一种空天飞行器波浪型转动翼设计方法

1.本发明专利属于空天飞行器气动外形设计领域，具体是一种空天飞行器波浪型转动翼设计方法。


背景技术：

2.下一代先进空天飞行器相比于传统的亚音速或超音速飞行器而言，其飞行速度更快、突防能力更强，其飞行空域大幅扩展，需兼顾高升阻比、高机动特性等性能，对其总体气动布局提出较高的设计要求。乘波体飞行器因其前缘被激波完全包裹而具有高升阻比性能，已成为目前空天飞行器气动外形设计的主流方向。而按动力形式分类，乘波体飞行器可分为无动力的助推滑翔式和有动力的吸气式飞行器两个类型。根据国内外公开的研究动态可知，目前助推滑翔式飞行器的技术已日趋发展成熟，而吸气式高超飞行器仍面临诸多技术挑战，在气动设计方面主要有以下两点发展需求：1)飞行器机体表面发展的附面层在高超音速下较厚，尤其是对于型面变化较为剧烈的局部区域，如果不加处理，附面层将对飞行器外部波系产生严重扰动进而影响飞行器的乘波等各项性能；2)乘波式外部构型赋予飞行器较高的升阻比，然而对于整个飞行任务剖面而言，仅高速巡航模态需要较高的升阻比，其它模态并不需要很高的升阻比，如果仍采用定几何的高升阻比乘波飞行器思路，会使飞行器在其它工作模态下引入额外的阻力，从而对推进系统的效能产生恶劣影响。


技术实现要素：

3.本发明的目的在于：针对现有技术中的问题，提供一种空天飞行器波浪型转动翼设计方法，本发明对飞行器的转动翼进行设计，使传动翼的前缘呈波浪型，进而使空天飞行器能够兼顾高升阻比/高机动特性的空天飞行器。
4.技术内容：一种空天飞行器波浪型转动翼设计方法，所述设计方法包括如下步骤：
5.步骤一、将波浪型转动翼从前至后划分为整流段、过渡段和增升段；
6.步骤二、计算波浪型转动翼的宽度取值范围，确定整流段和增升段波浪型转动翼特征宽度的特征宽度wd、wf；
7.步骤三、将飞行器机体两侧轮廓线向机体外侧平移wd、wf距离，绘制距离机体两侧为wd、wf的基准曲线ld、lf；飞行器前体两侧的轮廓线即飞行器两侧的前缘曲线ag，其中a点位于飞行器前体的前端位置，g点位于飞行器前体末端位置；
8.步骤四、求解波浪型转动翼的外部端点f位置；
9.已知b、g两点，b点和g点均在飞行器的前缘曲线ag上，b点为波浪型转动翼的前缘点，g点为波浪型转动翼的末端位置；以b为圆心，直线段bg为半径画圆弧gf，求解圆弧gf与基准曲线lf的交点f，从而确定点f的位置；
10.步骤五、绘制波浪型转动翼的前缘曲线bf：
11.所述前缘曲线bf，包括位于整流段的曲线bd，位于过渡段的圆弧de和位于增升段的圆弧ef；
12.s1、确定整流段的曲线bd的上游曲线b b’c的起始斜率和前部曲率半径rc，调整半径为rc的圆弧，使之与曲线ld交于点c，完成曲线bb’c设计；
13.s2、绘制整流段的曲线bd的下游曲线cd：
14.将飞行器的前缘曲线ag向两侧偏移，使其经过点c，在偏移后的轮廓线上确定d点位置，d点在c点下游；
15.s3、求解rd/rf，其中rd为圆弧de的半径，rf是圆弧ef的半径，根据最终的rd/rf值确定rd、rf，绘制出圆弧de、圆弧ef，且使圆弧de、圆弧ef在e点相切，完成曲线def的设计；
16.s4、曲线bb’c、曲线cd、曲线def构成前缘曲线bf；
17.步骤六、前缘曲线bf、圆弧gf和飞行器前缘曲线bg构成波浪型转动翼的俯视外轮廓。
18.进一步的，所述步骤二的具体操作步骤如下：
19.1)获取附面层分布曲线：
20.对已经完成初步设计的空天飞行器机体进行cfd数值模拟，获得机体附面层厚度沿x轴的分布曲线δ(x)；
21.2)确定波浪型转动翼宽度取值范围：
22.令飞行器机体宽度为w0(x)，波浪型转动翼的宽度为w(x)，整个飞行器的最大宽度为w
max
，则波浪型转动翼的宽度取值范围是w(x)∈[w0(x)+δ(x),w
max
]；
[0023]
3)确定波浪型转动翼特征宽度：
[0024]
确定整流段、增升段的波浪型转动翼特征宽度wd、wf，两者均需在w(x)取值范围之内。
[0025]
进一步的，步骤三中，所述s1中，前端曲线b b’c的起始斜率和前部曲率半径rc取值范围为：
[0026]
1)飞行器前体采用乘波式构型时，起始斜率需要保证与起始点b两侧曲线相切，即飞行器前缘曲线ab与波浪型转动翼的前缘曲线bc在起始点b相切；飞行器前体为非乘波式构型时，起始斜率取值范围为[0,5
°
]；
[0027]
2)前部曲率半径rc，其取值范围是飞行器总长度的1～3倍。
[0028]
进一步的，步骤三中，所述s3中，rd/rf的求解方法如下：
[0029]
给定初始的rd/rf值，rd/rf值的取值范围是[1,6]，求解带波浪型转动翼的飞行器压力中心p，求解静稳定度(x
p-xo)/l
ref
，其中，x
p
是压力中心p的x轴坐标，xo是质心o的x轴坐标，l
ref
是飞行器总长度；如果静稳定度大于给定的指标，则调节rd/rf值，直到静稳定度小于给定的指标。
[0030]
进一步的，步骤三中，所述s3中，绘制的圆弧de、圆弧ef需满足：增升段流向投影长度x
ef
与过渡段流向投影长度x
de
的比例，x
ef
/x
de
∈[1.2,3.5]。
[0031]
进一步的，还包括步骤七、特征翼型设计；具体的：
[0032]
1)所述波浪型转动翼的前缘曲线bf为钝化前缘外形设计，且钝化前缘外形各处曲率半径不小于2.5mm；
[0033]
2)所述波浪型转动翼为基本翼型，在满足结构强度的前提下，若无其它气动设计方面的限制，则波浪型转动翼的厚度与钝化前缘的最大直径保持相等，且为等厚度的翼型。
[0034]
与现有技术相比，本发明的有益效果在于：
[0035]
本发明通过对传动翼的宽度及其前缘曲线的设计，进而使空天飞行器能够兼顾高升阻比/高机动特性，一方面将机体表面附面层控制在翼背部，提升飞行器的升阻比；另一方面，通过控制机翼宽度以及开闭以形成较好的机动飞行能力。
附图说明
[0036]
图1为空天飞行器的波浪型转动翼弹出和收回示意图；
[0037]
图2为安装波浪型转动翼的空天飞行器俯视轮廓图；
[0038]
图3为曲线bc和曲线df的局部特写图；
[0039]
图4为波浪型转动翼设计流程图；
[0040]
图5a为波浪型转动翼与三角翼的对比图；
[0041]
图5b为波浪型转动翼与三角翼阻力系数随机翼展开角的变化规律图。
具体实施方式
[0042]
下面结合附图和具体实施案例对本发明的技术方案展开详细具体的说明。
[0043]
如图1所示，本发明设计方法设计的空天飞行器波浪型转动翼在在高空高速巡航的设计态下，机翼弹出，发挥作用；在助推、机动飞行等非设计模态，机翼可收回，最大限度地减低外阻来保证高效飞行。
[0044]
如图2-3所示，空天飞行器包括飞行器机体、飞行器机体两侧的波浪型转动翼，飞行器机体包括飞行器机体前体和飞行器后体。
[0045]
如图4所示，本发明提供了一种空天飞行器波浪型转动翼设计方法，包括如下步骤：
[0046]
步骤一、将波浪型转动翼从前至后划分为整流段、过渡段和增升段。
[0047]
步骤二、计算波浪型转动翼的宽度取值范围，确定整流段和增升段波浪型转动翼特征宽度的特征宽度wd、wf。
[0048]
1)获取附面层分布曲线：
[0049]
对已经完成初步设计的空天飞行器机体进行cfd数值模拟，获得机体附面层厚度沿x轴的分布曲线δ(x)；
[0050]
2)计算波浪型转动翼宽度取值范围：
[0051]
令飞行器机体宽度为w0(x)，波浪型转动翼的宽度为w(x)，整个飞行器的最大宽度为w
max
，则波浪型转动翼的宽度取值范围是w(x)∈[w0(x)+δ(x),w
max
]；
[0052]
3)确定波浪型转动翼特征宽度：
[0053]
整流段、增升段的波浪型转动翼特征宽度wd、wf，两者均需在w(x)取值范围之内。
[0054]
步骤三、将飞行器前体两侧的轮廓线，向机体外侧平移wd、wf距离，绘制距离机体两侧为wd、wf的基准曲线ld、lf；
[0055]
飞行器前体两侧的轮廓线即飞行器两侧的前缘曲线ag，其中a点位于飞行器前体的前端位置，g点位于飞行器前体末端位置。
[0056]
步骤四、求解波浪型转动翼的外部端点f位置：
[0057]
已知b、g两点，b点和g点均在飞行器的前缘曲线ag上，b点为波浪型转动翼的前缘点，g点为波浪型转动翼的末端位置；以b为圆心，直线段bg为半径画圆弧gf，求解圆弧gf与
基准曲线lf的交点f，从而确定点f的位置。
[0058]
步骤五、绘制波浪型转动翼的前缘曲线bf：
[0059]
所述前缘曲线bf，包括位于整流段的曲线bd，位于过渡段的圆弧de和位于增升段的圆弧ef；
[0060]
s1、确定整流段的曲线bd的上游曲线b b’c的起始斜率和前部曲率半径rc，调整半径为rc的圆弧，使之与曲线ld交于点c，完成曲线bb’c设计；
[0061]
前端曲线b b’c的起始斜率和前部曲率半径rc取值范围为：
[0062]
1)飞行器前体采用乘波式构型时，起始斜率需要保证与起始点b两侧曲线相切，即飞行器前缘曲线ab与波浪型转动翼的前缘曲线bc在起始点b相切；飞行器前体为非乘波式构型时，起始斜率取值范围为[0,5
°
]；
[0063]
2)前部曲率半径rc，其取值范围是飞行器总长度的1～3倍。
[0064]
s2、绘制整流段的曲线bd的下游曲线cd：
[0065]
将飞行器的前缘曲线ag向两侧偏移，使其经过点c，在偏移后的轮廓线上确定d点位置，d点在c点下游；
[0066]
s3、求解rd/rf，其中rd为圆弧de的半径，rf是圆弧ef的半径，根据最终的rd/rf值确定rd、rf，绘制出圆弧de、圆弧ef，且使圆弧de、圆弧ef在e点相切，完成曲线def的设计；
[0067]
1)所述rd/rf值的求解方法为：
[0068]
给定初始的rd/rf值，rd/rf值的取值范围是[1,6]，求解带波浪型转动翼的飞行器压力中心p，求解静稳定度(x
p-xo)/l
ref
，其中，x
p
是压力中心p的x轴坐标，xo是质心o的x轴坐标，l
ref
是飞行器总长度；如果静稳定度大于给定的指标(一般为5％)，则调节rd/rf值，直到静稳定度小于给定的指标；
[0069]
2)绘制的圆弧de、圆弧ef需满足：增升段流向投影长度x
ef
与过渡段流向投影长度x
de
的比例，x
ef
/x
de
∈[1.2,3.5]；
[0070]
s4、曲线bb’c、曲线cd、曲线def构成前缘曲线bf。
[0071]
步骤六、前缘曲线bf、圆弧gf和飞行器前缘曲线bg构成波浪型转动翼的俯视外轮廓。
[0072]
步骤七、特征翼型设计：
[0073]
本发明除了上述步骤一至步骤六对波浪型转动翼的俯视外轮廓的设计，还包括特征翼型设计，所述特征翼型设计，具体的：
[0074]
1)所述波浪型转动翼的钝化前缘外形；
[0075]
波浪型转动翼的前缘曲线bf为钝化前缘外形设计，且钝化前缘外形各处曲率半径不小于2.5mm；
[0076]
飞行器的前缘曲线ag也设计为钝化前缘外形，钝化前缘外形各处曲率半径不小于2.5mm；
[0077]
飞行器上表面与下表面的交界线(即飞行器前缘曲线ag，波浪型转动翼的前缘曲线bf)俯视图看是一条线，实际是带有钝化半径的，就像航天飞机外形是处处圆滑的，没有尖的前缘，只有钝化前缘/钝头体，这是为了防止高速来流造成的气动热烧蚀。
[0078]
2)所述波浪型转动翼为基本翼型，基本翼型指机翼垂直z轴的剖面图，即在满足结构强度的前提下，若无其它气动设计方面的限制，则波浪型转动翼的厚度与钝化前缘的最
大直径保持相等，且为等厚度的翼型。
[0079]
为验证本发明的新型波浪型转动翼的设计效果，对本发明波浪型转动翼和传统三角翼的设计和cfd数值模拟对比研究。基于相同的外部尺寸限制，设计了实际面积相等的波浪型转动翼和传统三角翼，图5a为波浪型转动翼和三角翼对比图，两者的长相同，且保证机翼面积一样，故三角翼的展开角稍小于波浪型转动翼。
[0080]
本发明评价了两种机翼绕点b旋转的不同展开角下的飞行器整机阻力系数性能，如图5b所示，结果表明，随着展开角增加，两种机翼的阻力系数开始出现差值，在相同转角下，波浪型转动翼的阻力系数要低于三角翼阻力系数。在0～5
°
转角范围内，因机翼展开引起的阻力系数，波浪型转动翼比三角翼低0～1.3％。可以预见，当转角范围扩大，或机翼面积增大，新型波浪型转动翼能够带来更为显著的阻力降低效果。