[发明专利]基于全三维弯曲激波的翼身融合乘波体设计方法

说明书

基于全三维弯曲激波的翼身融合乘波体设计方法，涉及临近空间高超声速飞行器设计技术领域。将全三维弯曲激波作为设计激波，利用局部偏转吻切方法及非共轴弯曲特征线法进行求解，从而获得基本流场。给定设计截面的流量捕获型线，向前水平投影至三维弯曲激波面，得到乘波体前缘型线并对其进行离散,从各前缘型线离散点出发，通过流线追踪得到乘波体下表面。选择前述部分前缘型线离散点作为上表面前缘点，给定上表面出口型线，进而利用Haack族曲线在前缘点对应当地吻切面内生成相应型线，将所得型线组合得到翼身融合的乘波体上表面。实现基于全三维弯曲激波的翼身融合乘波体设计。有效减小上表面产生的阻力，获得更好的气动性能和隐身性能。

技术领域

本发明涉及临近空间高超声速飞行器设计技术领域，尤其是涉及一种基于全三维弯曲激波的翼身融合乘波体设计方法。

背景技术

高超声速飞行器是能够在临近空间以高超声速(即飞行马赫数大于5)实现持续飞行的飞行器。其气动外形有常规气动外形和乘波体构型。乘波体因其下表面完全“骑乘”在前缘附体激波之上而得名。从空气动力学角度看，乘波体设计是追求高升阻比，突破常规“升阻比屏障”的最佳选择。

Nonweiler教授(Nonweiler T R F.Aerodynamic problems of manned spacevehicles[J].The Journal of the Royal Aeronautical Society,1959,63(585):521–528.)于1959年首次提出楔导乘波理论。然而，由于楔导乘波体存在下表面尖角明显、下反角过大、容积率不足等问题，此类乘波体在工程实际中难以得到广泛应用。针对上述问题，Jones和Moore等(Jones J G,Moore K C,Pike J,et al.A method for designinglifting configurations for high supersonic speeds,using axisymmetric flowfields[J].Archive of Applied Mechanics,,37(1):56–72.)提出锥导乘波理论，Rasmussen等(Rasmussen M L,Jischke M C,Kim B S.Optimization of waveriderconfigurations generated from axisymmetricconical flows[J].Journal ofSpacecraft and Rockets,1983,20(5):461–469.)对该设计理论进行证明。此后，还有不少学者对给定生成体的乘波体设计方法进行进一步发展，例如：Takashima和Lewis(Takashima N,Lewis M J.Wedge-cone waverider configuration for engine-airframeinteraction[J].Journal of Aircraft,1995,32(5):1142–1144.)提出的楔-锥乘波体等。上述给定生成体的乘波设计方法虽然计算简单且精度高，但其所乘波的形状并不可控，难以满足日益复杂的飞发一体化设计需求，因此设计自由度并不高。