一種雙后掠布局的乘波體的制作方法

本發明涉及高超聲速飛行器氣動設計領域，特別是乘波體布局形式。

背景技術：

高升力超聲速/高超聲速外形一直是人類不懈的追求。根據高超聲速無粘流動的雙曲線特征，飛行器的氣動性能可以在很大程度上得以提高，乘波體就是利用這一特性的典型外形。乘波體通過附著激波將高壓氣動分割在飛行器下表面阻止流動泄露，有效突破了高超聲速飛行器的升阻屏障，具有很高的升阻比。經過幾十年的發展，乘波體從早期的單一構型逐漸發展為具有不同特點的復雜構型，尤其是密切錐方法的提出，可以通過給定激波出口型線進行乘波體設計，具有更多特性的乘波體外形。

乘波體的工程應用目前仍然有諸多的限制，主要問題包括低速狀態氣動性能不好、縱向穩定性難以保證等。乘波體外形一般根據高超聲速流場通過流線追蹤得到，其生成曲面具有獨特的特征，難以自由設計，但乘波體的平面形狀可以通過設計曲線進行修改，這為我們改善乘波體在非設計點的氣動性能提供了一種非常值得考慮的思路，而定后掠角乘波體的概念則為這一思路提供了有效途徑。定后掠角乘波體由來已久，但在早期只是其它類型乘波體的“附屬品”。近年來，相關學者從密切錐乘波體設計方法出發，提出了定后掠角密切錐和密切流場乘波體的概念。這種概念提高了乘波體設計方法的靈活性，但在改善乘波體缺陷方面的應用還較少。

技術實現要素：

本發明的技術解決問題是：克服一般乘波體外形低速性能差，縱向穩定性不好等缺點，提供一種雙后掠布局的乘波體。

本發明的技術解決方案是：一種雙后掠布局的乘波體，所述的乘波體的上表面為自由流面追蹤得到的平面，下表面為具有乘波性能的曲面，該曲面通過鈍頭區域、大后掠角區域和小后掠角區域進行描述；其中，鈍頭區域為乘波體設計中的流線追蹤曲面，鈍頭前緣線在對稱軸處的切率為零；大后掠角區域也稱內翼部分，平滑連接于鈍頭區域的兩側，其外型面由前緣線和曲線組成，前緣線為大后掠直線，后掠角范圍50°-80°，且前緣線末端與鈍頭區域邊緣之間的距離小于乘波體半展長的30％，曲線為乘波體設計中的流線追蹤線；小后掠角區域也稱為外翼部分，平滑連接于大后掠角區域的流線兩側，小后掠角區域的前緣線為一條直線，后掠角30°-70°。

鈍頭區域采用錐導乘波體方法中將流線追蹤初始線設定為水平直線得到。

鈍頭區域采用密切錐方法中設定激波出口型線為圓弧，設定流線追蹤初始線為水平直線得到。

小后掠角區域采用密切錐方法中設定激波出口型線為直線，設定密切平面內的流場為超聲速楔形流場，設定流線追蹤初始線為水平直線得到。

小后掠角區域的激波出口型線的斜率傾角小于鈍頭區域激波出口型線圓弧的圓心角。

大后掠角區域采用密切錐方法設計得到，其中設定激波出口型線為連接鈍頭區域激波出口型線記為曲線A和小后掠角區域激波出口型線記為曲線B的平滑曲線，該平滑曲線的曲率設定為從曲線A的曲率線性減小到曲線B的曲率；設定流線追蹤初始線為水平直線。

所述的平滑曲線采用B樣條方法表達，以保證過渡區域的光滑性。

小后掠角區域前緣線的后掠角大小最優選取小于大后掠角區域的后掠角。

小后掠角區域前緣線的后掠角大小最優小于60°。

鈍頭區域前緣線最外端到對稱軸的距離不超過乘波體半展長的40％。

本發明與現有技術相比有益效果為：

(1)雙后掠乘波體通過構建內側大后掠區域和外側小后掠區域，保持了高超聲速階段的高升阻比性能，同時從幾何上整體增加了展弦比，使低速狀態的氣動性能有了很大提升。

(2)通過減小外翼部分后掠角，可以使氣動焦點后移，增強了縱向穩定性。

(3)本發明設計鈍頭區域、小后掠角區域和大后掠角區域進而確定乘波體外形，實現了乘波體的定制化設計，使設計方法更靈活。

附圖說明

圖1為本發明雙后掠乘波體外形圖(下表面朝上)；

圖2為本發明雙后掠乘波體平面圖；

圖3為本發明密切錐乘波體設計方法示意圖；

圖4為本發明雙后掠乘波體設計方法示意圖；

圖5為本發明雙后掠外形下表面等壓線；

圖6為本發明后掠角對低速性能的影響；

圖7為本發明后掠角對縱向穩定性的影響。

具體實施方式

本發明設計原理：分別設計具有不同特征的乘波體部分，組合得到雙后掠特點乘波體布局形式，包括鈍頭區域、大后掠角區域和小后掠角區域，如圖1中的A，B，C區域。圖2給出了平面形狀圖，其中l₁,l₂,l₃分別為上述三個區域的前緣線，λ₁和λ₂分別為大后掠角區域和小后掠角區域的后掠角。此種外形乘波體具有低速狀態性能和縱向穩定性方面的優勢。鈍頭區域可由錐導或密切錐方法得到，其他區域則均由密切錐方法得到。

簡要介紹密切錐乘波體的設計原理，如圖3所示，以ICC曲線作為激波的出口型線，在ICC曲線上取點作切線，垂直于此切線的平面叫作密切平面，通過當地點的曲率半徑在密切平面內擬合錐形流場。將FCT投影到激波作為追蹤的初始點進行流線追蹤，生成乘波體下表面。上表面一般采用自由流動進行流線追蹤得到。具體上述三個區域的設計通過下述方式得到：

(一)鈍頭區域

采用錐導乘波體方法時，將流線追蹤初始線設定為水平直線。

采用密切錐方法時，設定激波出口型線為圓弧，設定流線追蹤初始線為水平直線得到。

(二)小后掠角區域

小后掠角區域采用密切錐方法中設定激波出口型線為直線，設定密切平面內的流場為超聲速楔形流場，設定流線追蹤初始線為水平直線得到。

小后掠角區域的激波出口型線的斜率傾角θ₂小于鈍頭區域激波出口型線圓弧的圓心角θ₁。

(三)大后掠角區域

采用密切錐方法設計得到，其中設定激波出口型線為連接鈍頭區域激波出口型線記為曲線A和小后掠角區域激波出口型線記為曲線B的平滑曲線，該平滑曲線的曲率設定為從曲線A的曲率線性減小到曲線B的曲率；設定流線追蹤初始線為水平直線。平滑曲線采用B樣條方法表達，以保證過渡區域的光滑性。

設計完成后，本發明乘波體如圖1所示，乘波體的上表面為自由流面追蹤得到的平面，下表面為具有乘波性能的曲面，該曲面通過鈍頭區域、大后掠角區域和小后掠角區域進行描述；其中，鈍頭區域為乘波體設計中的流線追蹤曲面，鈍頭前緣線在對稱軸處的切率為零；大后掠角區域也稱內翼部分，平滑連接于鈍頭區域的兩側，其外型面由前緣線和曲線組成，前緣線為大后掠直線，后掠角范圍50°-80°，且前緣線末端與鈍頭區域邊緣之間的距離小于乘波體半展長的30％，曲線為乘波體設計中的流線追蹤線；小后掠角區域也稱為外翼部分，平滑連接于大后掠角區域的流線兩側，小后掠角區域的前緣線為一條直線，后掠角30°-70°。小后掠角區域前緣線的后掠角大小最優選取小于大后掠角區域的后掠角。鈍頭區域前緣線最外端到對稱軸的距離不超過乘波體半展長的40％。

圖4給出了三部分區域的設計示意圖，圓弧AB為鈍頭區域的設計的激波出口型線，圓心角θ₁，曲線BC為大后掠角區域的激波出口型線，直線CD為小后掠區域的激波出口型線，斜率傾角為θ₂。

此雙后掠乘波體在高超聲速狀態的高升阻比特性予以保持。使用計算流體力學(CFD)方法進行驗證計算，圖5為Ma6時雙后掠乘波體下表面等壓線分布，可以看到激波附著在下表面，限制了流動從下表面到上表面的泄露，具有乘波特性。

雙后掠乘波體在低速方面具有性能優勢，圖6給出了當內翼部分后掠角為70°時，改變外翼后掠角(70-30°)在Ma＝0.4時升阻比L/D隨攻角α的變化，可以看到隨著外翼部分后掠角的減小，乘波體的升阻比有了很大幅度的提升。

雙后掠乘波體提高了縱向穩定性，圖7(左)給出了給定內翼部分后掠角為70°，改變外翼后掠角(70-30°)時，高超聲速狀態下力矩C_m隨攻角的變化，當外翼部分后掠角減小時，靜穩定度增加。在氣動布局的初始設計階段，有時重心位置難以確定，可以通過計算縱向壓心位置隨攻角的變化來判斷飛行器的靜穩定特性。圖7(右)給出了壓力中心Pr Ct隨攻角的變化曲線，此種情況下當外翼后掠角小于60°時，隨攻角增大壓心位置后移，在攻角受到擾動發生變化后能產生回復力矩，保證了飛行條件下的縱向靜穩定性。而外翼后掠角較大時，壓力中心前移，靜穩定性不能保證。

本發明未詳細說明部分屬本領域技術人員公知常識。