一种带过渡段的尖顶点双后掠密切锥乘波体的制作方法

本发明涉及空气动力学领域，尤其是一种带过渡段的尖顶点双后掠密切锥乘波体。

背景技术：

传统布局的飞行器在高超声速飞行时，最大升阻比与飞行马赫数存在以下关系：

其中m∞为飞行马赫数。由上式可知，传统布局在高马赫数时，最大升阻比只能到4左右，即存在“升阻比屏障”。乘波体能够打破传统布局的“升阻比屏障”，对于乘波体布局的飞行器最大升阻比与飞行马赫数的关系为：

上式说明，乘波体布局在高马赫数时，最大升阻比可以达到6左右。乘波体之所以有如此好的升阻比特性是因为：该型飞行器在设计状态飞行时激波完全附着在前缘，就像是骑乘在激波面上飞行，也因此称为“乘波体”。这种流场中，下表面流动被附着激波限制没有向上表面泄露，而对于传统布局，这种上下表面的泄露可以导致多达25％的升力损失。虽然乘波体的生成与设计方法得到了深入研究，但是仍然存在如下问题：一、体积效率与升阻比相互矛盾，设计时必须予以权衡；二、上表面设计困难，设计为膨胀面可以提高气动性能但要降低体积效率，设计为压缩面能够提高体积效率但是会降低气动性能，目前一般设计为自由流面，对气动性能和体积效率均无贡献；三、非设计状态尤其是低速性能差，因为乘波体只能在设计状态乘波。

发明专利“一种后掠角可控的尖顶点密切锥乘波体”在保证体积效率不降低的情况下，利用后掠前缘在上表面产生稳定分离涡，从而提高乘波体在正攻角(非设计状态)时的升力，这种性能在低速和高速情况下均有效。但是由于这种外形的平面面积很小，其带来的升力增加是有限的，而且低速性能不好，阻力大，起飞着陆性能很差。参考双后掠机翼的设计思路，在单后掠基础上加上后掠角变小的外翼，既能增加平面面积，又能改善低速性能。鉴于此，本发明提出了一种带过渡段的尖顶点双后掠密切锥乘波体。

技术实现要素：

本发明的目的是提出一种带过渡段的尖顶点双后掠密切锥乘波体，这种乘波体能够有效利用其后掠效应在上表面产生与双三角翼类似的稳定分离涡，同时双后掠前缘扩大了乘波体的平面面积，能够更大程度的提高乘波体的升力，还无需降低体积效率；第二个后掠角角度小，与双三角翼效果类似，更有利于改善乘波体的低速性能；过渡段保证了两个后掠部分的前缘在几何上一阶导数连续。

为实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种带过渡段的尖顶点双后掠密切锥乘波体，所述乘波体的每一个前缘分别由两条直线段和连接直线段的过渡曲线组成，从尖点开始第一条直线段对应第一个后掠角，第二条直线段对应第二个后掠角，两个后掠角的角度在设计阶段可控，所述过渡曲线将两条直线段连接并使得一阶导数和二阶导数连续。

一种带过渡段的尖顶点双后掠密切锥乘波体的生成方法，包括以下步骤：

步骤一、根据设计需要，给定巡航马赫数、飞行高度和机身长度；

步骤二、确定第一个后掠角，根据巡航马赫数确定乘波体后掠角的上限，然后根据设计需要选择一个合理的后掠角；

步骤三、确定第二个后掠角，该后掠角的值在第一个后掠角和零之间；

步骤四、确定激波角，首先由巡航马赫数和第一个后掠角确定激波角的变化范围，然后根据设计需要选择一个合理的激波角；

步骤五、确定第一后掠角对应的机身宽度，根据机身长度和第一后掠角确定第一后掠角对应的机身宽度；

步骤六、指定过渡段的两个控制参数，这两个参数可以控制过渡段对应的机身宽度，因为本发明的核心是可控的双后掠前缘，因此过渡段对应的机身宽度不宜过大；

步骤七、给定进气捕获曲线，该曲线由一段圆弧、两条直线段以及连接两条直线段的过渡曲线组成，圆弧位于靠近对称面一侧，圆心为流动捕获管曲线位于对称面上的端点，两条直线段以及连接两条直线段的过渡曲线位于远离对称面一侧，第一条直线段一端与圆弧相连，另一端与过渡曲线连接，连接点处保证一阶导数连续，过渡曲线的另一端与第二条直线段一端连接，连接点处保证一阶导数连续，整条过度曲线保证二阶导数连续，第二条直线段的另一端与流动捕获管曲线远离对称面的端点相连，在该连接点处两条直线段呈一定夹角；

步骤八、给定流动捕获管曲面，该曲面由其在乘波体底部所在平面上的投影曲线流动捕获管曲线确定，为保证得到直线前缘，该曲线采用一条水平直线段，其长度为第一后掠角对应机身宽度、过渡段对应机身宽度和第二后掠角对应机身宽度的和；

步骤九、确定密切平面，将进气捕获曲线离散为一系列离散点，通过每个离散点做法线，通过法线并垂直于进气捕获曲线所在平面的一系列平面就是密切平面；若过渡曲线的法线与相邻直线段上法向相交，则对法线方向进行调整直至其不想交为止，这种处理方法会影响过渡段生成乘波面的乘波特性，但是过渡段对应的乘波面都非常小，此影响可忽略不计；

步骤十、在每个密切平面内确定密切锥顶点的投影点，对于圆弧段，某个密切平面内密切锥顶点的投影点即为该圆弧段的圆心；对于直线段，由于其曲率半径无限大，且要保证得到直线前缘，所以某个密切平面内密切锥顶点的投影点由一条特定直线与密切平面内法线的交点确定，这条特定直线必须通过圆弧圆心，并且保证投影点与进气捕获曲线上对应离散点的连线与流动捕获管曲线有交点；对于过渡曲线，要满足两点，一是要保证投影点与进气捕获曲线上对应离散点的连线与流动捕获管曲线有交点,二是投影点与离散点之间的长度要保证光滑过渡；

步骤十一、在每个密切平面内由激波角、密切锥顶点的投影点和进气捕获曲线上对应离散点确定密切锥的顶点；

步骤十二、根据激波角和巡航马赫数，通过求解taylor-maccoll方程得到每个密切平面内的密切锥流场；

步骤十三、在每个密切平面内确定乘波体的前缘点，该点由流动捕获管和激波面的交点确定；

步骤十四、在每个密切平面内以步骤十确定的前缘点为起点在圆锥流场中进行流线追踪，追踪至进气捕获曲线所在平面，所得所有流线组成乘波体下表面；

步骤十五、在每个密切平面内以步骤十确定的前缘点为起点在自由流场中进行流线追踪，追踪至进气捕获曲线所在平面，所得所有流线组成乘波体上表面；

步骤十六、由圆锥流场提供的无粘流场信息在指定高度和机身长度下利用参考温度法和压缩平板的粘性力计算方法给出乘波体的升阻比，并计算体积效率。

在上述技术方案中，所述步骤十中的某个密切平面内密切锥顶点的投影点由两条直线段以及连接两条直线段的曲线与密切平面内法线的交点确定。

在上述技术方案中，所述两条直线段中靠近对称面的直线段通过圆弧圆心，且所有投影点与进气捕获曲线上对应离散点的连线与流动捕获管曲线有交点。

综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果具体表现如下：

进气捕获曲线上的圆弧段以及流动捕获管曲线通过该圆弧段的圆心确保该型乘波体头部为尖顶点；

进气捕获曲线上的两条直线段、流动捕获管曲线的两条直线段确保了该型乘波体前缘包括两条直线前缘，并且可控；

获得的乘波体平面形状与双三角翼相同，能够在飞行时在上表面产生稳定分离涡，同时双后掠扩大了乘波体的平面面积，更有利于在不降低体积效率的前提下提高乘波体的升力；

第二个后掠角角度小，有利于改善乘波体的低速性能；

过渡段保证了两个后掠部分的前缘一阶导数和二阶导数连续；

本发明通过双后掠角可控的直线前缘在上表面产生稳定分离涡，提高了上表面的气动性能却未牺牲飞行器的体积效率，这对上表面的设计是非常有利的。

附图说明

本发明将通过例子并参照附图的方式说明，其中：

图1是本发明的自由视图；

图2是图1的俯视图以及几何关系示意图；

图3是图1的后视图以及几何关系示意图；

图4是图2、图3后视图的基础上标示出离散点、法线和密切锥顶点投影点的示意图；

图5是密切锥顶点求解示意图；

其中：1是乘波体下表面，2是进气捕获曲线，3是激波面。

具体实施方式

本发明按照以下步骤进行实施：

一、根据设计需要，给定巡航马赫数和飞行高度；

二、确定第一个后掠角，根据巡航马赫数确定乘波体后掠角的上限，然后根据设计需要选择一个合理的后掠角；

三、确定第二个后掠角，该后掠角的值在第一个后掠角和零之间；

四、确定激波角，首先由巡航马赫数和第一个后掠角确定激波角的变化范围，然后根据设计需要选择一个合理的激波角；

五、确定第一后掠角对应的机身宽度，根据机身长度和第一后掠角确定第一后掠角对应的机身宽度；

六、指定过渡段的两个控制参数，这两个参数可以控制过渡段对应的机身宽度，因为本发明的核心是可控的双后掠前缘，因此过渡段对应的机身宽度不宜过大；

七、给定进气捕获曲线，该曲线由一段圆弧、两条直线段以及连接两条直线段的过渡曲线组成，圆弧位于靠近对称面一侧，圆心为流动捕获管曲线位于对称面上的端点，两条直线段以及连接两条直线段的过渡曲线位于远离对称面一侧，第一条直线段一端与圆弧相连，另一端与过渡曲线连接，连接点处保证一阶导数连续，过渡曲线的另一端与第二条直线段一端连接，连接点处保证一阶导数连续，整条过度曲线保证二阶导数连续，第二条直线段的另一端与流动捕获管曲线远离对称面的端点相连，在该连接点处两条直线段呈一定夹角；

八、给定流动捕获管曲面，该曲面由其在乘波体底部所在平面上的投影曲线流动捕获管曲线确定，为保证得到直线前缘，该曲线采用一条水平直线段，其长度为第一后掠角对应机身宽度、过渡段对应机身宽度和第二后掠角对应机身宽度的和；

九、确定密切平面，将进气捕获曲线离散为一系列离散点，通过每个离散点做法线，通过法线并垂直于进气捕获曲线所在平面的一系列平面就是密切平面；若过渡曲线的法线与相邻直线段上法向相交，则对法线方向进行调整直至其不想交为止，这种处理方法会影响过渡段生成乘波面的乘波特性，但是过渡段对应的乘波面都非常小，此影响可忽略不计；

十、在每个密切平面内确定密切锥顶点的投影点，对于圆弧段，某个密切平面内密切锥顶点的投影点即为该圆弧段的圆心；对于直线段，由于其曲率半径无限大，且要保证得到直线前缘，所以某个密切平面内密切锥顶点的投影点由一条特定直线与密切平面内法线的交点确定，这条特定直线必须通过圆弧圆心，并且保证投影点与进气捕获曲线上对应离散点的连线与流动捕获管曲线有交点；对于过渡曲线，要满足两点，一是要保证投影点与进气捕获曲线上对应离散点的连线与流动捕获管曲线有交点,二是投影点与离散点之间的长度要保证光滑过渡；

十一、在每个密切平面内由激波角、密切锥顶点的投影点和进气捕获曲线上对应离散点确定密切锥的顶点；

十二、根据激波角和巡航马赫数，通过求解taylor-maccoll方程得到每个密切平面内的密切锥流场；

十三、在每个密切平面内确定乘波体的前缘点，该点由流动捕获管和激波面的交点确定；

十四、在每个密切平面内以步骤十确定的前缘点为起点在圆锥流场中进行流线追踪，追踪至进气捕获曲线所在平面，所得所有流线组成乘波体下表面；

十五、在每个密切平面内以步骤十确定的前缘点为起点在自由流场中进行流线追踪，追踪至进气捕获曲线所在平面，所得所有流线组成乘波体上表面；

十六、由圆锥流场提供的无粘流场信息在指定高度和机身长度下利用参考温度法和压缩平板的粘性力计算方法给出乘波体的升阻比，并计算体积效率。

步骤一中指定巡航马赫数m∞、飞行高度h和机身长度l，机身长度如图2中所示直线段ov的长度，过渡曲线的控制参数用于生成；

步骤二中乘波体第一个后掠前缘如图vm所示，后掠角λ1如图2中所示，变化范围由如下公式确定：

λ1<90°-sin^-1(1/m∞)

步骤三中乘波体第二个后掠前缘如图nc所示，后掠角λ2如图2中所示，变化范围由如下公式确定：

λ2<λ1

步骤四中激波角β的变化范围由如下公式确定：

sin^-1(1/m∞)<β<90°-λ1

步骤五中第一后掠前缘对应机身宽度如图2所示，变化范围由如下公式确定：

步骤六中过渡段如图2中的mn所示，其对应机身的宽度由两个控制参数tr1和tr2控制，大小根据设计中对过渡段的大小要求确定；

步骤七中的进气捕获曲线如图3中的曲线defgc所示，de为圆弧段，对应尖顶点，点o为其圆心，ef和gc为两个直线段，分别对应第一和第二后掠前缘，fg为连接ef和gc的光滑曲线，对应过渡段。

圆弧de的半径r和圆弧对应圆心角γ1可分别由下式计算：

r＝ltanβ

γ1＝sin^-1(tanλ1·tanβ)

直线段ef在端点e与圆弧相切，所以其与水平方向的也为夹角γ1，其长度lef可由下式确定：

lef＝s1cosγ1

生成过渡段对应的icc曲线fg，点f和g的确定方法如图4所示，将直线段ef延长至h点，fh的长度为：

lfh＝leftr1

过点h做斜率为tan(γ2)直线段，交过点o的水平线与c点，γ2由下式计算：

γ2＝sin^-1(tanλ2·tanβ)

为求hc的长度，分别过点f、h做eh的垂线，交oc于点a、h′，需要说明的是，直线段oa即为步骤七中要求的流动捕获管曲线，所以线段af满足如下关系：

laf＝(l-l1)tanβ

l1＝s1tanλ1

线段hh′的长度为：

lhh′＝(l-l1)tanβ-lfhtanγ1

过点h做oc的垂线，交oc于点m，进一步可求线段hm的长度：

lmh＝lhh′cosγ1

线段hc的长度为：

线段hg的长度为：

lhg＝lhctr2

至此用曲线连接fg，在f点保证与线段ef相切，在g点保证与gc相切，只要曲线与线段fh和hg不再有除f和g之外的交点，即可保证曲线fg的二阶导数连续。同时，由fg的生成方法可知，控制参数tr1和tr2控制了曲线fg的长度，也相当于控制了过渡段对应机身宽度(线段ab的长度，bg⊥gc)。

第二后掠前缘对应的线段gc长度为：

lgc＝lhc-lgc

至此，就得到了整个进气捕获曲线。

步骤七中的流动捕获管曲线如图3中的水平直段oabc所示，其中线段oa对应第一后掠前缘，长度为：

loa＝s1

bc对应第二后掠前缘，长度为：

ab对应过渡段，长度为：

lab＝lah′+lh′b

lh′b＝lmh′+lmc-lbc

lmh′＝lmhtanγ1

至此，可得整个流动捕获管曲线，该曲线的长度即为机身宽度：

s＝loa+lab+lbc

步骤八中的离散点如图4中的“◇”所示，法线如图4中的虚线所示；

步骤九中的密切锥顶点的投影点如图4中的“○”所示；

步骤十中的密切锥顶点如图5中的k点所示，该点为ohd所在密切平面内密切锥的顶点，该点位置可由om线段的长度确定，om线段的长度由激波角和or线段的长度确定，计算公式如下：

其它密切平面内的密切锥顶点均使用相同方法计算得到。

步骤十五中的体积效率采用如下定义：

其中sp为乘波体的平面面积。

具体实施如下：

设定飞行条件为：30公里高度，6马赫的巡航马赫数，设定机身长度为20米，在此条件下生成乘波体并说明其上表面的涡升力。

一、根据巡航马赫数计算第一后掠角的上限为80.4°，本实例取第一后掠角为70°；

二、第二后掠角小于第一后掠角，本实例取第二后掠角为50°；

三、根据巡航马赫数和后掠角确定激波角在9.6°到15°之间，本实例取12°；

四、第一后掠角对应机身宽度的上限为7.28米，本实例取4米；

五、控制过渡段的两个参数都取为0.01；

六、确定进气捕获曲线，圆弧半径为4.25米，γ1为35.73°，lef为3.25米，γ2为14.67°，lgc为6.00米，过渡段对应曲线fg二阶导数连续并且保证连接端点处一阶导数连续，；

七、确定流动捕获管曲线，直线段oc与水平线的夹角取0°，loa长度为4.00米，lab长度为6.20米，lbc长度为0.81米；

八、对进气捕获曲线进行离散，获得离散点，并由离散点确定密切平面，在每个密切平面内确定密切锥顶点；

九、由taylor-maccoll方程求解来流马赫数为6马赫，激波角为12°的圆锥流场；

十、计算乘波体前缘曲线，由流动捕获管和每个密切面内的圆锥激波的交点组成；

十一、在每个密切平面内，以计算得到的乘波体前缘曲线上的点为起点，分别在圆锥流场和自由流场中做流线追踪，圆锥流场中的流线组成的流面即为乘波体的下表面，自由流场中的流线组成的流面即为乘波体的上表面，生成外形如图1所示；

十二、估算乘波体的性能：升阻比为6.10，体积效率为0.1260；

十三、上表面涡升力验证，使用计算流体力学工具在30公里，马赫数6的情况下，分别计算攻角为0°、4°和6°攻角的乘波体流场，可以看出在4°时，上表面已经存在明显的低压区，6°时这种低压效应更加明显。

本发明并不局限于前述的具体实施方式。本发明扩展到任何在本说明书中披露的新特征或任何新的组合，以及披露的任一新的方法或过程的步骤或任何新的组合。