一种三维前缘线可控的乘波体设计方法与流程

本发明涉及超/高超声速飞行器设计，是一种三维前缘线可控的乘波体设计方法

背景技术：

1、采用乘波体设计的超/高超声速飞行器，相比翼身组合体、升力体等传统布局能获得更高的升阻比。因此如何更好的利用乘波体设计超/高超声速飞行器气动布局一直科研人员的重要关注方向之一

2、现有的乘波体设计方法主要包括楔形乘波体设计方法、锥形流乘波体设计方法、密切锥乘波体设计方法。这些方法的共同特点是：在设计乘波体型面时，前缘形状常作为输出变量，当其作为输入变量时，前缘形状会受到诸多限制。

3、以密切锥乘波体设计方法为例，该方法以前缘形状作为输入变量生成乘波体时有两条技术路线：第一条路线是采用前缘沿流向的投影线(fct)和前缘向下的投影线(plf)，构建激波对应关系实现乘波体的生成。这条路线要求基本流场必须为锥形流场，前缘线上任意离散点的切矢与自由来流方向的夹角不小于激波角，且需校验生成的激波型线二阶导数处处大于零，这些限制使得前缘线作为输入的可用性较差；第二条路线则主要针水平面上的复杂前缘线作为输入时的情况，其可视为第一条路线对前缘向下投影线(plf)约束的弱化版本，但仍要求基本流场必须为锥形流场，且前缘沿流向的投影线(fct)为一直线。

4、另一方面，从乘波体流动特性角度而言，采用密切锥方法设计的乘波体各切面之间都存在一定的横向压力梯度。当设计输入中包含激波面流向投影线(icc)时，这采用种方法生成的乘波体不会出现明显的横向流动；而当将前缘形状作为输入条件时，其生成的乘波体容易出现较大的横向压力梯度，从而使附面层在流向上出现明显的汇聚，而这对飞行器的进气道布置会带来一些限制。

5、综上可得，现有的乘波体设计方法在将前缘形状作为乘波体设计输入时存在诸多限制，这显著降低了乘波体设计的灵活性及乘波体与飞行器外形的匹配性。鉴于飞行器的前缘形状对飞行器的气动特性、结构方案及载荷布置都有显著影响，故发展一种能适应任意前缘型线作为设计输入的乘波体设计方法将有利于飞行器的外形方案设计，进而可让飞行器实现更好的总体性能。

技术实现思路

1、为了解决上述已有技术存在的局限性，本发明提出了一种三维前缘线可控的乘波体设计方法，能够通过任意的三维前缘线设计乘波体，且本方法基于单个轴对称基本流场生成乘波体，避免了密切锥法可能存在的横向压力梯度而出现附面层汇聚的问题，适用于对前缘形状有特定需求的超/高超声速飞行器气动布局设计。

2、为了达到上述目的，本发明的具体技术方案如下：

3、一种三维前缘线可控的乘波体设计方法，包括以下步骤：

4、s1：选定轴对称基本流场的初始激波角，结合三维前缘线计算出目标轴线；

5、s2：结合三维前缘线绕目标轴线的旋成体母线，获得轴对称基本流场的激波边界；

6、s3：以激波边界及目标轴线作为约束，采用特征线法求解出对应的轴对称基本流场；

7、s4：将三维前缘线贴合至基本流场，从前缘线向后流线追踪获得乘波体型面；

8、进一步的，所述步骤s1的具体步骤为：

9、s1-1：依据设计来流马赫数及目标的激波强度选定轴对称基本流场的初始激波角β；

10、s1-2：离散获得三维前缘线的前端点p1(x1,y1,z1)及与前端点的相邻点p2(x2,y2,z2)，则目标轴线z＝b与初始激波角的关系式为即可求解出目标轴线；

11、进一步的，所述步骤s2的具体步骤为：

12、s2-1：将三维前缘线绕目标轴线回转360°得到旋成体；

13、s2-2：作一个包含轴线的任意平面，其与旋成体的外壁面交线即为旋成体母线；

14、s2-3：从旋成体母线前端点向前做切线直到与目标轴线相交，将此直线段与旋成体母线接合得到轴对称激波边界；

15、进一步的，所述步骤s3的具体步骤为：

16、s3-1：将轴对称激波边界离散，通过有限差分法求解出每个离散点与轴线的夹角作为当地激波角；

17、s3-2：通过激波关系式，结合设计来流马赫数、压力、温度及各离散点的当地激波角，求解出各离散点的激波后参数；

18、s3-3：通过特征线法，结合激波边界位置参数与激波后参数，求解出激波边界依赖域；

19、s3-4：指定基本流场出口区，基本流场出口区是以激波边界后段点为外径，并依据需求指定内径，且将目标区的气流角由波后气流角线性过渡到一个大于0的角度；

20、s3-5：结合激波边界依赖域最后一条特征线上的参数，及基本流场出口区的气流角求解出口依赖域，直到求解点的半径与s2-2中旋成体母线前端半径相同，既获得出口依赖域；

21、s3-6：将激波依赖域与出口依赖域组合成为轴对称基本流场。

22、本发明的三维前缘线可控的乘波体设计方法，其关键在于提出了一种针对任意三维前缘线设计乘波体的方法，其主要原理在于：依据超声速飞行器需求指定三维前体前缘线，通过将三维前缘线回转后的母线作为轴对基本流场的激波边界，并采用特征线法求解出对应的轴对称基本流场。然后将三维前缘线贴合到轴对称基本流场中，从前缘线上的离散点出发，通过流线追踪的得到指定三维前缘线的乘波体壁面。本发明解除了乘波体对前缘线的三维空间限制，扩展了乘波体的设计方法，特别适用于某些需要采用三维前缘线的乘波体造型方案。

技术特征：

1.一种三维前缘线可控的乘波体设计方法，其特征在于，包括以下步骤：

2.根据权利要求1所述的一种三维前缘线可控的乘波体设计方法，其特征在于，所述步骤s1的具体步骤为：

3.根据权利要求1所述的一种三维前缘线可控的乘波体设计方法，其特征在于，所述步骤s2的具体步骤为：

4.根据权利要求1所述的一种三维前缘线可控的乘波体设计方法，其特征在于，所述步骤s3的具体步骤为：

技术总结本发明提出了一种三维前缘线可控的乘波体设计方法。其依据超声速飞行器需求指定三维前体前缘线，通过将三维前缘线回转后的母线作为轴对基本流场的激波边界，将激波边界作为输入并采用特征线法求解出对应的轴对称基本流场。然后将三维前缘线贴合到轴对称基本流场中，从前缘线上的离散点出发，通过流线追踪的得到指定三维前缘线的乘波体型面。本发明克服了乘波体对前缘线的三维空间限制，扩展了乘波体的设计方法，特别适用于某些需要采用三维前缘线的乘波体造型方案。技术研发人员：周扬,李宪开,张志雨受保护的技术使用者：沈阳飞机设计研究所扬州协同创新研究院有限公司技术研发日：技术公布日：2024/5/8