本发明属于高超声速飞行器技术领域，特别涉及一种基于给定三维前缘线的锥导乘波体设计方法。
背景技术：
乘波体设计是当前国际上高超声速飞行器气动布局研究的重点和热点之一。当前设计方法主要分为两类：一种是给定激波生成体的设计理论，另一种是吻切设计理论(包括吻切锥和吻切轴对称)。前者是在基准流场中沿给定的前缘型线追踪流线获得乘波体下压缩面，该基准流场可以是轴对称或非轴对称。参见李永洲，孙迪，张堃元.前后缘型线同时可控的乘波体设计[j].航空学报，2017,38(1)：120153.。
现有的锥导乘波体设计方法通常是给定圆锥激波和乘波体三个典型型线(前缘线水平投影型线、上表面后缘线和下表面后缘线)之一，通过计算流场流线追踪生成乘波体外形。尽管该方法可以同时控制乘波体某一特征型线和激波出口型线，从另一角度说却限制了对乘波体外形的直接控制程度，无法根据工程需求对乘波体外形进行更直接的控制设计。
技术实现要素：
本发明的目的在于提供一种给定三维前缘线的锥导乘波体设计方法，解决现有的设计方法不能直接指定三维前缘线的问题。本设计方法可以根据工程实际要求中给出对三维前缘线，通过该三维前缘线来生成乘波体，对乘波体的外形进行更直接的控制，且无需考虑激波出口型线形状。
为实现上述技术目的，本发明采用的技术方案如下：
一种给定三维前缘线的锥导乘波体设计方法，包括以下步骤：
s1.给定三维前缘线以及流场参数；
其中流场参数包括马赫数ma，激波角β；乘波体长度l和乘波体宽度w在给定三维前缘线时已经确定。给定的三维前缘线是通过锥导法生成的三维前缘线。
s2根据三维前缘线计算对应的激波出口型线。
首先取三维前缘线其纵向对称面上点作原点，沿乘波体纵向为x方向，垂直方向为y方向，展向方向为z方向，建立乘波体坐标系。
给定三维前缘线，即三维前缘线上在纵向对称面上的点p以及三维前缘线其两端的端点p3、p4是已知的，p点在乘波体底面的投影为p1点。
激波出口型线在纵向对称面上的点为p2点，由公式(1)计算p1点和p2点间的距离：
d＝ltanβ(1)
其中l为p点至乘波体底面的距离，β为激波角，d为p1点和p2点间的距离。
由公式(1)得到p1点和p2点的距离，即可知激波点p2的位置坐标。
对于锥导乘波体，其激波出口型线是圆弧即激波出口型线为圆的一部分，即可根据p2、p3、p4三点确定该三点对应的激波圆的圆心p’点和激波出口型线,并由p’点作平行于x轴的直线，过p2点作一条与该直线夹角为β的直线，两线交点即为圆锥激波顶点。
s3流场求解；
根据s2求得的圆锥激波顶点，通过求解taylor-maccoll流场控制方程获得圆锥激波的基准锥的锥半角和对应流场。具体的求解taylor-maccoll流场控制方程参见andersonj.d.fundamentalofaerodynamics[m].3rdedition.mcgraw-hillcompanies，2001.。
对三维前缘线进行离散获得一系列离散点，这里采用等参数离散，具体的离散方法参见毋河海.曲线离散表达的优化研究.全国地图学与gis学术研讨会，2008.。对三维前缘线上的每一离散点进行流线追踪获得各离散点对应的下表面流线，流线追踪方法可参见丁峰.高超声速滑翔-巡航两级乘波设计方法研究[d]；国防科学技术大学，2012.。各下表面流线在乘波体底面上的点即各下表面流线对应的下表面后缘线上的点。三维前缘线在乘波体底面的投影即为上表面后缘线。对于三维前缘线上的每一离散点利用自由流线法生成对应的上表面流线，具体方法可参见王庆文.基于吻切理论的两级乘波体设计[d]:[硕士].长沙:国防科学技术大学；2015。
s4生成乘波体外形。
一系列下表面流线平滑连接构成乘波体下表面；一系列上表面流线平滑连接构成乘波体上表面；一系列下表面后缘线上的点平滑连接构成乘波体下表面后缘线；最后对乘波体底部进行封闭，则乘波体设计完成，生成乘波体外形如图4所示。
本发明具有以下技术效果：
本发明基于锥导理论，在给定三维前缘线和流场参数的情况下设计乘波体，不需要考虑激波型线的影响，直接控制乘波体的三维前缘线，实现了工程上对三维前缘线有要求乘波体的按需设计。
附图说明
图1是乘波体部分几何参数示意图，其中图1(a)为乘波体侧视图，图1(b)为乘波体底面后视图；
图2是求解激波型线示意图；
图3是基于锥导理论的乘波体设计原理图；
图4是本发明最终生成的乘波体外形图；
图5为采用传统锥导法生成的乘波体外形图；
图6为激波出口型线对比图；
图7为前缘线水平投影型线对比图；
图8为下表面后缘线对比图。
具体实施方式
以下将结合具体实施例和说明书附图对本发明做进一步详细说明。
首先对待设计的乘波体中的各典型型线以及表面进行介绍，参照图1为乘波体部分几何参数示意图，图1中ma为来流马赫数，l为乘波体长度，h为乘波体高度，w为乘波体翼展，点1、2、3、4分别为乘波体的三维前缘线、上表面出口型线、下表面出口型线、激波出口型线的中点，点5和点6为乘波体的三维前缘线、上表面出口型线、下表面出口型线和激波出口型线这四条典型型线相交的两个交点，曲线5-1-6为乘波体的三维前缘线，其中点5和点6分别为三维前缘线的两个端点；曲线5-2-6为乘波体的上表面出口型线，其中点5和点6同时也为上表面出口型线的两个端点；曲线5-3-6为乘波体的下表面出口型线，其中点5和点6同时也为下表面出口型线的两个端点；曲线5-4-6为激波出口型线，其中点5和点6同时也为激波出口型线的两个端点；曲线5-1-6和曲线5-2-6所形成的曲面1-5-2-6为乘波体上表面，曲线5-1-6和曲线5-3-6所形成的曲面1-5-3-6为乘波体下表面，曲线5-2-6和曲线5-3-6所在的平面区域5-3-6-2为乘波体底面。
基于给定三维前缘线的锥导乘波体设计方法，包括以下步骤：
s1.给定乘波体的三维前缘线以及流场参数；
采用本发明方法进行乘波体设计时，所需要输入的典型型线仅有三维前缘线，不需要考虑其他激波型线的设计选择。
在实际应用中，设计师是根据乘波体飞行条件、尺寸约束和性能要求等给出满足设计要求的三维前缘线以及流场参数。在本实施例中：给定的三维前缘线是通过锥导法生成的三维前缘线。
其中流场参数包括马赫数ma，激波角β，乘波体高度h，乘波体长度l和乘波体宽度w在给定三维前缘线时已经确定。
s2根据三维前缘线计算对应的激波出口型线。
首先取三维前缘线其纵向对称面上点作原点，沿乘波体纵向为x方向，垂直方向为y方向，展向方向为z方向，建立乘波体坐标系。
给定三维前缘线，即三维前缘线上在纵向对称面上的点p以及三维前缘线其两端的端点p3、p4是已知的，如图2所示。p点在乘波体底面的投影为p1点。
由公式(1)计算激波出口型线在纵向对称面上的点p2
d＝ltanβ(1)
其中l为p点至乘波体底面的距离，β为激波角，d为p1点和p2点间的距离。
由公式(1)得到p1点和p2点的距离，即可知激波点p2的位置坐标。
对于锥导乘波体，其激波出口型线是圆弧即激波出口型线为圆的一部分，即可根据p2、p3、p4三点确定该三点对应的激波圆的圆心p’点和激波出口型线,并由p’点作平行于x轴的直线，过p2点作直线与该直线的夹角为β，两线交点即为圆锥激波顶点。
s3吻切面流场求解；
参照图3，为基于锥导理论的乘波体设计原理图。根据s2求得的圆锥激波顶点，通过求解taylor-maccoll流场控制方程获得圆锥激波的基准锥的锥半角和对应流场。具体的求解taylor-maccoll流场控制方程参见andersonj.d.fundamentalofaerodynamics[m].3rdedition.mcgraw-hillcompanies，2001.。
对三维前缘线进行离散获得一系列离散点，这里采用等参数离散，具体的离散方法参见毋河海.曲线离散表达的优化研究.全国地图学与gis学术研讨会，2008.。对三维前缘线上的每一离散点进行流线追踪获得各离散点对应的下表面流线，流线追踪方法可参见丁峰.高超声速滑翔-巡航两级乘波设计方法研究[d]；国防科学技术大学，2012.。各下表面流线在乘波体底面上的点即各下表面流线对应的下表面后缘线上的点。三维前缘线在乘波体底面的投影即为上表面后缘线。对于三维前缘线上的每一离散点利用自由流线法生成对应的上表面流线，具体方法可参见王庆文.基于吻切理论的两级乘波体设计[d]:[硕士].长沙:国防科学技术大学；2015。
s4生成乘波体外形。
一系列下表面流线平滑连接构成乘波体下表面；一系列上表面流线平滑连接构成乘波体上表面；一系列下表面后缘线上的点平滑连接构成乘波体下表面后缘线；最后对乘波体底部进行封闭，则乘波体设计完成，生成乘波体外形如图4所示。
为验证本发明的正确性和有效性，将采用本发明方法设计出的乘波体与传统锥导法设计的乘波体进行对比。参照图5为采用传统锥导法生成的参考乘波体外形。本发明采用的三维前缘线采用的即是传统锥导法中的三维前缘线，将利用本发明方法生成的乘波体与利用传统锥导法生成的乘波体进行对比，具体地，将两种方法生成的乘波体上的激波出口型线、前缘线水平投影型线、下表面后缘线进行对比，分别如图6、图7、图8所示，其中黑色线条为采用传统锥导法生成的参考乘波体上的参考型线，黑色点为本发明生成对应型线上的离散点。经对比两种方法生成的乘波体在各典型型线上均吻合，两种方法生成的乘波体是相同的。由此可见，本发明仅通过给定三维前缘线就能够实现乘波体的设计，克服了传统锥导法需要给定多种典型型线，输入条件较为繁杂的缺陷。本发明方法直接基于给定的三维前缘线完成乘波体设计，方法正确且有效。
以上仅是本发明的优选实施方式，本发明的保护范围并不仅局限于上述实施例，凡属于本发明思路下的技术方案均属于本发明的保护范围。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理前提下的若干改进和润饰，应视为本发明的保护范围。