一种双后掠布局的乘波体的利记博彩app

本发明涉及高超声速飞行器气动设计领域，特别是乘波体布局形式。

背景技术：

高升力超声速/高超声速外形一直是人类不懈的追求。根据高超声速无粘流动的双曲线特征，飞行器的气动性能可以在很大程度上得以提高，乘波体就是利用这一特性的典型外形。乘波体通过附着激波将高压气动分割在飞行器下表面阻止流动泄露，有效突破了高超声速飞行器的升阻屏障，具有很高的升阻比。经过几十年的发展，乘波体从早期的单一构型逐渐发展为具有不同特点的复杂构型，尤其是密切锥方法的提出，可以通过给定激波出口型线进行乘波体设计，具有更多特性的乘波体外形。

乘波体的工程应用目前仍然有诸多的限制，主要问题包括低速状态气动性能不好、纵向稳定性难以保证等。乘波体外形一般根据高超声速流场通过流线追踪得到，其生成曲面具有独特的特征，难以自由设计，但乘波体的平面形状可以通过设计曲线进行修改，这为我们改善乘波体在非设计点的气动性能提供了一种非常值得考虑的思路，而定后掠角乘波体的概念则为这一思路提供了有效途径。定后掠角乘波体由来已久，但在早期只是其它类型乘波体的“附属品”。近年来，相关学者从密切锥乘波体设计方法出发，提出了定后掠角密切锥和密切流场乘波体的概念。这种概念提高了乘波体设计方法的灵活性，但在改善乘波体缺陷方面的应用还较少。

技术实现要素：

本发明的技术解决问题是：克服一般乘波体外形低速性能差，纵向稳定性不好等缺点，提供一种双后掠布局的乘波体。

本发明的技术解决方案是：一种双后掠布局的乘波体，所述的乘波体的上表面为自由流面追踪得到的平面，下表面为具有乘波性能的曲面，该曲面通过钝头区域、大后掠角区域和小后掠角区域进行描述；其中，钝头区域为乘波体设计中的流线追踪曲面，钝头前缘线在对称轴处的切率为零；大后掠角区域也称内翼部分，平滑连接于钝头区域的两侧，其外型面由前缘线和曲线组成，前缘线为大后掠直线，后掠角范围50°-80°，且前缘线末端与钝头区域边缘之间的距离小于乘波体半展长的30％，曲线为乘波体设计中的流线追踪线；小后掠角区域也称为外翼部分，平滑连接于大后掠角区域的流线两侧，小后掠角区域的前缘线为一条直线，后掠角30°-70°。

钝头区域采用锥导乘波体方法中将流线追踪初始线设定为水平直线得到。

钝头区域采用密切锥方法中设定激波出口型线为圆弧，设定流线追踪初始线为水平直线得到。

小后掠角区域采用密切锥方法中设定激波出口型线为直线，设定密切平面内的流场为超声速楔形流场，设定流线追踪初始线为水平直线得到。

小后掠角区域的激波出口型线的斜率倾角小于钝头区域激波出口型线圆弧的圆心角。

大后掠角区域采用密切锥方法设计得到，其中设定激波出口型线为连接钝头区域激波出口型线记为曲线A和小后掠角区域激波出口型线记为曲线B的平滑曲线，该平滑曲线的曲率设定为从曲线A的曲率线性减小到曲线B的曲率；设定流线追踪初始线为水平直线。

所述的平滑曲线采用B样条方法表达，以保证过渡区域的光滑性。

小后掠角区域前缘线的后掠角大小最优选取小于大后掠角区域的后掠角。

小后掠角区域前缘线的后掠角大小最优小于60°。

钝头区域前缘线最外端到对称轴的距离不超过乘波体半展长的40％。

本发明与现有技术相比有益效果为：

(1)双后掠乘波体通过构建内侧大后掠区域和外侧小后掠区域，保持了高超声速阶段的高升阻比性能，同时从几何上整体增加了展弦比，使低速状态的气动性能有了很大提升。

(2)通过减小外翼部分后掠角，可以使气动焦点后移，增强了纵向稳定性。

(3)本发明设计钝头区域、小后掠角区域和大后掠角区域进而确定乘波体外形，实现了乘波体的定制化设计，使设计方法更灵活。

附图说明

图1为本发明双后掠乘波体外形图(下表面朝上)；

图2为本发明双后掠乘波体平面图；

图3为本发明密切锥乘波体设计方法示意图；

图4为本发明双后掠乘波体设计方法示意图；

图5为本发明双后掠外形下表面等压线；

图6为本发明后掠角对低速性能的影响；

图7为本发明后掠角对纵向稳定性的影响。

具体实施方式

本发明设计原理：分别设计具有不同特征的乘波体部分，组合得到双后掠特点乘波体布局形式，包括钝头区域、大后掠角区域和小后掠角区域，如图1中的A，B，C区域。图2给出了平面形状图，其中l₁,l₂,l₃分别为上述三个区域的前缘线，λ₁和λ₂分别为大后掠角区域和小后掠角区域的后掠角。此种外形乘波体具有低速状态性能和纵向稳定性方面的优势。钝头区域可由锥导或密切锥方法得到，其他区域则均由密切锥方法得到。

简要介绍密切锥乘波体的设计原理，如图3所示，以ICC曲线作为激波的出口型线，在ICC曲线上取点作切线，垂直于此切线的平面叫作密切平面，通过当地点的曲率半径在密切平面内拟合锥形流场。将FCT投影到激波作为追踪的初始点进行流线追踪，生成乘波体下表面。上表面一般采用自由流动进行流线追踪得到。具体上述三个区域的设计通过下述方式得到：

(一)钝头区域

采用锥导乘波体方法时，将流线追踪初始线设定为水平直线。

采用密切锥方法时，设定激波出口型线为圆弧，设定流线追踪初始线为水平直线得到。

(二)小后掠角区域

小后掠角区域采用密切锥方法中设定激波出口型线为直线，设定密切平面内的流场为超声速楔形流场，设定流线追踪初始线为水平直线得到。

小后掠角区域的激波出口型线的斜率倾角θ₂小于钝头区域激波出口型线圆弧的圆心角θ₁。

(三)大后掠角区域

采用密切锥方法设计得到，其中设定激波出口型线为连接钝头区域激波出口型线记为曲线A和小后掠角区域激波出口型线记为曲线B的平滑曲线，该平滑曲线的曲率设定为从曲线A的曲率线性减小到曲线B的曲率；设定流线追踪初始线为水平直线。平滑曲线采用B样条方法表达，以保证过渡区域的光滑性。

设计完成后，本发明乘波体如图1所示，乘波体的上表面为自由流面追踪得到的平面，下表面为具有乘波性能的曲面，该曲面通过钝头区域、大后掠角区域和小后掠角区域进行描述；其中，钝头区域为乘波体设计中的流线追踪曲面，钝头前缘线在对称轴处的切率为零；大后掠角区域也称内翼部分，平滑连接于钝头区域的两侧，其外型面由前缘线和曲线组成，前缘线为大后掠直线，后掠角范围50°-80°，且前缘线末端与钝头区域边缘之间的距离小于乘波体半展长的30％，曲线为乘波体设计中的流线追踪线；小后掠角区域也称为外翼部分，平滑连接于大后掠角区域的流线两侧，小后掠角区域的前缘线为一条直线，后掠角30°-70°。小后掠角区域前缘线的后掠角大小最优选取小于大后掠角区域的后掠角。钝头区域前缘线最外端到对称轴的距离不超过乘波体半展长的40％。

图4给出了三部分区域的设计示意图，圆弧AB为钝头区域的设计的激波出口型线，圆心角θ₁，曲线BC为大后掠角区域的激波出口型线，直线CD为小后掠区域的激波出口型线，斜率倾角为θ₂。

此双后掠乘波体在高超声速状态的高升阻比特性予以保持。使用计算流体力学(CFD)方法进行验证计算，图5为Ma6时双后掠乘波体下表面等压线分布，可以看到激波附着在下表面，限制了流动从下表面到上表面的泄露，具有乘波特性。

双后掠乘波体在低速方面具有性能优势，图6给出了当内翼部分后掠角为70°时，改变外翼后掠角(70-30°)在Ma＝0.4时升阻比L/D随攻角α的变化，可以看到随着外翼部分后掠角的减小，乘波体的升阻比有了很大幅度的提升。

双后掠乘波体提高了纵向稳定性，图7(左)给出了给定内翼部分后掠角为70°，改变外翼后掠角(70-30°)时，高超声速状态下力矩C_m随攻角的变化，当外翼部分后掠角减小时，静稳定度增加。在气动布局的初始设计阶段，有时重心位置难以确定，可以通过计算纵向压心位置随攻角的变化来判断飞行器的静稳定特性。图7(右)给出了压力中心Pr Ct随攻角的变化曲线，此种情况下当外翼后掠角小于60°时，随攻角增大压心位置后移，在攻角受到扰动发生变化后能产生回复力矩，保证了飞行条件下的纵向静稳定性。而外翼后掠角较大时，压力中心前移，静稳定性不能保证。

本发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。