一种飞行器低波阻力气动构型及设计方法与流程

1.本技术属于飞行器设计领域，特别涉及一种飞行器低波阻力气动构型及设计方法。


背景技术：

2.新概念超声速/高超声速飞行器是近年来的研究热点之一。然而，随着马赫数的增加，飞行器的激波阻力越来越高。如何降低激波阻力是目前制约超声速/高超声速飞行器发展的关键难题之一。低激波阻力飞行器具有更快的飞行速度和更好的气动性能。因此，降低激波阻力具有重要的学术意义和工程价值。
3.现有降低激波阻力的技术中有一种逆向喷流技术。这种技术的作用机理是从头锥逆向喷射出高压气体，迫使头锥前方的弓形激波远离物面，从而降低激波后的压强，达到降低激波阻力的目的。还有一种降低激波阻力的技术中展示了一种气动杆装置。这种装置的作用机理是将飞行器头锥前方的弓形激波转化为斜激波，从而达到降低激强度的目的。虽然逆向喷流技术和气动杆装置都具有比较好的减阻效果，但是它们仅能用于降低飞行器头锥这种飞行器部件的激波阻力。
4.还有一种降低激波阻力的技术，为一种超声速环形翼的设计方法。该环形翼结合了布斯曼翼和利歇尔翼的特点，具有内外两个环翼，翼型为三角形翼型，内环翼型的厚度比较大。在零攻角时，该环翼具有升力。并且随着攻角的增加，其升力提高，升阻比变大。但是这种气动构型的激波阻力仍然比较大。
5.因此，如何更高效地降低气动构型的激波阻力是一个需要解决的问题。


技术实现要素：

6.本技术的目的是提供了一种飞行器低波阻力气动构型及设计方法，以解决现有技术中飞行器激波阻力较大的问题。
7.本技术的技术方案是：一种飞行器低波阻力气动构型，其包括机体和机翼，所述机体和机翼均为旋成体，所述机体包括前圆锥和后圆锥，所述前圆锥和后圆锥的底面重合，所述机翼与前圆锥、后圆锥之间均设有支撑，所述前圆锥上设有第一压缩面，所述后圆锥上设有第二压缩面，所述机翼为圆柱形结构，所述机翼与前圆锥之间形成第一压缩腔，所述机翼两端与前圆锥、后圆锥的底面边沿之间形成第二压缩腔，所述机翼与后圆锥之间形成减压腔。
8.优选地，所述机翼的前沿位于机体的前圆锥激波面上。
9.优选地，所述机翼的后沿位于机体的膨胀波后马赫数线上。
10.优选地，所述前圆锥和后圆锥底面外缘位于机翼的前沿激波面上。
11.优选地，所述前圆锥、后圆锥和机翼均同轴设置。
12.作为一种具体实施方式，一种飞行器低波阻力气动构型设计方法，采用上述所述的飞行器低波阻力气动构型，其特征在于，包括：
13.确定机体前圆锥和后圆锥的锥角，以及圆锥底面半径；
14.确定机体前圆锥激波的激波角；
15.确定机翼前沿的位置；
16.确定机翼前沿激波的激波角；
17.判断前圆锥和后圆锥的底面是否在机翼前沿激波上，若是，则执行下一步骤，若否，则重新确定机翼前沿的位置和机翼前沿激波的激波角，直至保证前圆锥和后圆锥的底面处于机翼前沿激波；
18.确定机体的膨胀波后马赫数线；
19.确定机翼与机体之间的支撑；
20.开展数值仿真或风洞试验，验证气动构型的气动特性。
21.优选地，采用求解taylor-macoll方程或数值仿真方法确定机体前圆锥激波的激波角；采用数值仿真方法确定机翼前沿激波的激波角；采用数值仿真方法确定机体的膨胀波后马赫数线。
22.本技术的一种飞行器低波阻力气动构型及设计方法，包括机体和机翼，机体和机翼均为旋成体，机体包括前圆锥和后圆锥；飞行器飞行时，来流空气通过前圆锥上的第一压缩腔处进行第一次压缩，来流空气在到达第二压缩腔后进行第二次压缩，形成前沿激波面，而后来流空气在到达减压腔后圆锥处时形成机体膨胀波面，在激波膨胀波的作用下减压；这样作用在机体前圆锥上的压力只经过了一次压缩，而所述作用在机体后圆锥上的压力经过了两次压缩一次减压；因此，作用在所述机体后圆锥上的压力接近于作用在机体前圆锥上的压力，即机体前圆锥和后圆锥的压力差比较小，能够显著降低机体前圆锥和后圆锥的压力差，从而大幅降低气动构型的激波阻力。
附图说明
23.为了更清楚地说明本技术提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本技术的一些实施例。
24.图1是本技术整体结构轴测图；
25.图2是本技术的机体和机翼的母线及设计原理图；
26.图3是本技术整体结构外形图；
27.图4是本技术实施例的机体(无机翼)在攻角为0
°
时的压力等值线；
28.图5是本技术实施例在攻角为0
°
时的压力等值线；
29.图6是本技术实施例在攻角为4
°
时的压力等值线；
30.图7是本技术实施例在攻角为8
°
时的压力等值线；
31.图8是本技术实施例在攻角为12
°
时的压力等值线；
32.图9是本技术激波阻力系数随攻角的变化。
33.1、机翼；2、机体；3、支撑；4、第一压缩腔；5、前圆锥激波面；6、前沿激波面；7、机体膨胀波面；8、第二压缩腔；9、减压腔。
具体实施方式
34.为使本技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施例中
的附图，对本技术实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
35.一种飞行器低波阻力气动构型，如图1-3所示，包括机体2和机翼1，机体2和机翼1均为旋成体，机体2包括前圆锥和后圆锥，前圆锥和后圆锥的底面重合，机翼1与前圆锥、后圆锥之间均设有支撑3，前圆锥上设有第一压缩面，后圆锥上设有第二压缩面，机翼1为圆柱形结构，机翼1与前圆锥之间形成第一压缩腔4，机翼1两端与前圆锥、后圆锥的底面边沿之间形成第二压缩腔8，机翼1与后圆锥之间形成减压腔9。
36.飞行器飞行时，来流空气马赫数为m1，来流空气通过前圆锥上的第一压缩腔4处进行第一次压缩，形成前圆锥激波面5，前圆锥激波面5后的空气马赫数为m2，m2＜m1，马赫数降低的幅度取决于前圆锥底面半径和圆锥角，根据实际需求确定所需的m2，作用在前圆锥上的压力等于机体2前圆锥激波的波后压力。
37.来流空气在到达第二压缩腔8后进行第二次压缩，形成前沿激波面6，前沿激波面6后的空气马赫数为m3，m3＜m2。
38.来流空气在到达减压腔9后圆锥处时形成机体膨胀波面7，在激波膨胀波的作用下减压，压力降低的幅度取决于后圆锥底面半径和圆锥角，此时作用在机体2后圆锥上的压力等于机体2膨胀波的波后压力。
39.整体受力如图2所示，其中，a为机翼1母线的前顶点；b为机翼1母线的后顶点；c为机体2母线的前顶点；d为机体2母线的后顶点；e为机体2母线的最高点；ab为机翼1母线；ce为机体2前圆锥母线；ed为机体2后圆锥母线。机翼1母线ab绕对称轴4旋转360
°
后构成机翼1。机体2前圆锥母线ce和机体2后圆锥母线ed绕对称轴4旋转360
°
后构成机体2。
40.这样作用在机体2前圆锥上的压力只经过了一次压缩，而所述作用在机体2后圆锥上的压力经过了两次压缩一次减压；因此，作用在所述机体2后圆锥上的压力接近于作用在机体2前圆锥上的压力，即机体2前圆锥和后圆锥的压力差比较小，能够显著降低机体2前圆锥和后圆锥的压力差，从而大幅降低气动构型的激波阻力。
41.优选地，机翼1的前沿位于机体2的前圆锥激波面5上，以保证结构稳定性。
42.在不同攻角下激波阻力系数的变化曲线如图9所示，其中8为机体2(无机翼1)的激波阻力系数曲线，9为本技术实施例的激波阻力系数曲线，可以明显看到本技术的激波阻力系数在任意攻角下相比现有设计均大幅降低。
43.优选地，机翼1的后沿位于机体2的膨胀波后马赫数线上，由于前圆锥和后圆锥的压力差大致相同，这样机翼1前后所承受的压力大致相同，保证稳定性的同时机翼1更加容易设计。
44.优选地，前圆锥和后圆锥底面外缘位于机翼1的前沿激波面6上，这样整个机体2的压力不会存在较大的差值。
45.优选地，前圆锥、后圆锥和机翼1均同轴设置，提升受力稳定性。
46.作为一种具体实施方式，一种飞行器低波阻力气动构型设计方法，包括如下步骤：
47.步骤s100，确定机体2前圆锥和后圆锥的锥角，以及圆锥底面半径；
48.步骤s200，确定机体2前圆锥激波的激波角；
49.优选地，采用求解taylor-macoll方程或数值仿真方法确定机体2前圆锥激波的激波角。
50.步骤s300，确定机翼1前沿的位置，确保机翼1前沿延伸至机体2前圆锥激波上；
51.步骤s400，确定机翼1前沿激波的激波角；
52.优选地，采用数值仿真方法确定机翼1前沿激波的激波角。
53.步骤s500，判断前圆锥和后圆锥的底面是否在机翼1前沿激波上，若是，则执行下一步骤，若否，则重新确定机翼1前沿的位置和机翼1前沿激波的激波角，也即是重复步骤s300-s400，直至保证前圆锥和后圆锥的底面处于机翼1前沿激波；
54.步骤s600，确定机体2的膨胀波后马赫数线；
55.优选地，采用数值仿真方法确定机体2的膨胀波后马赫数线。
56.步骤s700，确定机翼1与机体2之间的支撑3，保证结构强度；
57.步骤s800，开展数值仿真或风洞试验，验证气动构型的气动特性，若验证符合理论设计，则设计完成。
58.优选地，采用求解taylor-macoll方程或数值仿真方法确定机体2前圆锥激波的激波角；采用数值仿真方法确定机翼1前沿激波的激波角；采用数值仿真方法确定机体2的膨胀波后马赫数线。
59.以下以一个具体验证算例进行说明：前圆锥和后圆锥的锥角都是14
°
，圆锥底面半径124.7mm，机体2前圆锥母线ce和机体2后圆锥母线ed的长度均为515.3mm，机翼1母线ab的长度为393.1mm，点e到机翼1母线ab的距离为74.3mm。开展数值仿真或风洞试验，采集试验数据，得到：
60.图4给出了机体2(无机翼1)在攻角为0
°
时的压力等值线。在无机翼1的情况下，作用在机体2后圆锥上的压力只经过了一次压缩和一次减压。从图中可以看出作用在机体2后圆锥上的压力远小于作用在机体2前圆锥上的压力，这导致机体2(无机翼1)的激波阻力很高。
61.图5给出了本发明实施例在攻角为0
°
时的压力等值线。安装机翼1后，作用在机体2后圆锥上的压力经过了两次压缩和一次减压。从图中可以看出作用在机体2后圆锥上的压力被大幅度提高了。因此，本发明实施例的激波阻力很低。
62.图6-图8的压力等值线说明在不同的攻角下，作用在机体2后圆锥上的压力仍然接近于作用在机体2前圆锥上的压力。这说明在不同的攻角下，本发明实施例仍然具有比较好的减阻效果。
63.图9给出了激波阻力系数随攻角的变化图。从图中可以看出，在相同的攻角下，本发明实施例的激波阻力系数远小于机体2(无机翼1)的激波阻力系数。
64.以上所述，仅为本技术的具体实施方式，但本技术的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本技术揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本技术的保护范围之内。因此，本技术的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

技术特征：
1.一种飞行器低波阻力气动构型，包括机体(2)和机翼(1)，其特征在于：所述机体(2)和机翼(1)均为旋成体，所述机体(2)包括前圆锥和后圆锥，所述前圆锥和后圆锥的底面重合，所述机翼(1)与前圆锥、后圆锥之间均设有支撑(3)，所述前圆锥上设有第一压缩面，所述后圆锥上设有第二压缩面，所述机翼(1)为圆柱形结构，所述机翼(1)与前圆锥之间形成第一压缩腔(4)，所述机翼(1)两端与前圆锥、后圆锥的底面边沿之间形成第二压缩腔(8)，所述机翼(1)与后圆锥之间形成减压腔(9)。2.如权利要求1所述的飞行器低波阻力气动构型，其特征在于：所述机翼(1)的前沿位于机体(2)的前圆锥激波面(5)上。3.如权利要求1所述的飞行器低波阻力气动构型，其特征在于：所述机翼(1)的后沿位于机体(2)的膨胀波后马赫数线上。4.如权利要求1所述的飞行器低波阻力气动构型，其特征在于：所述前圆锥和后圆锥底面外缘位于机翼(1)的前沿激波面(6)上。5.如权利要求1所述的飞行器低波阻力气动构型，其特征在于：所述前圆锥、后圆锥和机翼(1)均同轴设置。6.一种飞行器低波阻力气动构型设计方法，采用如权利要求1-5任一所述的飞行器低波阻力气动构型，其特征在于，包括：确定机体(2)前圆锥和后圆锥的锥角，以及圆锥底面半径；确定机体(2)前圆锥激波的激波角；确定机翼(1)前沿的位置；确定机翼(1)前沿激波的激波角；判断前圆锥和后圆锥的底面是否在机翼(1)前沿激波上，若是，则执行下一步骤，若否，则重新确定机翼(1)前沿的位置和机翼(1)前沿激波的激波角，直至保证前圆锥和后圆锥的底面处于机翼(1)前沿激波；确定机体(2)的膨胀波后马赫数线；确定机翼(1)与机体(2)之间的支撑(3)；开展数值仿真或风洞试验，验证气动构型的气动特性。7.如权利要求1所述的飞行器低波阻力气动构型设计方法，其特征在于：采用求解taylor-macoll方程或数值仿真方法确定机体(2)前圆锥激波的激波角；采用数值仿真方法确定机翼(1)前沿激波的激波角；采用数值仿真方法确定机体(2)的膨胀波后马赫数线。

技术总结
本申请属于飞行器设计领域，为一种飞行器低波阻力气动构型及设计方法，包括机体和机翼，机体和机翼均为旋成体，机体包括前圆锥和后圆锥；来流空气通过前圆锥上的第一压缩腔处进行第一次压缩，来流空气在到达第二压缩腔后进行第二次压缩，形成前沿激波面，而后来流空气在到达减压腔后圆锥处时形成机体膨胀波面，在激波膨胀波的作用下减压；这样作用在机体前圆锥上的压力只经过了一次压缩，而所述作用在机体后圆锥上的压力经过了两次压缩一次减压；因此，作用在所述机体后圆锥上的压力接近于作用在机体前圆锥上的压力，即机体前圆锥和后圆锥的压力差比较小，能够显著降低机体前圆锥和后圆锥的压力差，从而大幅降低气动构型的激波阻力。阻力。阻力。


技术研发人员：翟建 程思野 薛亦菲 李书江 齐伟呈
受保护的技术使用者：中国航空研究院
技术研发日：2022.12.09
技术公布日：2023/3/30