高超声速乘波双翼气动布局的制作方法

本发明属于高超声速飞行器气动布局设计领域，具体涉及一种乘波双翼气动布局的概念与原理。

背景技术：

由于飞行器的升阻比与其航程、能耗、经济性等直接相关，因此，升阻比通常被作为衡量飞行器气动性能的重要指标，而追求高升阻比也一直是飞行器设计的主要目标之一。乘波构型是高超声速飞行中获得高升阻比的首选方案，它能够将下表面产生的激波都附着在前缘，利用下表面的波后高压气体获得较高的升阻比。

研究表明，乘波体的下表面物面角是影响其升阻比的决定性因素，下表面物面角越大，则容积率越高，但升阻比越低。因此，乘波体概念自1959年被提出至今，高容积率与高升阻比难以兼顾一直是其设计瓶颈。将乘波体构型和翼身组合体布局相结合是缓解这一矛盾的途径之一。但对于高超声速飞行器，尤其是筒/架式发射的高超声速飞行器，其结合的首要障碍是升力面尺寸受到严格限制，从而导致升力面对全机气动性能的改善作用十分有限。升力面尺寸的限制主要源于两个方面：

一是发射筒/架尺寸等因素对升力面展长的限制；

二是宽速域操稳特性对升力面弦长的限制。对于飞行剖面具有宽速域特点的高超声速飞行器，其升力面气动焦点位置在超/高超声速流域会发生明显变化。因此，升力面弦长过大，可能会导致宽速域内无法匹配操稳需求。

增加升力面个数是在满足翼展、弦长限制下增大升力面面积的有效途径。busemann于1935年曾提出过超声速双翼机的概念，2004年tohoku大学团队将这一概念拓展至低音爆的超声速旅客机气动布局设计。busemann超声速双翼机概念的核心是利用双翼间相互干扰的压缩波与膨胀波间的抵消作用实现降低波阻的目标；但大幅降低波阻的同时也基本不产生升力。因此，这一概念无疑会使得升力面丧失其主要功能，busemann超声速双翼机概念显然不适合直接应用于高超声速飞行器升力面的设计。但其双翼构型的概念可以借鉴，以在满足翼展、弦长限制下增大升力面面积。

技术实现要素：

针对上述问题，本发明提出一种高超声速乘波双翼气动布局，通过引入翼面乘波概念，增加了翼面的升阻比；通过合理设计双翼间距，消除双翼间的不利干扰，实现了在满足升力面尺寸限制的条件下，增大升力面面积、提高全机气动特性的目标。

本发明高超声速乘波双翼气动布局，在机身中部安装有双翼，双翼包括上下对称的上层机翼与下层机翼；上层机翼与下层机翼的翼面参数的选取融入乘波设计。

其中，依据上层机翼附体激波参数设计双翼前缘无量纲间距的约束为：

(h/c)附体激波＞tan(β-α)(1)

其中，h为双翼前缘间距；c为双翼弦长、β为上层机翼产生附体激波的激波角、α为上层机翼前缘处的迎角；

依据下层机翼膨胀波参数设计双翼前缘无量纲间距的约束为：

(h/c)膨胀波＞tan(α+μ)+tanε(2)

其中，μ为下层机翼前缘马赫数对应的马赫角、α为下层机翼前缘处的迎角、ε为下层机翼前缘处的楔角；

由此，双翼前缘无量纲间距的最小值表示为：

(h/c)min＝max[(h/c)附体激波,(h/c)膨胀波](3)

选取双翼前缘马赫数和迎角的最小值确定的双翼的前缘间距，使得双翼间在飞行器巡航工况不会产生不利干扰。

本发明的优点在于：

1、本发明采用乘波双翼的高超声速气动布局，在气动性能上，提出了一种有效兼顾高升阻比与高容积率的气动布局方案，尤其适用于升力面翼展、弦长有所限制的高超声速飞行器。结合了乘波概念的双翼翼身组合体布局，相比于传统的乘波体更利于结构、机载设备的设计布置，而相比于传统的单翼翼身组合体布局则更利于气动性能的提高。

2、本发明采用乘波双翼的高超声速气动布局，融入乘波设计的翼面能够将翼面下表面产生的附体激波都附着在前缘，利用下表面的波后高压气体为飞行器提供具有更高气动性能的升力面。

3、本发明采用乘波双翼的高超声速气动布局，采用双翼设计，使得在增加升力面面积的同时不增大弦长，从而保证了飞行器在宽速域的操稳特性需求。通过对双翼间距的合理设计，消除了双翼间的不利干扰，从而更进一步提高了全机的气动性能。

附图说明

图1为本发明具有尖头锥、十字型尾翼，并采用乘波双翼的高超声速乘波双翼气动布局俯视图；

图2为本发明具有钝头锥、单垂尾，并采用乘波双翼的高超声速乘波双翼气动布局俯视图；

图3为本发明具有尖头锥、十字型尾翼，并采用乘波双翼的高超声速乘波双翼气动布局侧视图；

图4为本发明具有钝头锥、单垂尾，并采用乘波双翼的高超声速乘波双翼气动布局侧视图；

图5为乘波双翼原理示意图；

图6为乘波双翼流场的特征线法模拟结果，来流为海平面大气，马赫数为6，迎角10°。

图中：

1-机身2-双翼3-气动舵面

4-附体激波5-膨胀波101-头部

201-上层机翼202-下层机翼

具体实施方式

下面结合附图对本发明做进一步说明。

本发明高超声速乘波双翼气动布局，如图1、图2所示，飞行器机身1的长细比、截面形状等参数依据装载、气动及强度需求设计；同时机身1具有尖锥或钝锥结构的头部101，尖锥或钝锥结构的头部101的锥角以及钝锥结构的头部101的半径等头部尺寸在满足能够与其后的机身1平滑过渡的基础上依据热防护要求设计。机身1中部安装有双翼2，双翼2包括上层机翼201与下层机翼202，如图3、图4所示，均为小展弦比机翼。其中，上层机翼201分为上层左翼与上层右翼，分别安装于机身1左右两侧上方位置，左右对称；下层机翼202分为下层左翼与下层右翼，分别安装于机身1左右两侧下方位置，左右对称；且上层机翼201与下层机翼202上下对称。上层机翼201与下层机翼202特征参数完全相同，翼面参数的选取融入乘波设计概念，即根据机身1的波后流场，通过合理设计机翼前缘的后掠角、下反角和楔角等参数的展向分布，使得整个前缘均能够产生附体激波，将波后高压气体能够较好地控制在双翼2各自的下表面，从而提高翼面的升阻比。对于双翼2的翼型，为了满足乘波要求，设计双翼2的前缘为尖前缘，且前缘楔角与前缘马赫数需产生附体激波；此外，在超声速飞行器中，机翼的气动特性对翼型的形状并不敏感；因此，本发明设计双翼2的翼型形状仅限制尖前缘、前缘楔角能够产生附体激波即可。双翼2尺寸相同，依据总体、气动设计需求给定。上述双翼2前缘的安装位置根据机身1波后流场选定，选定的安装位置的迎角应尽可能的大；较大的迎角不仅能够提高机翼的升力系数，改善飞行器巡航气动性能；还能够减小双翼2间的最小间距，从而放宽双翼2安装的限制。机身1尾部根据飞行器种类安装相应的气动舵面3，以保证飞行器的操稳特性。

上述双翼2的间距需足够大，在设计的马赫数和迎角范围内，应避免双翼2间对各自表面压力的不利干扰。双翼2前缘间距与飞行器机身1波后流场密切相关，对飞行器整体的气动性能至关重要，设计应以相互不干扰为原则。如图5所示，在近似附体激波和膨胀波为直线的情况下，为保证上层机翼201翼面产生的附体激波不在下层机翼202翼面的表面发生反射，根据上层机翼201附体激波参数设计：

(h/c)附体激波＞tan(β-α)(1)

式(1)中，h为双翼2前缘间距；c为双翼2弦长、β为上层机翼201产生的附体激波的激波角、α为上层机翼201前缘处的迎角。

为保证下层机翼膨胀波不干扰上层机翼，根据下层机翼202膨胀波参数设计：

(h/c)膨胀波＞tan(α+μ)+tanε(2)

式(2)中，μ为下层机翼202前缘马赫数对应的马赫角、α为下层机翼202前缘处的迎角、ε为下层机翼202前缘处的楔角。结合式(1)与式(2)，双翼2前缘无量纲间距的最小值可表示为：

(h/c)min＝max[(h/c)附体激波,(h/c)膨胀波](3)

对于利用式(1)确定间距，若给定上层机翼201前缘处的马赫数、迎角与前缘楔角，利用斜激波关系式即可确定上层机翼201前缘产生附体激波的激波角β；再由式(1)即可确定(h/c)附体激波。斜激波关系式为：

式(4)中，m为上层机翼201前缘处的马赫数；γ为比热比，对于理想气体为常数，取γ为1.4。

对于利用式(2)确定间距，若给定乘波双翼下层机翼前缘处的马赫数m，根据马赫数与马赫角间的关系μ＝arcsin(1/m)，即可确定下层机翼前缘处的马赫角μ；再结合下层机翼前缘处的迎角α与前缘楔角ε，代入式(2)即可确定(h/c)膨胀波。继而，结合式(1)和(2)的结果，根据式(3)便可确定双翼2前缘最小间距。

超声速流场控制方程的数学特性为双曲型，即下游流动不会对上游流动产生影响。因此，要确定机翼前缘的马赫数和迎角沿展向的变化范围，只需先模拟机身流场，在机身流场中选定安装机翼的位置，即可知晓机翼前缘处的马赫数与迎角。然而，在机身1产生激波的波后流场中，乘波双翼前缘处的马赫数沿展向的分布并不均匀。对于不同的马赫数，由式(4)可知，在相同迎角与楔角的条件下，上层机翼201的激波角随马赫数的增大而减小。由式(5)的定义亦可知，下机翼的马赫角也随马赫数的增大而减小。而由式(1)与(2)的定义可知，双翼2间前缘处的最小距离随激波角和马赫角的增大而增大。因此，为了确定一个使得所有前缘马赫数均不会产生不利干扰的最小双翼间距，需要在上、下机翼前缘处沿展向变化的马赫数中确定一个最小马赫数；并将这个最小马赫数代入式(4)和(5)，确定出最大的上层机翼201激波角与最大的下层机翼202马赫角，在代入式(1)、(2)和(3)中确定出在所有前缘马赫数条件下满足上下两层机翼互不干扰条件的最小距离。另一方面，由于受机身1的干扰，双翼2前缘沿展向的迎角分布也是不均匀的，通常不等于远前方均匀来流的迎角。由于迎角越小，上翼产生的附体激波越容易对下翼产生干扰，而附体激波是比膨胀波更主要的影响因素，为保证双翼间在飞行器巡航工况都不会产生不利干扰，应取上层机翼201与下层机翼202前缘处沿展向变化的迎角值中的最小值作为确定双翼间距的参数。

实施例：确定飞行器飞行马赫数为6，迎角10°，选用翼型为超声速飞行器常用的楔形翼。根据式(3)确定两楔形翼前缘的无量纲间距，如图6所示。图中可见，当双翼2间距足够大时，上层机翼201的附体激波不会影响下层机翼上表面压力分布，下层机翼202的膨胀波也不影响上层机翼201下表面压力分布，二者升力和阻力具有可加性。

综上所述，本发明为高超声速飞行器，尤其是具有翼展和弦长限制的飞行器，提供了一种能兼顾容积、宽速域操稳特性与气动特性的技术方案，在翼身组合体中融入乘波概念能够有效弥补当前乘波体容积率较低、翼身组合体升阻比不高的不足；双翼设计能够有效增加升力面面积，使得飞行器在获得足够升力面的同时不必增大弦长，从而提高了其宽速域的操稳特性；通过合理设计双翼的相对位置，消除双翼间的不利干扰维持各升力面原本的气动特性，从而获得相比于常规单翼翼身组合体更好的气动性能。本发明为升力面翼展、弦长有所限制的高超声速飞行器提供了一种气动性能、操稳特性和容积率均较为优秀的设计方案。