三种不同的回转体，分别求解绕这三种回转体的超声速轴对称流场，并将求解得到的流场作为三种壁面压力分布规律不同的基准流场； S2、根据乘波前体的性能要求，将激波出口型线分为三段进行设计，并保证设计的型线在每段曲线的连接处曲率连续，即曲线的二阶导数连续，然后根据所设计的激波出口型线，应用吻切原理在每个吻切平面进行流场求解，所有的吻切平面流场组合成三维基准流场； S3、给定乘波前体前缘线在底部的投影曲线，根据步骤S2的激波出口型线，在步骤S2的每个吻切平面内使用流线追踪法，生成吻切流场乘波前体气动构型。2.根据权利要求1所述的基于可变壁面压力分布规律的吻切流场乘波前体设计方法，其特征在于，步骤S1的具体方法为: S1.1给定直线段1-2-6，直线段的一端点为点1，直线段的另一端点为点6，点2为直线段中间的一点，点1位于χ轴上，直线段1-2-6与χ轴的夹角为17，夹角17等于直线段在点6处的夹角13，以直线段1-2-6作为回转体母线，使其绕着χ轴360°旋转形成直圆锥，所成直圆锥即为壁面压力恒定的回转体； S1.2在点6的正上方给定一点5，在点2和点5之间设计一外扩张曲线2-5，曲线2_5和直线1-2在点2处一阶导数连续，并结合2点和5点的坐标，能够唯一确定曲线2-5，曲线.2-5在点5处的切线与χ轴夹角为12，夹角12大于夹角17，由曲线1_2_5绕着χ轴360°旋转形成外扩张式曲面锥，所成外扩张式曲面锥即为壁面压力升高的回转体； S1.3在点6正下方给定一点7，在点2和点7之间设计一内膨胀曲线2-7，曲线2_7和直线1-2在点2处一阶导数连续，并结合2点和7点的坐标，能够唯一确定曲线2-7，曲线.2-7在7点处的切线与χ轴夹角为14，夹角14小于夹角17 ;由曲线1_2_7绕着χ轴360°旋转形成内膨胀式曲面锥，所成内膨胀式曲面锥即为壁面压力降低的回转体； S1.4给定来流条件，采用有旋特征线方法，求解绕这三种回转体的超声速轴对称流场，得到三种基准流场，分别定义为:壁面压力恒定的基准流场、壁面压力升高的基准流场和壁面压力降低的基准流场。3.根据权利要求2所述的基于可变壁面压力分布规律的吻切流场乘波前体设计方法，其特征在于，外扩张曲线2-5和内膨胀曲线2-7均为抛物线形式的曲线。4.根据权利要求3所述的基于可变壁面压力分布规律的吻切流场乘波前体设计方法，其特征在于，所述S2的具体方法为: S2.1设计激波出口型线； 激波出口型线以其中线呈左右对称，将激波出口型线分为五段，分别为乘波前体左段、乘波前体左过渡段、进气道入口位置段、乘波前体右过渡段、乘波前体右段，其中乘波前体左段和乘波前体右段是呈左右对称的，乘波前体左过渡段和乘波前体右过渡段是呈左右对称的，将乘波前体左段和乘波前体右段统称为乘波前体两端段，将乘波前体左过渡段和乘波前体右过渡段统称为乘波前体过渡段； 给定乘波前体左段、乘波前体左过渡段、进气道入口位置段、乘波前体右过渡段和乘波前体右段之间连接点的坐标，将进气道入口位置段设计为水平直线，波前体两端段和乘波前体过渡段设计为四次曲线，各段曲线连接点处左右两侧二阶导数相同以保证段与段之间曲率连续，即乘波前体两端段与乘波前体过渡段之间的连接点、乘波前体过渡段与进气道入口位置段之间的连接点处二阶导数连续； 利用四次曲线方程，由连接点的坐标和连接点处二阶导数连续可以唯一确定四次曲线方程中的系数，进而确定波前体两端段和乘波前体过渡段对应的四次曲线；其中四次曲线方程如下:y = ax4+bx2+c 其中，设计乘波体两端段的基准流场为S1中定义的壁面压力降低的基准流场；设计进气道入口位置段采用S1中定义的壁面压力分布升高的基准流场；乘波前体过渡段采用S1中定义的壁面压力恒定的基准流场； S2.2获得三维基准流场； 对激波出口型线进行离散，在激波出口型线上每5mm取一个点，可以保证不同点产生的流线能够形成光滑曲面；在激波出口型线离散后所取得的离散点中任意取一点25，得到过该点的曲率圆30，曲率圆30即为点25对应的吻切曲面锥在出口截面的吻切圆，该吻切曲面锥的轴线与X轴平行，过点25和吻切曲面锥轴线的平面为吻切平面26，点22为曲率圆.30的圆心； 如果点25位于乘波前体过渡段，则选择步骤S1中壁面压力恒定的基准流场作为过点.25的吻切面内流场；如果点25位于乘波体两端段，则选择步骤S1中壁面压力降低的基准流场作为过点25的吻切面内流场；如果点25位于进气道入口位置段，则选择步骤S1中壁面压力分布升高的基准流场作为过点25的吻切面内流场；以此规律对激波出口型线离散后所取的每一个点根据起各自所处的激波段来选择对应壁面压力分布的基准流场作为该点对应的吻切流场。5.根据权利要求3所述的基于可变壁面压力分布规律的吻切流场乘波前体设计方法，其特征在于，所述S3的具体方法为: S3.1首先给定乘波前体前缘线在底部的投影曲线，即乘波体上表面后缘线；从步骤S2设计的激波出口型线上等间距地取出足够密的离散点，在激波出口型线上每5mm取一个点，以保证不同点产生的流线能够形成光滑曲面； S3.2在激波出口型线离散后所取得的离散点中任意取一点25，由点25获得过点25的曲率圆30，过25点的曲率圆即为点25对应的吻切锥激波在出口截面的吻切圆，吻切锥的轴线平行于X轴，点22为过点25的曲率圆30的圆心，点22也为点25对应的吻切锥顶点.31在激波出口截面的投影点；点25、点22和点31构成过点25的吻切面26 ;点25和点22的连线交乘波体上表面后缘线于点23，由点23作平行于X轴的直线交吻切锥激波于点32，点32也为过点25的吻切面内对应的前缘点；从前缘点32向后进行流线追踪至激波出口截面，得到后缘点24，前缘点与后缘点连成的曲线32-24即为点25对应的下表面流线，将点.32和点23用直线连接，获得点25对应的上表面流线；对激波出口型线离散后所取得的所有离散点采用同样的方式获得各自吻切面内的前缘点、乘波体下表面流线、乘波体上表面流线和下表面后缘线上的点； S3.3 一系列前缘点平滑连接构成乘波体的前缘线；一系列上表面流线构成乘波体上表面；一系列下表面流线构成乘波体下表面；一系列后缘线上的点平滑连接构成乘波体下表面后缘线；由前缘线、后缘线及乘波体下表面构成乘波前体气动构型。
【专利摘要】一种基于可变壁面压力分布规律的吻切流场乘波前体设计方法，步骤如下：S1，给定三种壁面压力分布规律不同曲线，将三曲线分别作为回转体母线，设计三种不同的回转体，分别求解绕这三种回转体的超声速轴对称流场，并将求解得到的流场作为三种壁面压力分布规律不同的基准流场；S2，根据乘波前体的性能要求，设计激波出口型线，应用吻切原理在每个吻切平面进行流场求解，所有的吻切平面流场组合成三维基准流场；S3，给定乘波前体前缘线在底部的投影曲线，根据激波出口型线，在S2的每个吻切平面内使用流线追踪法，生成吻切流场乘波前体气动构型。该方法设计的乘波前体既能够满足进气道入口高压升比的要求，又能够充分发挥乘波前体的高升阻比特性。
【IPC分类】B64F5/00
【公开号】CN105329462
【申请号】CN201510785607
【发明人】丁峰, 柳军, 刘珍, 黄伟
【申请人】中国人民解放军国防科学技术大学
【公开日】2016年2月17日
【申请日】2015年11月16日