基于锥导理论的宽速域多级变体滑翔乘波飞行器设计方法与流程

本发明涉及滑翔飞行器的气动外形设计技术领域，具体涉及一种基于锥导理论的宽速域多级变体滑翔乘波飞行器设计方法。

背景技术：
高超声速飞行器是指以马赫数5或更高速度在大气层和跨大气层中飞行的飞行器，根据此类飞行器在飞行过程中是否需要发动机提供推力，可分为无动力滑翔类和带动力巡航类两种。其中，高超声速滑翔飞行器无需燃料和发动机，从而实现相对简单。对于此类飞行器，其再入大气后进行无动力滑翔飞行，增加射程是滑翔段方案设计的一个重要目标，保证整个滑翔过程中良好的气动性能是必要的前提，其中，最重要的指标就是保证滑翔飞行器具有较高的升阻比(即升力和阻力的比值)。乘波体能够很好地实现高超声速飞行过程中的良好气动性能，保证高升阻比特性。然而，传统的乘波体都是在给定的设计马赫数下设计出来的，只能保证在设计点具有高升阻比特性，其在宽速域范围内气动性能下降明显。而未来新一代高超声速飞行器面临着飞行环境、条件和状态变化极大等问题，通常需要在宽速域范围内飞行。近年来，关于宽速域飞行器的设计已经有一些相关研究。其中，王发民等人采用“串联”方式对宽速域乘波飞行器进行了研究，设计了在低马赫数与高马赫数状态下均具有良好气动性能的飞行器布局，其研究的速域范围为Ma＝0-7(参考文献：王发民,丁海河,雷麦芳.乘波布局飞行器宽速域气动特性与研究[J].中国科学E辑:技术科学2009；39(11):1828-35)。李世斌等人提出了一种“等圆锥角-变马赫数”乘波飞行器的设计方法，能够实现宽速域飞行器设计过程中的“可重复性”和“可复现性”，并实现了在变马赫数飞行条件下，宽速域飞行器均具有较好乘波特性的目的。但是，目前将变体构型思想用于宽速域乘波飞行器气动外形设计中的研究较少。

技术实现要素：
本发明提供一种基于锥导理论的宽速域多级变体滑翔乘波飞行器设计方法，解决了乘波飞行器在宽速域范围内气动性能不稳定的缺陷，使其在整个滑翔飞行过程中均具有乘波特性，能够更好地适应和满足宽速域内飞行任务要求，在飞行全过程中均具有较高的升阻比。具体技术方案如下：一种基于锥导理论的宽速域多级变体滑翔乘波飞行器设计方法，包括以下步骤：(S1)给定滑翔飞行器的飞行速域范围及任务要求，根据飞行速域范围及任务要求提取飞行马赫数范围，并确定多级滑翔乘波体的级数及各级滑翔乘波体的设计马赫数；(S2)给定固定的激波角及多级滑翔乘波体的上表面后缘线，以各级滑翔乘波体的设计马赫数作为设计参数设计各级乘波面；(S3)构建乘波体上表面，并用第一级滑翔乘波体的底面作为多级滑翔乘波体的底面，与各级乘波面一起构成多级滑翔乘波飞行器构型。具体地，确定多级滑翔乘波体的级数及各级滑翔乘波体的设计马赫数的具体方法为：将飞行马赫数范围划分成n等份，则n表示多级滑翔乘波体的级数，设计马赫数取值分别为飞行马赫数范围两个端点值和等分点的值。具体地，所述步骤(S2)的具体过程为：(S21)给定固定的激波角，并将来流静压、来流静温作为输入参数，利用有旋特征线方法，求解超声速轴对称圆锥基准流场，进而得到基准激波面、激波后的特征线网格节点的位置坐标和流动参数，所述流动参数包括当地静压、当地密度、当地速度、当地流动方向角；(S22)由给定多级滑翔乘波体的上表面后缘线，也称作前缘线投影曲线，在所述超声速轴对称圆锥基准流场中，求解得到多级乘波体前缘线；(S23)以第一级滑翔乘波体的设计马赫数、来流静压、来流静温为输入参数，从多级乘波体前缘线出发，求解经过前缘线的所有流线，直至底部横截面位置，进而得到第一级滑翔乘波体后缘线，流线放样成流面，则该流面作为第一级滑翔乘波体下表面；依次以各级滑翔乘波体的设计马赫数、来流静压、来流静温为输入参数，从多级乘波体前缘线出发，求解经过前缘线的所有流线，直至底部横截面位置，进而得到对应各级滑翔乘波体后缘线，流线放样成流面，则流面作为对应各级滑翔乘波体下表面。具体地，所述步骤(S3)具体过程为：将由多级乘波体前缘线和前缘线投影曲线组成的平面作为多级滑翔乘波体的上表面，将由前缘线投影曲线和第一级滑翔乘波体的后缘线组成的平面作为多级滑翔乘波体的底面；多级滑翔乘波体的上表面、第一级滑翔乘波体下表面、第二级滑翔乘波体下表面、第三级滑翔乘波体下表面、…、第n级滑翔乘波体下表面和多级滑翔乘波体的底面组成了多级滑翔乘波飞行器构型。采用本发明获得的有益效果：本发明提出了高超声速飞行器气动外形变构型设计方法，拓宽了飞行器设计的速域范围，在宽速域飞行器的设计上提出新的概念与方案，能够更好地适应和满足宽速域内飞行任务要求，实现其在宽速域范围内气动性能均较好的目的，为未来滑翔飞行器的设计提供了新的思路。附图说明图1为基于锥导理论的宽速域多级变体滑翔乘波飞行器设计原理示意图；图2为本发明中基于锥导理论的宽速域多级变体滑翔乘波飞行器分解示意图；图3为本发明中基于锥导理论的宽速域多级变体滑翔乘波飞行器模型；图4为本发明中基于锥导理论的宽速域多级变体滑翔乘波飞行器三视图，其中(a)为主视图、(b)为俯视图、(c)为左视图；图5为多级滑翔乘波体构型与传统滑翔乘波体构型升阻比对比曲线；图中标号说明：XYZ为三维坐标系坐标轴，O为坐标原点，β为固定的激波角。1、给定固定的激波角时的轴对称圆锥激波面，2、宽速域多级滑翔乘波飞行器的前缘线，3、底部横截面，4、宽速域多级滑翔乘波飞行器的上表面后缘线，5、第四级设计马赫数Ma4＝6对应的第四级滑翔乘波体下表面后缘线，6、第三级设计马赫数Ma3＝8对应的第三级滑翔乘波体下表面后缘线，7、第二级设计马赫数Ma2＝10对应的第二级滑翔下表面后缘线，8、第一级设计马赫数Ma1＝12对应的第一级滑翔乘波体下表面后缘线，9、多级滑翔乘波体的上表面，10、第一级滑翔乘波体的下表面，11、第二级滑翔乘波体的下表面，12、第三级滑翔乘波体的下表面，13、第四级滑翔乘波体的下表面，14、多级滑翔乘波体的底面，15、多级滑翔乘波体的激波出口型线。具体实施方式下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步说明。本发明涉及宽速域滑翔飞行器的气动外形设计，具体设计了基于锥导理论的宽速域多级变体滑翔乘波飞行器设计方法。主要包括以下步骤：步骤一：给定宽速域滑翔飞行器的飞行速域范围及任务要求，提取飞行马赫数，并确定多级乘波体的级数及各级乘波体的设计马赫数。本发明首先根据滑翔飞行器任务需求，提取飞行的马赫数范围，并以此确定所需要设计的为几级乘波体。为简化描述，以滑翔飞行马赫数范围为Ma12～Ma6为例(符号Ma表示马赫数)。针对该马赫数范围，将设计马赫数划分为4等份，分别为Ma1＝12、Ma2＝10、Ma3＝8和Ma4＝6，即所需设计的滑翔飞行器为四级滑翔乘波飞行器。步骤二：给定固定的激波角及多级乘波体的上表面后缘线，以各级乘波体的设计马赫数作为设计参数设计各级乘波面。如图1所示，给定固定的激波角β，并将来流静压、来流静温作为输入参数，利用有旋特征线方法，有旋特征线方法为本领域的公知技术，具体可参见“《气体动力学》，M.J.左克罗，J.D.霍夫曼，国防工业出版社，1984年，p138-195”，求解超声速轴对称圆锥基准流场，进而得到基准激波面1和激波后的特征线网格节点的位置坐标和流动参数，流动参数包括当地静压、当地密度、当地速度、当地流动方向角。给定多级乘波体的前缘线2在底部横截面3的投影曲线4，即给定上表面后缘线4，应用自由流线法(自由流线法为本领域的公知技术，具体可参见发明专利“高超声速内外流一体化全乘波飞行器设计方法，申请号：201610552526.X”)，由前缘线投影曲线4在上述轴对称圆锥基准流场中求解得到多级乘波体前缘线2。如图1和图2所示，以第一级乘波体的设计马赫数Ma1＝12、来流静压(图1中P0)、来流静温(图1中T0)为输入参数，从多级乘波体前缘线2出发，求解经过前缘线2的所有流线，直至底部横截面3位置，进而得到滑翔一级乘波体后缘线8，流线放样成流面，则流面作为滑翔一级乘波体下表面10；以第二级乘波体的设计马赫数Ma2＝10、来流静压、来流静温为输入参数，从多级乘波体前缘线2出发，求解经过前缘线2的所有流线，直至底部横截面3位置，进而得到滑翔二级乘波体后缘线7，流线放样成流面，则流面作为滑翔二级乘波体下表面11；以此类推，可以分别求解得到滑翔三级乘波体的下表面12和滑翔四级乘波体的下表面13。步骤三：构建乘波体上表面，并用第一级乘波体的底面作为多级乘波体的底面，与多级乘波面一起构成多级乘波构型。如图1～图3所示，将由多级乘波体前缘线2和前缘线投影曲线4组成的平面作为多级滑翔乘波体的上表面9，将由前缘线投影曲线4和滑翔一级乘波体的后缘线8组成的平面作为多级滑翔乘波体的底面14。则上表面9、滑翔一级乘波体下表面10、滑翔二级乘波体下表面11、滑翔三级乘波体下表面12、滑翔四级乘波体下表面13和底面14组成了多级滑翔乘波体气动外形，如图2所示。基于锥导理论的宽速域多级变体滑翔乘波飞行器，可以将各级乘波下表面作为“整流罩”，采用“烧蚀抛罩”方式进行滑翔飞行。即精确计算每个设计马赫数下热防护需要的烧蚀材料，并将其应用于相应设计马赫数下的滑翔乘波体下表面，以保证在多级乘波体滑翔至下一马赫数时上一级乘波下表面烧蚀完毕。以滑翔飞行马赫数12～6为例，当多级乘波体从Ma12(表示马赫数12)开始滑翔，烧蚀滑翔一级乘波下表面，当滑翔至Ma10时，滑翔一级乘波下表面烧蚀完毕，此时多级乘波体构型的下表面为滑翔二级乘波下表面，即设计马赫数为Ma10的乘波面，这样保证乘波体在Ma10滑翔时仍具有乘波特性。以此类推，直至滑翔飞行至Ma6，多级滑翔乘波体构型只剩下上表面及滑翔四级乘波下表面，此时在Ma6状态下仍具有乘波特性。从而实现了整个滑翔飞行过程中的高升阻比特性，同时降低结构热防护要求。图4为本发明中基于锥导理论的宽速域多级变体滑翔乘波飞行器三视图，本发明方案的有效性通过下面方式检验。常规的滑翔乘波体构型在给定马赫数下设计，整个滑翔过程气动构型不变。此处以设计马赫数12为例，对该乘波体进行数值模拟，计算各马赫数下不同攻角状态，得到各滑翔飞行马赫数下的最大升阻比，如图5中虚线所示；同样的，对本发明设计的多级变体滑翔乘波体构型进行数值模拟，计算各级滑翔乘波体在对应马赫数下的升阻比，如图5中实线所示。从图5中对比曲线可以看出，本发明中设计的多级变体滑翔乘波体升阻比明显高于单级滑翔乘波体，验证了本发明的有效性。虽然结合附图描述了本发明的实施方式，但是本领域普通技术人员可以在所附权利要求的范围内作出各种变形或修改。