一種組合前緣乘波體設計方法及組合前緣乘波體的制作方法
【技術領域】
[0001]本發(fā)明涉及高超聲速飛行器的高升力/高升阻比構型設計，尤其涉及一種組合前緣乘波體設計方法及組合前緣乘波體。
【背景技術】
[0002]新型高速飛行器構型設計是目前飛行器研制的熱點問題。由于高速飛行條件下，飛行器的激波阻力和摩擦阻力急劇增加，導致所謂“升阻比屏障”的產生。這一問題也催生了諸多新概念構型的出現(xiàn)，乘波體構型就是其中之一。這種構型依據(jù)給定的流場，通過激波面切割和流線追蹤的方式設計，在設計飛行條件下(給定馬赫數(shù)、攻角等)，高速飛行時產生的弓形激波完全附著于飛行器的外沿，飛行器的上下表面沒有流動泄露，這樣，激波后的高壓區(qū)完全被包裹于飛行器的下半部分，使飛行器獲得大升阻比。因其飛行時好像乘在激波之上，故稱為“乘波體”。這一構型在近年來，隨著高超聲速飛行器研宄的升溫而逐漸成為熱點研宄問題之一。
[0003]就設計方式而言，乘波體可主要分為基于給定流場的設計方法和密切錐/面設計方法。前者是在給定基準流場前提下，通過指定乘波體的前緣或后緣線，依據(jù)流線追蹤方式獲得其壓縮面。后者則是將乘波體的壓縮面分割為一系列二維密切面上的流線，在給定激波面形狀下依據(jù)反設計方法生成。在現(xiàn)有的設計方法中，乘波體的定義均為指定其前緣或者后緣曲線，因而其設計靈活性受到較大限制，雖然通過前緣線的優(yōu)化設計可以在一定程度上改善這一問題，但必須耗費大量的計算時間和人工。
[0004]實際中，高超聲速飛行器的氣動布局設計具有較多限制，例如，從減小阻力的角度出發(fā)，需要飛行器頭部相對尖銳，再如，飛行器機翼尾部應盡可能保持平直，以便于控制舵面的安裝。此外，飛行器的機長/翼展應符合一定的比例關系，使得飛行器可以在氣動/控制等方面保持較優(yōu)的性能。但目前的乘波體設計方法在上述方面的靈活性均較差。針對這一問題，本發(fā)明提出了一種組合前緣乘波體的設計方案，并給出了相應的設計方法。

【發(fā)明內容】

[0005]本發(fā)明實施例提供一種組合前緣乘波體設計方法及組合前緣乘波體，提出將乘波體外形分為機體/機翼兩個部分，并進而分別采用前/后緣曲線定義的方法。從而有效改善乘波體的設計靈活性，并可獲得更加貼近實際的外形。
[0006]一方面，本發(fā)明實施例提供了一種組合前緣乘波體設計方法，所述方法包括:
[0007]I)獲取給定設計條件下的源流場及激波面；
[0008]2)確定組合前緣乘波體的機體長度，以及機翼長度/機體長度比例和翼展/機體長度比例數(shù)值；
[0009]3)給定乘波體的頂點，依據(jù)機翼長度/機體長度的比例關系確定點A的俯視位置，并投影至激波面，獲得前緣線交點；
[0010]4)依據(jù)乘波體頂點和A點坐標，給定機體前緣線形狀，從前緣線出發(fā)，沿來流方向逐點正向追蹤流線，所有流線組成的流面構成機體下表面，同時，從A點出發(fā)沿流線追蹤到源流場尾部獲得尾緣線交點B ;
[0011]5)依據(jù)翼展/機體長度的比例關系計算獲得整個乘波體的寬度，依據(jù)此寬度獲得乘波體翼端點與激波面的交點；
[0012]6)將交點B與第5)步獲得的交點通過直線連接，獲得機翼尾緣線，從機翼尾緣線出發(fā)，沿逆來流方向逐點向前追蹤流線，直至與激波面相交，所有流線組成的流面構成機翼下表面，同時也獲得機翼前緣線形狀；
[0013]7)設計乘波體上表面，進而完成整個乘波體的設計。
[0014]另一方面，本發(fā)明實施例提供了一種組合前緣乘波體，所述乘波體的整個構型由機體和機翼兩部分組成，機體頂點及其前緣線均位于激波面上，機體尾緣線依據(jù)所述前緣線獲得，尾緣線末端位于所述激波面內部，機翼前緣線依據(jù)尾緣線定義，并與所述激波面相交，所述機體和機翼前緣線的交點位于所述激波面上，兩部分前緣線在該點導數(shù)不連續(xù)。
[0015]上述技術方案具有如下有益效果:機翼下表面與激波面相交后形成翼前緣線，進而獲得乘波體的組合前緣線采用該方法設計時，不但可以保證乘波體的特點，同時還具有長寬比例靈活可調及保證尾緣平直的優(yōu)點，更加適用于實際飛行器的設計。機體下表面可采用給定前緣線的正流線追蹤方法設計，機翼下表面可采用給定尾緣線的逆流線追蹤方法設計。本發(fā)明主要應用范圍為各類高超聲速飛行器的構型設計，尤其適用于未來高超聲速飛機或者滑翔類飛行器的設計。
【附圖說明】
[0016]為了更清楚地說明本發(fā)明實施例或現(xiàn)有技術中的技術方案，下面將對實施例或現(xiàn)有技術描述中所需要使用的附圖作簡單地介紹，顯而易見地，下面描述中的附圖僅僅是本發(fā)明的一些實施例，對于本領域普通技術人員來講，在不付出創(chuàng)造性勞動的前提下，還可以根據(jù)這些附圖獲得其他的附圖。
[0017]圖1為本發(fā)明實施例組合前緣乘波體設計方法流程示意圖；
[0018]圖2為本發(fā)明實施例組合前緣乘波體設計場景示意圖；
[0019]圖3為本發(fā)明實施例錐形流場乘波體設計實例示意圖。
【具體實施方式】
[0020]下面將結合本發(fā)明實施例中的附圖，對本發(fā)明實施例中的技術方案進行清楚、完整地描述，顯然，所描述的實施例僅僅是本發(fā)明一部分實施例，而不是全部的實施例?；诒景l(fā)明中的實施例，本領域普通技術人員在沒有做出創(chuàng)造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬于本發(fā)明保護的范圍。
[0021]如圖1所示，為本發(fā)明實施例組合前緣乘波體設計方法流程示意圖，圖2為本發(fā)明實施例組合前緣乘波體設計場景示意圖，其中，21為激波面，22為機體前緣線，23為機翼前緣線，24為機體尾緣線，25為機翼尾緣線，該方法包括如下:
[0022]1、獲取給定設計條件下的源流場及激波面；
[0023]2、確定組合前緣乘波體的機體長度，以及機翼長度/機體長度比例和翼展/機體長度比例數(shù)值；
[0024]3、給定乘波體的頂點，依據(jù)機翼長度/機體長度的比例關系確定點A的俯視位置，并投影至激波面，獲得前緣線交點；
[0025]4、依據(jù)乘波體頂點和A點坐標，給定機體前緣線形狀，從前緣線出發(fā)，沿來流方向逐點正向追蹤流線，所有流線組成的流面構成機體下表面，同時，從A點出發(fā)沿流線追蹤到源流場尾部獲得尾緣線交點B ;
[0026]5、依據(jù)翼展/機體長度的比例關系計算獲得整個乘波體的寬度，依據(jù)此寬度獲得乘波體翼端點與激波面的交點；