的研究水平下仅依靠风洞实验和数值计算尚不能全面地揭示真实飞行器表面边界层转捩机理，利用飞行试验开展飞行器在真实飞行条件和背景扰动下的转捩研究十分必要。飞行试验中的标准模型作为背景飞行器典型特征的抽取，直接决定了试验能否获取转捩问题的相关现象、机理、规律和认知及达到预期的研究目标，是一切转捩飞行试验的研究基点。

而用于转捩研究的飞行器标模设计有其自身的诸多限制和需求：首先飞行器需要具备典型的高超声速飞行器特征，并且具备较为明显的转捩现象，以求在飞行试验中能够测量到相应的转捩现象，飞行器的构型还要尽可能简单，以有利于和数值试验以及风洞试验的大规模范围的数据对比；其次飞行器需要具备较好的对称性，以有利于飞行试验中的同种飞行条件下的数据结果对比和校验；同时对于转捩研究而言，由于飞行器流动的复杂性为了获取干净的气动数据，各个转捩测量研究区域最好比较独立，不同区域间的流动干扰影响较小，这样才能有利于对转捩机理的研究和分析。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种面对称凹曲面标模气动布局的设计方法及外形，满足背景中提出的边界层转捩研究的设计需求，还提供一种新的具备面对称凹曲面特征的飞行试验标模气动布局设计方法及基于该气动布局设计方法生成的外形，可以为边界层转捩研究提供一种可选的标模方案等。

本发明的目的是通过以下方案实现的：

一种面对称凹曲面标模气动布局的设计方法，包括步骤：

S1，设计飞行器头部区域轮廓线；

S2，设计飞行器表面平板区域轮廓线；

S3，设计飞行器凹曲面结构；

S4，将步骤S3设计的凹曲面结构进行曲面导圆角处理，得到飞行器结构外形。

进一步地，在步骤S1中，包括子步骤：给定飞行器设计的头部半径，头部球面切角约束条件，生成飞行器的头部，该头部为球体的一部分，生成完整的头部半径的球体后保留切角所约束的部分球面，其中该球面与zx平面相交的点标记为，与xy平面相交的点标记为。

进一步地，在步骤S2中，包括子步骤：根据飞行器设计的长度和底部半高度约束确定底部截面与zx平面上交点的位置C点坐标为；以点C为对称中心，根据飞行器平板宽度约束，分别生成长度的线段和线段；点为圆弧上的一点，且，其中点和点关于线段对称；用线段连接点和，得到线段，同理可得线段；由线段、、和，以及圆弧和圆弧，生成飞行器表面平板区域。

进一步地，在步骤S3中，包括子步骤：

首先设计底部截面处的凹曲面曲线，底部截面曲线分别关于y轴、z轴对称，故仅需设计四分之一底部截面曲线即轮廓；