高超聲速大裝載空間乘波體設計方法技術

本發明專利技術公開了一種高超聲速大裝載空間乘波體設計方法，屬于飛行器設計技術領域。本發明專利技術首先在傳統錐導乘波體設計方法所采用的基準流場上增加“反射激波依賴區”，并將FCC曲線分割為兩部分，分別采用錐導乘波體設計方法和流線追蹤進氣道設計方法，兩部分在幾何形狀和氣動特征方面均實現了平滑過渡。本發明專利技術可以根據設計目標靈活設計對應的基準流場，在保證設計狀態氣動性能與傳統錐導乘波體設計方法相當的前提下，顯著提升乘波體的裝載空間，且將傳統錐導乘波體設計方法生成的不利于工程使用的異型結構轉化為更易于使用的類矩形結構，提高了乘波體的工程使用價值。

【技術實現步驟摘要】
高超聲速大裝載空間乘波體設計方法
：本專利技術為一種高超聲速大裝載空間乘波體設計方法，屬高超聲速飛行器設計

技術介紹
：傳統乘波理論本身可分為楔導理論、錐導理論、吻切錐理論、吻切軸對稱理論、吻切流場理論以及最近發展起來的利用三維流場生成乘波體的方法。得益于乘波體在設計狀態優異的氣動性能、靈活快速的設計方法，使得近期的高超聲速飛行器多采用乘波布局。以往在應用這些理論設計乘波體時的主要關注點是提升乘波體的氣動性能，主要可分為提升設計點的性能、提升寬速域性能、提升高超聲速非平衡流條件下的設計點性能、以及兼顧防熱特性和設計點性能，由此產生了諸多新的乘波體概念。針對這些目標，目前的設計方法可分為兩類，一類為利用傳統乘波設計理論通過流場的拼接、型線的設計來實現目標，包括“全乘波乘波體”、“馮卡門曲線乘波體”、以及對內外流進行一體化設計的“雙乘波體”、“鼻錐鈍化乘波體”、“星型乘波體”等概念。另一類為利用優化算法將已有的乘波體作為初始模型，根據多約束目標進行優化迭代，包括使用遺傳算法、蟻群算法、以及人工智能領域的相關算法進行設計，但優化迭代算法的優化空間往往有限，因此初始模型的性能一般大體限制了最終設計結果的性能。此外，由于要保證飛行器在設計狀態仍然乘波，相比于氣動性能，裝載空間的提升更為有限。最近有學者通過設計激波曲線的曲率中心連線的形狀來提高乘波體的容積率，但生成的乘波體在裝載空間方面的提升仍然有限。綜上所述，以往方法生成的乘波體的主要關注點在乘波體的氣動性能的提升，其共同缺陷在于容積率較低，且橫截面為異型結構，使得可利用的空間進一步降低，大大限制了乘波體的應用范圍，因此發展一種高超聲速大裝載空間乘波體的設計方法十分必要。
技術實現思路
：本專利技術提出一種高超聲速大裝載空間乘波體設計方法，所述方法首先在傳統錐導乘波體設計方法所采用的基準流場上增加“反射激波依賴區”，并將FCC曲線分割為兩部分，分別采用錐導乘波體設計方法和流線追蹤進氣道設計方法，兩部分在幾何形狀和氣動特征方面均實現了平滑過渡。本專利技術可以根據設計目標靈活設計對應的基準流場，在保證設計狀態氣動性能與傳統錐導乘波體設計方法相當的前提下，顯著提升乘波體的裝載空間，且將傳統錐導乘波體設計方法生成的不利于工程使用的異型結構轉化為更易于使用的類矩形結構，提高了乘波體的工程使用價值。本專利技術提供的高超聲速大裝載空間乘波體設計方法，包括以下步驟：步驟一：根據設計目標給定激波曲線ICC的幾何特征，該曲線約束了乘波體的寬度和高度。步驟二：根據設計目標給定乘波體上表面第一段FCC曲線的幾何特征，該段曲線約束了乘波體前緣線的形狀。以該段曲線的端點及在激波曲線ICC上選取一點為兩端點設計第二段FCC曲線，兩段FCC曲線保證交點相切，共同構成乘波體的上表面曲線。從FCC曲線出發向上游及下游沿自由流方向追蹤得到自由流面并與設計流場的激波曲面相交得到乘波體的前緣線；步驟三：由來流馬赫數、激波角及壁面壓力分布規律或壁面形狀設計波后的基準流場。基準流場共分為三個部分，分別為前緣激波依賴區、主壓縮區及反射激波依賴區。其中前兩部分有兩種設計方法，第一種為給定來流馬赫數、前緣壓縮角以及前緣激波依賴區和主壓縮區的壁面壓力分布規律由特征線法進行設計，第二種為直接給定前緣激波依賴區和主壓縮區的壁面形狀，并由來流馬赫數計算基準流場。第三部分為反射激波依賴區需要給定反射激波的起始位置并給定反射激波的生成規律，生成反射激波曲線，然后計算反射激波依賴區。步驟四：由乘波體的前緣線上的點向下游在設計的基準流場中進行流線追蹤追蹤得到乘波體的下表面形狀。其中對應于第一段FCC曲線的前緣線上的點追蹤至反射激波處停止，對應于第二段FCC曲線的前緣線上的點追蹤至反射激波依賴區結束處停止。乘波體的上表面可以根據設計目標靈活改變。本專利技術的優點在于：設計出的乘波體在設計狀態的氣動性能與傳統方法相當的前提下，在裝載空間方面顯著大于傳統設計方法，且將傳統布局的異型結構優化為類矩形結構，進一步地增大了可利用的空間，提高了乘波體的應用價值。附圖說明：圖1為高超聲速大裝載空間乘波體設計方法中FCC曲線和ICC曲線設計示意圖圖2為高超聲速大裝載空間乘波體設計方法中基準流場結構示意圖圖3為實施例中用新方法設計的乘波體的三視圖圖4為實施例中用傳統錐導方法設計的乘波體的三視圖圖5a為實施例中用新方法設計的乘波體的壓力分布圖圖5b為實施例中用傳統錐導方法設計的乘波體的壓力分布圖圖6a為實施例中用新方法設計的乘波體在機身軸向6.482％位置處截面的壓力分布圖圖6b為實施例中用傳統錐導方法設計的乘波體在機身軸向6.482％位置處截面的壓力分布圖圖7a為實施例中用新方法設計的乘波體在機身軸向65.165％位置處截面的壓力分布圖圖7b為實施例中用傳統錐導方法設計的乘波體在機身軸向65.165％位置處截面的壓力分布圖圖8a為實施例中用新方法設計的乘波體在機身軸向87.735％位置處截面的壓力分布圖圖8b為實施例中用傳統錐導方法設計的乘波體在機身軸向87.735％位置處截面的壓力分布圖圖9為實施例中用新方法和傳統錐導方法設計的乘波體的升力曲線圖圖10為實施例中用新方法和傳統錐導方法設計的乘波體的阻力曲線圖圖11為實施例中用新方法和傳統錐導方法設計的乘波體的升阻比曲線圖圖中：1.新方法的FCC曲線的第一部分；2.新方法的FCC曲線的第二部分；3.ICC曲線；4.錐導方法的FCC曲線；5.新方法中基準流場的前緣激波依賴區；6.新方法中基準流場的主壓縮區；7.新方法中基準流場的反射激波依賴區；8.新方法中基準流場的反射激波；9.新方法中基準流場的前緣激波；10.新方法中基準流場的中心體；11.新方法中FCC和ICC曲線的位置具體實施方式：下面結合附圖和實施例對本專利技術進行詳細說明。本專利技術提出一種高超聲速大裝載空間乘波體設計方法，所述方法首先在傳統錐導乘波體設計方法所采用的基準流場上增加“反射激波依賴區”，并將FCC曲線分割為兩部分，分別采用錐導乘波體設計方法和流線追蹤進氣道設計方法，兩部分在幾何形狀和氣動特征方面均實現了平滑過渡。本專利技術可以根據設計目標靈活設計對應的基準流場，在保證設計狀態氣動性能與傳統錐導乘波體設計方法差異較小的前提下，顯著提升乘波體的裝載空間，且將傳統錐導乘波體設計方法生成的不利于工程使用的異型結構轉化為更易于使用的類矩形結構，提高了乘波體的工程使用價值。所述的高超聲速大裝載空間乘波體設計方法，結合圖1和圖2，包括以下步驟：步驟一：根據設計目標給定激波曲線ICC(曲線3)的幾何特征，該曲線約束了乘波體的寬度和高度。步驟二：根據設計目標給定乘波體上表面第一段FCC曲線(曲線1)的幾何特征，該段曲線約束了乘波體裝載空間的高度及寬度。以該段曲線的端點及在激波曲線ICC上選取一點為兩端點設計第二段FC本文檔來自技高網...

【技術保護點】
1.一種高超聲速大裝載空間乘波體設計方法，其特征在于：/n在傳統錐導乘波體設計方法所采用的基準流場上增加“反射激波依賴區”，并將FCC曲線分割為兩部分，分別采用錐導乘波體設計方法和流線追蹤進氣道設計方法，在生成乘波體下表面時，采用錐導乘波體設計方法的部分流線追蹤至反射激波處，采用流線追蹤進氣道設計方法的部分追蹤至“反射激波依賴區結束”，兩部分在幾何形狀和氣動特征方面均實現了平滑過渡，在生成乘波體上表面時采用自由流面。/n

【技術特征摘要】
1.一種高超聲速大裝載空間乘波體設計方法，其特征在于：
在傳統錐導乘波體設計方法所采用的基準流場上增加“反射激波依賴區”，并將FCC曲線分割為兩部分，分別采用錐導乘波體設計方法和流線追蹤進氣道設計方法，在生成乘波體下表面時，采用錐導乘波體設計方法的部分流線追蹤至反射激波處，采用流線追蹤進氣道設計方法的部分追蹤至“反射激波依賴區結束”，兩部分在幾何形狀和氣動特征方面均實現了平滑過渡，在生成乘波體上表面時采用自由流面。


2.根據權利要求1所述的一種高超聲速大裝載空間乘波體設計方法，其特征在于：包括以下步驟，
步驟一：根據設計目標給定激波曲線ICC的幾何特征，該曲線約束了乘波體的寬度和高度；
步驟二：根據設計目標給定乘波體上表面第一段FCC曲線的幾何特征，該段曲線約束了乘波體前緣線的形狀。以該段曲線的端點及在激波曲線ICC上選取一點為兩端點設計第二段FCC曲線，兩段FCC曲線保證交點處相切，共同構成乘波體的上表面曲線。從FCC曲線出發向上游及下游沿自由流方向追蹤得到自由流面并與設計流場的激波曲面相交得到乘波體的前緣線；
步驟三：由來流馬赫數、激波角及壁面壓力分布規律或壁面形狀設計基準流場；
步驟四：由乘...

【專利技術屬性】
技術研發人員：王丁，李龍飛，楊天鵬，李佳偉，
申請(專利權)人：南京航空航天大學，
類型：發明
國別省市：江蘇;32