[发明专利]融合乘波边条翼吻切轴对称冯卡门乘波体设计方法

说明书

本发明公开了一种融合乘波边条翼吻切轴对称冯卡门乘波体设计方法，包括：求解激波底部点的吻切平面、吻切平面基准流场、吻切平面基准流场纵向激波；设计融合乘波边条翼与乘波主翼的前缘水平投影型线；求解各个吻切平面前缘点，所有吻切平面前缘点组成融合乘波边条翼与乘波主翼的三维前缘线；得到吻切平面流线和下表面后缘点，构成乘波体下表面，得到乘波体下表面后缘线；生成吻切平面上表面自由流线，构成乘波体上表面，吻切平面上表面后缘点组成乘波体上表面后缘线。本发明应用于气动外形设计领域，在现有边条翼设计思想基础上，设计乘波边条翼，并将乘波边条翼与乘波主翼进行有效融合，解决吻切轴对称冯卡门乘波体低速起飞性能难以提高的问题。

技术领域

本发明涉及高超声速飞行器气动外形设计技术领域，具体是一种融合乘波边条翼吻切轴对称冯卡门乘波体设计方法。

背景技术

高超声速飞行器是指飞行马赫数大于5、以吸气式发动机或其组合发动机为主要动力或者无动力、能在大气层和跨大气层中远程飞行的飞行器，其应用形式包括高超声速巡航导弹、高超声速滑翔飞行器、高超声速有人/无人飞机、空天飞机和高超声速宽速域飞行器等多种飞行器。

乘波体构型利用激波压缩原理(乘波原理)实现了在高超声速飞行条件下高升阻比的气动要求，从而使得乘波体成为高超声速飞行器的一种理想构型。

公开日为2019年04月05日，公开号为109573092A的发明专利申请公开了一种吻切轴对称冯卡门乘波体设计方法，图1示出了该发明专利生成的吻切轴对称冯卡门乘波体在水平起飞状态的上表面壁面压升比分布(马赫数0.4，攻角6°，高度0km)，其中1为上表面漩涡，也就是上表面低速区，可见，该发明专利设计的乘波体在上表面前缘诱发的旋涡强度较小，只能在前缘附近，旋涡影响区域有限，因此乘波体上表面由于旋涡引起压力下降的范围有限；图2示出了该发明专利生成的吻切轴对称冯卡门乘波体在水平起飞状态的下表面壁面压升比分布，其中2为下表面漩涡，也就是下表面低速区，可见，该发明专利设计的乘波体在下表面靠近中间位置产生两个涡旋，旋涡影响域气流加速、压力降低，使得乘波体下表面压力下降；以上两方面的局限性导致吻切轴对称冯卡门乘波体的上、下表面压力差有限，阻碍了乘波体低速起飞气动性能的提高。为了后文叙述方便，将公开日为2019年04月05日，公开号为109573092A的发明专利设计方法简称为原始吻切轴对称冯卡门乘波体设计方法。

发明内容

由背景技术可知，原始吻切轴对称冯卡门乘波体设计方法设计的乘波体在上表面前缘诱发的旋涡强度较小，只能在前缘附近，旋涡影响区域有限，因此乘波体上表面由于旋涡引起压力下降的范围有限；与此同时，乘波体在下表面靠近中间位置产生两个涡旋，旋涡影响域气流加速、压力降低，使得乘波体下表面压力下降；以上两方面的局限性导致吻切轴对称冯卡门乘波体的上、下表面压力差有限，阻碍了乘波体低速起飞气动性能的提高。针对上述现有技术中的不足，本发明提供一种融合乘波边条翼吻切轴对称冯卡门乘波体设计方法，解决原始吻切轴对称冯卡门乘波体低速起飞气动性能难以提高的问题。

为实现上述目的，本发明提供一种融合乘波边条翼吻切轴对称冯卡门乘波体设计方法，包括如下步骤：

S1，将绕零攻角尖头冯卡门曲线回转体的超声速轴对称流场作为原始基准流场；

S2，给定激波底部型线并对其进行均匀离散，得到n个激波底部点，求解各激波底部点对应的吻切平面、吻切平面基准流场以及吻切平面基准流场纵向激波；

S3，设计融合乘波边条翼与乘波主翼的前缘水平投影型线；

S4，将融合乘波边条翼与乘波主翼的前缘水平投影型线沿y轴方向投影至各个吻切平面基准流场纵向激波，求解各个吻切平面前缘点，并基于所有吻切平面前缘点的连线得到融合乘波边条翼与乘波主翼的三维前缘线；

S5，从各个吻切平面前缘点流线追踪至底部平面，得到吻切平面流线和吻切平面下表面后缘点，基于所有吻切平面流线放样得到乘波体下表面，并基于所有吻切平面下表面后缘点的连线得到乘波体下表面后缘线；