本發(fā)明屬于高超聲速飛行器氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)領(lǐng)域，具體涉及一種乘波雙翼氣動(dòng)布局的概念與原理。

背景技術(shù)：

由于飛行器的升阻比與其航程、能耗、經(jīng)濟(jì)性等直接相關(guān)，因此，升阻比通常被作為衡量飛行器氣動(dòng)性能的重要指標(biāo)，而追求高升阻比也一直是飛行器設(shè)計(jì)的主要目標(biāo)之一。乘波構(gòu)型是高超聲速飛行中獲得高升阻比的首選方案，它能夠?qū)⑾卤砻娈a(chǎn)生的激波都附著在前緣，利用下表面的波后高壓氣體獲得較高的升阻比。

研究表明，乘波體的下表面物面角是影響其升阻比的決定性因素，下表面物面角越大，則容積率越高，但升阻比越低。因此，乘波體概念自1959年被提出至今，高容積率與高升阻比難以兼顧一直是其設(shè)計(jì)瓶頸。將乘波體構(gòu)型和翼身組合體布局相結(jié)合是緩解這一矛盾的途徑之一。但對(duì)于高超聲速飛行器，尤其是筒/架式發(fā)射的高超聲速飛行器，其結(jié)合的首要障礙是升力面尺寸受到嚴(yán)格限制，從而導(dǎo)致升力面對(duì)全機(jī)氣動(dòng)性能的改善作用十分有限。升力面尺寸的限制主要源于兩個(gè)方面：

一是發(fā)射筒/架尺寸等因素對(duì)升力面展長(zhǎng)的限制；

二是寬速域操穩(wěn)特性對(duì)升力面弦長(zhǎng)的限制。對(duì)于飛行剖面具有寬速域特點(diǎn)的高超聲速飛行器，其升力面氣動(dòng)焦點(diǎn)位置在超/高超聲速流域會(huì)發(fā)生明顯變化。因此，升力面弦長(zhǎng)過(guò)大，可能會(huì)導(dǎo)致寬速域內(nèi)無(wú)法匹配操穩(wěn)需求。

增加升力面?zhèn)€數(shù)是在滿足翼展、弦長(zhǎng)限制下增大升力面面積的有效途徑。busemann于1935年曾提出過(guò)超聲速雙翼機(jī)的概念，2004年tohoku大學(xué)團(tuán)隊(duì)將這一概念拓展至低音爆的超聲速旅客機(jī)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)。busemann超聲速雙翼機(jī)概念的核心是利用雙翼間相互干擾的壓縮波與膨脹波間的抵消作用實(shí)現(xiàn)降低波阻的目標(biāo)；但大幅降低波阻的同時(shí)也基本不產(chǎn)生升力。因此，這一概念無(wú)疑會(huì)使得升力面喪失其主要功能，busemann超聲速雙翼機(jī)概念顯然不適合直接應(yīng)用于高超聲速飛行器升力面的設(shè)計(jì)。但其雙翼構(gòu)型的概念可以借鑒，以在滿足翼展、弦長(zhǎng)限制下增大升力面面積。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

針對(duì)上述問(wèn)題，本發(fā)明提出一種高超聲速乘波雙翼氣動(dòng)布局，通過(guò)引入翼面乘波概念，增加了翼面的升阻比；通過(guò)合理設(shè)計(jì)雙翼間距，消除雙翼間的不利干擾，實(shí)現(xiàn)了在滿足升力面尺寸限制的條件下，增大升力面面積、提高全機(jī)氣動(dòng)特性的目標(biāo)。

本發(fā)明高超聲速乘波雙翼氣動(dòng)布局，在機(jī)身中部安裝有雙翼，雙翼包括上下對(duì)稱的上層機(jī)翼與下層機(jī)翼；上層機(jī)翼與下層機(jī)翼的翼面參數(shù)的選取融入乘波設(shè)計(jì)。

其中，依據(jù)上層機(jī)翼附體激波參數(shù)設(shè)計(jì)雙翼前緣無(wú)量綱間距的約束為：

(h/c)附體激波＞tan(β-α)(1)

其中，h為雙翼前緣間距；c為雙翼弦長(zhǎng)、β為上層機(jī)翼產(chǎn)生附體激波的激波角、α為上層機(jī)翼前緣處的迎角；

依據(jù)下層機(jī)翼膨脹波參數(shù)設(shè)計(jì)雙翼前緣無(wú)量綱間距的約束為：

(h/c)膨脹波＞tan(α+μ)+tanε(2)

其中，μ為下層機(jī)翼前緣馬赫數(shù)對(duì)應(yīng)的馬赫角、α為下層機(jī)翼前緣處的迎角、ε為下層機(jī)翼前緣處的楔角；

由此，雙翼前緣無(wú)量綱間距的最小值表示為：

(h/c)min＝max[(h/c)附體激波,(h/c)膨脹波](3)

選取雙翼前緣馬赫數(shù)和迎角的最小值確定的雙翼的前緣間距，使得雙翼間在飛行器巡航工況不會(huì)產(chǎn)生不利干擾。

本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)在于：

1、本發(fā)明采用乘波雙翼的高超聲速氣動(dòng)布局，在氣動(dòng)性能上，提出了一種有效兼顧高升阻比與高容積率的氣動(dòng)布局方案，尤其適用于升力面翼展、弦長(zhǎng)有所限制的高超聲速飛行器。結(jié)合了乘波概念的雙翼翼身組合體布局，相比于傳統(tǒng)的乘波體更利于結(jié)構(gòu)、機(jī)載設(shè)備的設(shè)計(jì)布置，而相比于傳統(tǒng)的單翼翼身組合體布局則更利于氣動(dòng)性能的提高。

2、本發(fā)明采用乘波雙翼的高超聲速氣動(dòng)布局，融入乘波設(shè)計(jì)的翼面能夠?qū)⒁砻嫦卤砻娈a(chǎn)生的附體激波都附著在前緣，利用下表面的波后高壓氣體為飛行器提供具有更高氣動(dòng)性能的升力面。

3、本發(fā)明采用乘波雙翼的高超聲速氣動(dòng)布局，采用雙翼設(shè)計(jì)，使得在增加升力面面積的同時(shí)不增大弦長(zhǎng)，從而保證了飛行器在寬速域的操穩(wěn)特性需求。通過(guò)對(duì)雙翼間距的合理設(shè)計(jì)，消除了雙翼間的不利干擾，從而更進(jìn)一步提高了全機(jī)的氣動(dòng)性能。

附圖說(shuō)明

圖1為本發(fā)明具有尖頭錐、十字型尾翼，并采用乘波雙翼的高超聲速乘波雙翼氣動(dòng)布局俯視圖；

圖2為本發(fā)明具有鈍頭錐、單垂尾，并采用乘波雙翼的高超聲速乘波雙翼氣動(dòng)布局俯視圖；

圖3為本發(fā)明具有尖頭錐、十字型尾翼，并采用乘波雙翼的高超聲速乘波雙翼氣動(dòng)布局側(cè)視圖；

圖4為本發(fā)明具有鈍頭錐、單垂尾，并采用乘波雙翼的高超聲速乘波雙翼氣動(dòng)布局側(cè)視圖；

圖5為乘波雙翼原理示意圖；

圖6為乘波雙翼流場(chǎng)的特征線法模擬結(jié)果，來(lái)流為海平面大氣，馬赫數(shù)為6，迎角10°。

圖中：

1-機(jī)身2-雙翼3-氣動(dòng)舵面

4-附體激波5-膨脹波101-頭部

201-上層機(jī)翼202-下層機(jī)翼

具體實(shí)施方式

下面結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明做進(jìn)一步說(shuō)明。

本發(fā)明高超聲速乘波雙翼氣動(dòng)布局，如圖1、圖2所示，飛行器機(jī)身1的長(zhǎng)細(xì)比、截面形狀等參數(shù)依據(jù)裝載、氣動(dòng)及強(qiáng)度需求設(shè)計(jì)；同時(shí)機(jī)身1具有尖錐或鈍錐結(jié)構(gòu)的頭部101，尖錐或鈍錐結(jié)構(gòu)的頭部101的錐角以及鈍錐結(jié)構(gòu)的頭部101的半徑等頭部尺寸在滿足能夠與其后的機(jī)身1平滑過(guò)渡的基礎(chǔ)上依據(jù)熱防護(hù)要求設(shè)計(jì)。機(jī)身1中部安裝有雙翼2，雙翼2包括上層機(jī)翼201與下層機(jī)翼202，如圖3、圖4所示，均為小展弦比機(jī)翼。其中，上層機(jī)翼201分為上層左翼與上層右翼，分別安裝于機(jī)身1左右兩側(cè)上方位置，左右對(duì)稱；下層機(jī)翼202分為下層左翼與下層右翼，分別安裝于機(jī)身1左右兩側(cè)下方位置，左右對(duì)稱；且上層機(jī)翼201與下層機(jī)翼202上下對(duì)稱。上層機(jī)翼201與下層機(jī)翼202特征參數(shù)完全相同，翼面參數(shù)的選取融入乘波設(shè)計(jì)概念，即根據(jù)機(jī)身1的波后流場(chǎng)，通過(guò)合理設(shè)計(jì)機(jī)翼前緣的后掠角、下反角和楔角等參數(shù)的展向分布，使得整個(gè)前緣均能夠產(chǎn)生附體激波，將波后高壓氣體能夠較好地控制在雙翼2各自的下表面，從而提高翼面的升阻比。對(duì)于雙翼2的翼型，為了滿足乘波要求，設(shè)計(jì)雙翼2的前緣為尖前緣，且前緣楔角與前緣馬赫數(shù)需產(chǎn)生附體激波；此外，在超聲速飛行器中，機(jī)翼的氣動(dòng)特性對(duì)翼型的形狀并不敏感；因此，本發(fā)明設(shè)計(jì)雙翼2的翼型形狀僅限制尖前緣、前緣楔角能夠產(chǎn)生附體激波即可。雙翼2尺寸相同，依據(jù)總體、氣動(dòng)設(shè)計(jì)需求給定。上述雙翼2前緣的安裝位置根據(jù)機(jī)身1波后流場(chǎng)選定，選定的安裝位置的迎角應(yīng)盡可能的大；較大的迎角不僅能夠提高機(jī)翼的升力系數(shù)，改善飛行器巡航氣動(dòng)性能；還能夠減小雙翼2間的最小間距，從而放寬雙翼2安裝的限制。機(jī)身1尾部根據(jù)飛行器種類安裝相應(yīng)的氣動(dòng)舵面3，以保證飛行器的操穩(wěn)特性。

上述雙翼2的間距需足夠大，在設(shè)計(jì)的馬赫數(shù)和迎角范圍內(nèi)，應(yīng)避免雙翼2間對(duì)各自表面壓力的不利干擾。雙翼2前緣間距與飛行器機(jī)身1波后流場(chǎng)密切相關(guān)，對(duì)飛行器整體的氣動(dòng)性能至關(guān)重要，設(shè)計(jì)應(yīng)以相互不干擾為原則。如圖5所示，在近似附體激波和膨脹波為直線的情況下，為保證上層機(jī)翼201翼面產(chǎn)生的附體激波不在下層機(jī)翼202翼面的表面發(fā)生反射，根據(jù)上層機(jī)翼201附體激波參數(shù)設(shè)計(jì)：

(h/c)附體激波＞tan(β-α)(1)

式(1)中，h為雙翼2前緣間距；c為雙翼2弦長(zhǎng)、β為上層機(jī)翼201產(chǎn)生的附體激波的激波角、α為上層機(jī)翼201前緣處的迎角。

為保證下層機(jī)翼膨脹波不干擾上層機(jī)翼，根據(jù)下層機(jī)翼202膨脹波參數(shù)設(shè)計(jì)：

(h/c)膨脹波＞tan(α+μ)+tanε(2)

式(2)中，μ為下層機(jī)翼202前緣馬赫數(shù)對(duì)應(yīng)的馬赫角、α為下層機(jī)翼202前緣處的迎角、ε為下層機(jī)翼202前緣處的楔角。結(jié)合式(1)與式(2)，雙翼2前緣無(wú)量綱間距的最小值可表示為：

(h/c)min＝max[(h/c)附體激波,(h/c)膨脹波](3)

對(duì)于利用式(1)確定間距，若給定上層機(jī)翼201前緣處的馬赫數(shù)、迎角與前緣楔角，利用斜激波關(guān)系式即可確定上層機(jī)翼201前緣產(chǎn)生附體激波的激波角β；再由式(1)即可確定(h/c)附體激波。斜激波關(guān)系式為：

式(4)中，m為上層機(jī)翼201前緣處的馬赫數(shù)；γ為比熱比，對(duì)于理想氣體為常數(shù)，取γ為1.4。

對(duì)于利用式(2)確定間距，若給定乘波雙翼下層機(jī)翼前緣處的馬赫數(shù)m，根據(jù)馬赫數(shù)與馬赫角間的關(guān)系μ＝arcsin(1/m)，即可確定下層機(jī)翼前緣處的馬赫角μ；再結(jié)合下層機(jī)翼前緣處的迎角α與前緣楔角ε，代入式(2)即可確定(h/c)膨脹波。繼而，結(jié)合式(1)和(2)的結(jié)果，根據(jù)式(3)便可確定雙翼2前緣最小間距。

超聲速流場(chǎng)控制方程的數(shù)學(xué)特性為雙曲型，即下游流動(dòng)不會(huì)對(duì)上游流動(dòng)產(chǎn)生影響。因此，要確定機(jī)翼前緣的馬赫數(shù)和迎角沿展向的變化范圍，只需先模擬機(jī)身流場(chǎng)，在機(jī)身流場(chǎng)中選定安裝機(jī)翼的位置，即可知曉機(jī)翼前緣處的馬赫數(shù)與迎角。然而，在機(jī)身1產(chǎn)生激波的波后流場(chǎng)中，乘波雙翼前緣處的馬赫數(shù)沿展向的分布并不均勻。對(duì)于不同的馬赫數(shù)，由式(4)可知，在相同迎角與楔角的條件下，上層機(jī)翼201的激波角隨馬赫數(shù)的增大而減小。由式(5)的定義亦可知，下機(jī)翼的馬赫角也隨馬赫數(shù)的增大而減小。而由式(1)與(2)的定義可知，雙翼2間前緣處的最小距離隨激波角和馬赫角的增大而增大。因此，為了確定一個(gè)使得所有前緣馬赫數(shù)均不會(huì)產(chǎn)生不利干擾的最小雙翼間距，需要在上、下機(jī)翼前緣處沿展向變化的馬赫數(shù)中確定一個(gè)最小馬赫數(shù)；并將這個(gè)最小馬赫數(shù)代入式(4)和(5)，確定出最大的上層機(jī)翼201激波角與最大的下層機(jī)翼202馬赫角，在代入式(1)、(2)和(3)中確定出在所有前緣馬赫數(shù)條件下滿足上下兩層機(jī)翼互不干擾條件的最小距離。另一方面，由于受機(jī)身1的干擾，雙翼2前緣沿展向的迎角分布也是不均勻的，通常不等于遠(yuǎn)前方均勻來(lái)流的迎角。由于迎角越小，上翼產(chǎn)生的附體激波越容易對(duì)下翼產(chǎn)生干擾，而附體激波是比膨脹波更主要的影響因素，為保證雙翼間在飛行器巡航工況都不會(huì)產(chǎn)生不利干擾，應(yīng)取上層機(jī)翼201與下層機(jī)翼202前緣處沿展向變化的迎角值中的最小值作為確定雙翼間距的參數(shù)。

實(shí)施例：確定飛行器飛行馬赫數(shù)為6，迎角10°，選用翼型為超聲速飛行器常用的楔形翼。根據(jù)式(3)確定兩楔形翼前緣的無(wú)量綱間距，如圖6所示。圖中可見(jiàn)，當(dāng)雙翼2間距足夠大時(shí)，上層機(jī)翼201的附體激波不會(huì)影響下層機(jī)翼上表面壓力分布，下層機(jī)翼202的膨脹波也不影響上層機(jī)翼201下表面壓力分布，二者升力和阻力具有可加性。

綜上所述，本發(fā)明為高超聲速飛行器，尤其是具有翼展和弦長(zhǎng)限制的飛行器，提供了一種能兼顧容積、寬速域操穩(wěn)特性與氣動(dòng)特性的技術(shù)方案，在翼身組合體中融入乘波概念能夠有效彌補(bǔ)當(dāng)前乘波體容積率較低、翼身組合體升阻比不高的不足；雙翼設(shè)計(jì)能夠有效增加升力面面積，使得飛行器在獲得足夠升力面的同時(shí)不必增大弦長(zhǎng)，從而提高了其寬速域的操穩(wěn)特性；通過(guò)合理設(shè)計(jì)雙翼的相對(duì)位置，消除雙翼間的不利干擾維持各升力面原本的氣動(dòng)特性，從而獲得相比于常規(guī)單翼翼身組合體更好的氣動(dòng)性能。本發(fā)明為升力面翼展、弦長(zhǎng)有所限制的高超聲速飛行器提供了一種氣動(dòng)性能、操穩(wěn)特性和容積率均較為優(yōu)秀的設(shè)計(jì)方案。