本發(fā)明涉及一種滿足裝填需求的乘波概念滑翔飛行器外形設(shè)計(jì)方法。
背景技術(shù)：
不同的戰(zhàn)略目標(biāo)、使用模式及發(fā)射平臺(tái)催生了高超聲速飛行器氣動(dòng)布局及飛行方式的創(chuàng)新式多樣化發(fā)展，高超聲速助推滑翔飛行器一直是當(dāng)前高超聲速領(lǐng)域的關(guān)注重點(diǎn)。為實(shí)現(xiàn)高超聲速助推滑翔飛行，飛行器需要具備較大的再入速度、較淺的再入傾角、較小的再入質(zhì)量、較大的高超聲速配平升阻比及配平升力，并滿足配平狀態(tài)下俯仰、偏航、滾轉(zhuǎn)三個(gè)方向的靜動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性，操縱控制方式簡單效率高，氣動(dòng)熱環(huán)境相對(duì)較好，防熱負(fù)擔(dān)小，內(nèi)部裝填容積及容積利用率較大，各部件幾何參數(shù)分配合理，質(zhì)心布置容易實(shí)現(xiàn)，易于使用維護(hù)等要求。因此，可以將戰(zhàn)略滑翔機(jī)動(dòng)飛行器氣動(dòng)問題歸結(jié)為高超聲速升阻比問題、熱防護(hù)問題、穩(wěn)定性與操縱性問題三大高超聲速核心問題。
從傳統(tǒng)的軸對(duì)稱外形到升力體再到乘波體構(gòu)型，高超聲速滑翔飛行器的設(shè)計(jì)一直在追求更高的升阻比和更大的氣動(dòng)效益。但對(duì)實(shí)用型的高超聲速飛行器而言，除追求高升阻比下的氣動(dòng)效益還必須兼顧飛行器的容積、容積利用率、側(cè)表面積等總體約束要求，特別是分段裝填需求，而飛行器的升阻比與容積利用率通?；槊?，錐柱體及升力體有較大的容積利用率但升阻效率相對(duì)較低，而乘波體雖然具有最高的氣動(dòng)效率，但也存在很多問題，主要包括以下幾個(gè)方面：
1、尖銳前緣帶來巨大防熱負(fù)擔(dān)；
2、較扁平機(jī)身帶來的較小可用容積；
3、一般設(shè)計(jì)時(shí)不考慮舵面設(shè)計(jì)縱橫向的操穩(wěn)匹配困難；
4、如果對(duì)乘波體飛行器有明確的裝填要求和尺寸要求，乘波基本無法實(shí)現(xiàn)。
因此如何借鑒乘波體的流動(dòng)特點(diǎn)和高升阻比原理進(jìn)行實(shí)用化處理，是高超聲速滑翔飛行器設(shè)計(jì)必須解決的問題。
技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：
為了克服現(xiàn)有技術(shù)的上述缺點(diǎn)，本發(fā)明提出了一種能夠滿足裝填及內(nèi)外尺寸約束需求的借鑒乘波體的流動(dòng)特點(diǎn)進(jìn)行實(shí)用化處理的高升阻比滑翔飛行器構(gòu)型。首先考慮飛行器的防熱需求，該飛行器采取鈍化前緣，同時(shí)飛行器的迎風(fēng)面采用乘波概念設(shè)計(jì)負(fù)責(zé)提供升力及升阻比，而背風(fēng)面則考慮裝填提供封閉的外形及內(nèi)部空間。在背風(fēng)面設(shè)計(jì)時(shí)主要考慮內(nèi)部裝填約束，采用傳統(tǒng)二次曲線技術(shù)擬合截面形狀，在迎風(fēng)面設(shè)計(jì)時(shí)，采用二維切楔流場(chǎng)生成標(biāo)準(zhǔn)乘波構(gòu)型，然后根據(jù)尺寸約束進(jìn)行實(shí)用化處理。相較于傳統(tǒng)的乘波布局上表面采用自由流線、容積利用率很小，本發(fā)明的飛行器外形背風(fēng)面設(shè)計(jì)能夠提供很好的裝填空間，同時(shí)下表面借鑒乘波的流動(dòng)特點(diǎn)進(jìn)行了實(shí)用化處理，并帶有一定的下反角度，既能滿足穩(wěn)定性需求，又能滿足高升阻比的需求，同時(shí)在非乘波設(shè)計(jì)狀態(tài)下也能具備較好的氣動(dòng)特性。
本發(fā)明解決其技術(shù)問題所采用的技術(shù)方案是：一種滿足裝填需求的乘波概念滑翔飛行器外形設(shè)計(jì)方法，包括如下步驟：
步驟一、根據(jù)機(jī)身長度和不同截面處的尺寸約束，確定機(jī)身上下輪廓控制線，所述輪廓線為直線段拼接，不同分段處的直線角度為：
其中，xi表示截面位置，φi表示截面位置xi處的外徑限制；
步驟二、計(jì)算氣流偏轉(zhuǎn)角θ：
其中，m∞表示馬赫數(shù)、β表示激波角，γ表示比熱比；
步驟三、計(jì)算二維切楔流場(chǎng)壓力p2：
其中，p1表示來流壓力；
步驟四、按如下公式計(jì)算fct圓弧曲線半徑r：
其中，h為飛行器高度，h1為垂尾高度限制，w為寬度限制；
步驟五、根據(jù)fct圓弧曲線半徑確定圓弧曲線，然后利用二維切楔流場(chǎng)生成下表面乘波面；
步驟六、采用二次曲線生成背風(fēng)面截面形狀；
步驟七、根據(jù)機(jī)身寬度和高度尺寸約束，結(jié)合上表面形狀，對(duì)下表面乘波面進(jìn)行縮比設(shè)計(jì)，得到整個(gè)機(jī)身形狀；
步驟八、對(duì)頭部和乘波尖前緣進(jìn)行半徑為15mm的鈍化倒圓設(shè)計(jì)；
步驟九、對(duì)控制舵面進(jìn)行匹配設(shè)計(jì)。
與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明的積極效果是：
背風(fēng)面設(shè)計(jì)考慮內(nèi)外尺寸約束需求采用二次曲線進(jìn)行擬合設(shè)計(jì)，避免了傳統(tǒng)乘波體采用自由流線方法中容積率過小的問題，使得飛行器更具實(shí)用性。
迎風(fēng)面根據(jù)二維切楔流場(chǎng)得到的標(biāo)準(zhǔn)乘波前緣進(jìn)行一定下反角度的尺寸歸一化處理得到，既能保留乘波體高升阻比特征，又能滿足尺寸約束，同時(shí)一定下反角度的設(shè)計(jì)可以保持下表面的高壓氣流無法翻越到上面，提升氣動(dòng)效率，并且有利于橫向穩(wěn)定性。
本發(fā)明的飛行器借鑒了乘波體的流動(dòng)特點(diǎn)，下表面的設(shè)計(jì)既具備乘波體高升阻比特征，背風(fēng)面設(shè)計(jì)又解決了乘波體布局容積利用率低的問題，同時(shí)上下表面的設(shè)計(jì)又考慮了舵面安置以滿足操縱性需求，飛行器既具備優(yōu)異的氣動(dòng)性能，又具備較好的實(shí)用性。
附圖說明
本發(fā)明將通過例子并參照附圖的方式說明，其中：
圖1為二次曲線方法示意圖。
具體實(shí)施方式
一種滿足裝填需求的乘波概念滑翔飛行器外形設(shè)計(jì)方法，包括如下步驟：
一、根據(jù)設(shè)計(jì)需要，給定自由巡航馬赫數(shù)m∞、飛行高度h，垂尾高度h1和機(jī)身長度l和寬度w，以及不同截面位置xi處的外徑限制φi；
二、確定機(jī)身上下輪廓控制線。根據(jù)機(jī)身長度和不同截面處的尺寸約束，確定上下輪廓線，該輪廓線為直線段拼接，不同分段處的直線角度為：
根據(jù)該輪廓約束，可以得到上下表面輪廓線使之既滿足約束需求，又滿足高升阻比設(shè)計(jì)需求。
三、根據(jù)馬赫數(shù)m∞、激波角β和滿足幾何約束的前緣曲線設(shè)計(jì)生成下表面乘波面。已知馬赫數(shù)m∞、激波角β，根據(jù)斜激波關(guān)系式可以得到氣流偏轉(zhuǎn)角θ：
其中，比熱比γ不考慮真實(shí)氣體效應(yīng)，取恒定值。
根據(jù)飛行高度h，得到來流壓力p1。根據(jù)斜激波前后壓力公式得到二維切楔流場(chǎng)壓力分布：
根據(jù)飛行器高度h，垂尾高度限制h1和寬度限制w，得到fct圓弧曲線半徑：
四、根據(jù)上表面輪廓控制線和左右寬度控制線，采用二次曲線生成背風(fēng)面截面形狀。直角坐標(biāo)系中，二次曲線的一般方程形式如下：
ax2+bxy+cy2+dx+ey+f＝0
采用二次曲線可以快速、方便而且精確地生成截面形狀。假設(shè)起點(diǎn)a為某飛行器彈身鉛垂平面與橫截面在背風(fēng)面的交點(diǎn)，二次曲線的終點(diǎn)b為水平面與橫截面的交點(diǎn)，而c點(diǎn)為過點(diǎn)a及點(diǎn)b的切線的交點(diǎn)，這樣，平面abc內(nèi)過a、b點(diǎn)的二次曲線形狀就將由肩點(diǎn)e的位置控制。如果點(diǎn)d為直線
五、根據(jù)機(jī)身寬度和高度尺寸約束，結(jié)合上表面形狀，將下表面乘波面進(jìn)行縮比設(shè)計(jì)，保留乘波體的外形特點(diǎn)同時(shí)使其滿足尺寸約束，對(duì)于步驟三得到構(gòu)型的乘波前緣線及左右寬度輪廓控制線，對(duì)于左右寬度控制線保持原乘波前緣線形狀不變，對(duì)于z方向，在每一個(gè)x站位處進(jìn)行如下縮比：
其中χ為穩(wěn)定性考慮設(shè)計(jì)的下表面下反角，zmin1x為裝填約束下下表面控制線在x站位處z方向坐標(biāo)，zmaxwx為二維切楔流場(chǎng)生成的乘波下表面前緣線在x站位處寬度最大點(diǎn)(
六、在機(jī)身縱向取不同的x站位值，根據(jù)步驟一二三所確定的上表面輪廓線和左右寬度控制線，可以得到每一個(gè)x站位值處的高度和左右寬度，根據(jù)高度和左右寬度值，采用步驟四中的二次曲線進(jìn)行拼接，得到上表面的形狀，同時(shí)根據(jù)機(jī)身高度和左右寬度值，利用步驟五中的公式進(jìn)行下表面縮比設(shè)計(jì)，從而得到整個(gè)機(jī)身形狀；
七、考慮防熱需求，原始設(shè)計(jì)的乘波尖前緣在高馬赫數(shù)下無法承受高熱流，因此對(duì)得到的原始機(jī)身形狀采用建模軟件對(duì)頭部和乘波尖前緣進(jìn)行半徑為15mm的鈍化倒圓設(shè)計(jì)。(15mm是當(dāng)前高超材料基本能承受熱流設(shè)計(jì)的尺寸極限)；
八、為了使飛行器真實(shí)飛行中滿足穩(wěn)定性和操縱性需求，需要對(duì)控制舵面進(jìn)行匹配設(shè)計(jì)，通過調(diào)整舵面翼根xr、翼梢xt長度對(duì)控制舵面大小進(jìn)行調(diào)整，同時(shí)調(diào)整質(zhì)心位置范圍，計(jì)算每一組舵面尺寸和質(zhì)心設(shè)置下的不同舵偏時(shí)所能得到的配平攻角及舵面效率，得到能夠穩(wěn)定配平在最大升阻比對(duì)應(yīng)攻角范圍內(nèi)的，且操縱面操縱效率滿足要求的舵面大小和質(zhì)心配置值。
以下舉例說明本發(fā)明方法的具體應(yīng)用：
設(shè)定飛行條件為：40公里高度，7馬赫的巡航馬赫數(shù)，設(shè)定機(jī)身長度為4.3米，總寬度限制1.6米，總高度限制1.1米，垂尾高度0.3米，裝填為0.63米處外徑不小于0.26米，3米處外口徑不小于0.56米。
一、根據(jù)裝填尺寸限制，可以得到上表面控制線第一段錐角為11.2°，第二段錐角為10.62°，第三段錐角為0°，根據(jù)此可以得到上表面的控制線和下表面控制線。為了保證高升阻比，下表面控制線盡量平緩，因此將約束尺寸中線整體在z方向偏移0.05米，此時(shí)上表面第一錐角增大為15.9°，上表面第二錐角保持不變，而下表面控制線為-4.12°度的直線即可滿足要求，此時(shí)可以得到每一個(gè)x站位處對(duì)應(yīng)的上表面控制線和下表面控制線z坐標(biāo)。
二、根據(jù)巡航馬赫數(shù)7和選定設(shè)計(jì)激波角12°，可以得到二維切楔及氣流偏轉(zhuǎn)角為5.21°，進(jìn)而根據(jù)斜激波關(guān)系式可以得到激波后流場(chǎng)流動(dòng)參數(shù)。
三、根據(jù)高度及寬度限制，可以得到fct曲線半徑為0.8米，曲線為一半圓弧。
四、根據(jù)fct曲線可以在二維切楔流場(chǎng)追蹤出下表面，得到乘波體下表面在(最大寬度位置y＝0.8m和y＝0m時(shí)z方向的坐標(biāo)，取下反角度為26.5°的設(shè)計(jì)，此時(shí)根據(jù)下反角以及下表面控制線利用縮比公式可以得到滿足尺寸約束要求的乘波體下表面。
五、背風(fēng)面設(shè)計(jì)為45°圓弧加直線加二次曲線的拼接，二次曲線的凸起因子為0.2，可以得到每一個(gè)站位處的截面曲線，進(jìn)而生成整個(gè)上表面。
六、考慮防熱需求，將頭部和乘波體前緣以15mm的圓弧進(jìn)行鈍化設(shè)計(jì)。
七、考慮操縱需求，在垂尾高度xs＝0.3m限制下，變化翼根和翼梢長度及質(zhì)心配置，最終優(yōu)選出的設(shè)計(jì)垂尾尺寸翼根長度為xr＝0.8m，翼梢長度為xt＝0.26m，可活動(dòng)部分控制面在后緣，長度為xs1＝0.25m，質(zhì)心配置約為0.57，體襟翼設(shè)計(jì)為fl＝0.4m。
八、采用三維ns方程求解不同攻角下升阻比，得到其升阻比特性。