[发明专利]一种大容积高升阻比脊形吻切锥乘波体设计方法

说明书

技术领域

本发明涉及高超声速飞行器气动外形设计，具体涉及一种大容积高升阻比脊形吻切锥乘波体设计方法。

背景技术

高超声速飞行器是指以马赫数5或更高速度在大气层中或跨大气层飞行的飞行器。对于高超声速飞行器而言，无论采用何种外形，保证飞行器良好的气动性能都是必须的前提，而体现良好气动性能的最重要指标就是飞行器具有较高的升阻比(即升力系数与阻力系数之比)。乘波体是目前所公认的一种较好的高超声速飞行器气动布局设计方案，其外形独特且灵活多变。在设计飞行状态下，乘波体产生的激波很好地贴附在前缘上，并且波后的高压气流被限制在下表面，使得飞行器好似骑在激波面上，其“乘波体”之名由此而来。

与常规高超声速气动构型相比，乘波体有以下优点：

(1)有更高的升阻比。常规飞行器气动外形在高超声速条件存在较大波阻，较难获得高升阻比。而在设计状态下，乘波体的整个前缘形成贴附的激波，激波后的高压气流被限制在乘波体的下表面，从而使得乘波体具有更高升阻比；

(2)可提供较均匀的下表面流场，有利于一体化设计。没有“溢流”也使得乘波体下表面处的高压气流几乎没有或很少有横向流动，可以保障进入发动机流道气流的均匀性，这一特性对于吸气式高超声速飞行器一体化设计是十分有利的；

(3)便于反设计。乘波体是由已知流场生成的，是一种反设计方法，可以根据进气道形状生成乘波前体来产生需要的流场，有利于前体/推进系统一体化设计。

目前常用的乘波体设计方法有多种，如锥导法、吻切锥法、吻切流场法等。吻切锥法是乘波体设计方法中较为常用的一种，其设计乘波体的基本思路是：首先将给定的激波出口型线划分为足够小的小段圆弧，每一段圆弧均可以看作是一段圆锥激波，产生该段激波的圆锥称为吻切锥，而圆锥顶点的位置由激波角和该段激波圆弧的曲率中心确定，锥形流场通过求解Taylor-Maccoll方程得到，最后通过流线追踪和自由流线法得到乘波体上下表面。吻切锥法的具体实施过程参见Sobieczky H,Dougherty FC.Hypersonic Waverider Design from Given ShockWaves[R].University ofMaryland:1990.。吻切锥法的相对于其之前出现的乘波体设计方法，乘波体的激波出口型线不再局限于圆弧，可以更好地匹配进气道入口形状，因此极大地拓宽了乘波体设计思路，也在工程实践中得到了广泛使用。

一般来说，乘波体的外形趋于扁平且容积较小，无法满足一般飞行器的容积要求。而容积越大的乘波体，其气动性能相对越差，升阻比越小。目前可以通过在乘波体上添加容积体的方式来满足容积要求。在高超声速飞行器中可以使用的容积体类型多样，其截面形状可为圆形、椭圆形等。需要注意的是，在设计大容积乘波体时，如果为了满足几何约束——特别是容积要求，只是简单地将容积体添加至乘波体上，会导致设计出的乘波体升阻比相较于原始乘波体有较大损失，无法很好体现出乘波体高升阻比的优势。

发明内容

针对现有技术存在的缺陷，本发明的目的在于提供一种大容积高升阻比脊形吻切锥乘波体设计方法，解决现有由吻切锥理论设计高超声速乘波飞行器时，为了增大容积而导致升阻比损失严重的问题。其在乘波体背部增加容积体，使得整个飞行器背部隆起且主要容积在背部且靠后，就得到了本发明所定义的脊形乘波体。脊形飞行器在大攻角飞行条件下具有较好方向稳定性且能够满足容积需求。本发明提供的设计方法使乘波体既能够满足设计需求的大容积，又能在所设计的飞行条件下具有高升阻比。

本发明的技术方案是：

一种大容积高升阻比脊形吻切锥乘波体设计方法，包括以下步骤：

第一步，给定乘波体的飞行条件、尺寸约束和性能要求，根据吻切锥理论和尺寸约束来设计吻切锥乘波体。

乘波体的飞行条件主要指的是设计点和飞行范围，包括飞行高度h、飞行马赫数Ma、攻角α等参数，这些参数以及其具体定义参见中华人民共和国标准GB/T 14410-1993。