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原文传递一种全乘波飞行器及其设计方法和系统

专利名称：	一种全乘波飞行器及其设计方法和系统
摘要：	本发明公开一种全乘波飞行器及其设计方法和系统，该方法包括根据给定机体基准流场设计参数求解获得机体基准流场；根据给定全乘波飞行器前缘线、进气道唇口以及机翼前缘线水平投影型线的方程，离散并求解上述三条曲线离散点；根据给定前体‑进气道基准流场参数，循环求解每个前体前缘线水平投影型线离散点对应的子午面内的前体‑进气道基准流场；在前体‑进气道基准流场和机体基准流场内进行流线追踪，生成并输出构成全乘波飞行器气动外形的流线；根据输出的流线几何放样生成不同水滴型进气道全乘波部件，并通过自由流面法生成上表面。解决现有技术中设计步骤复杂、计算量大等问题，实现简化计算步骤和计算量。
专利类型：	发明专利
申请人：	中国人民解放军国防科技大学
发明人：	柳军;陈韶华;丁峰;罗仕超;蒋浩;张文浩;唐培杰
专利状态：	有效
申请日期：	1900-01-20T00:00:00+0805
发布日期：	1900-01-20T14:00:00+0805
申请号：	CN201911415159.9
公开号：	CN111003196A
代理机构：	长沙国科天河知识产权代理有限公司
代理人：	邱轶
分类号：	B64F5/00;G06F30/20;G06F30/15;G06F119/14;G06F113/08;B;G;B64;G06;B64F;G06F;B64F5;G06F30;G06F119;G06F113;B64F5/00;G06F30/20;G06F30/15;G06F119/14;G06F113/08
申请人地址：	410073 湖南省长沙市开福区德雅路109号
主权项：	1.一种全乘波飞行器设计方法，其特征在于，包括：步骤S1，根据给定机体基准流场设计参数求解获得机体基准流场；步骤S2，根据给定全乘波飞行器前缘线、进气道唇口以及机翼前缘线水平投影型线的方程，离散并求解上述三条曲线离散点；步骤S3，根据给定前体-进气道基准流场参数，循环求解每个前体前缘线水平投影型线离散点对应的子午面内的前体-进气道基准流场；步骤S4，在前体-进气道基准流场和机体基准流场内进行流线追踪，生成并输出构成全乘波飞行器气动外形的流线；步骤S5，根据输出的流线几何放样生成不同水滴型进气道全乘波部件，并通过自由流面法生成上表面。 2.如权利要求1所述的全乘波飞行器设计方法，其特征在于，机体基准流场为一体轴对称三维流场，由激波依赖区AC1R和等熵压缩区C1BR构成；包括：步骤S11，根据给定激波AR的两端点A和R在柱坐标系内二维坐标以及待求曲线在上述两端点A和R处的激波角βA、βR，求解获得机体基准流场ABR母线激波AR的曲线方程；步骤S12，根据给定激波AR和超声速来流条件，求解机体基准流场激波依赖区AC1R中各流线点的位置坐标和流动参数；步骤S13，根据步骤S12中获得的C1的位置坐标、已知点B在柱坐标系内二维坐标以及待求曲线在点C1和B处的倾斜角δC1、δB，求解等熵压缩区C1BR的等熵压缩壁面曲线C1B；步骤S14，根据等熵压缩壁面曲线C1B通过网格点插值求解机体基准流场等熵压缩区C1BR内任意点流场信息。 3.如权利要求2所述的全乘波飞行器设计方法，其特征在于，步骤S11中：激波AR的曲线方程形式见公式(1)： r＝ax3+bx2+cx+d (1) 其中xA，rA是A点x向和r向的坐标，xR，rR是R点坐标，βA，βR是A点和R点的激波角。步骤S13中等熵压缩壁面曲线C1B为三次多项式曲线，曲线方程为： f(x)＝r＝a1x3+b1x2+c1x+d1 (3) a1，b1，c1，d1公式(3)中未知系数，公式(4)中xC1，rC1是C1点坐标；xB，rB是B点的坐标；δC1，δB是曲线C1B在C1和B两点的倾斜角。 4.如权利要求3所述的全乘波飞行器设计方法，其特征在于，所述步骤S2包括：步骤S21，根据已知参数前体前缘线水平投影型线的长度L1和唇口水平投影型线的长度L2、唇口水平投影型线的宽度Wcowl/2以及飞行器长度L，求解均为幂次曲线的前体前缘线水平投影型线方程和进气道唇口水平投影型线方程；步骤22，根据给定参数包括前体前缘线水平投影型线的长度L1以及前体-进气道部件的宽度Wcowl、飞行器长度L和宽度W、机翼前缘线水平投影型线两个端点的倾斜角δw1和δw2，求解为三次曲线的机翼前缘线水平投影型线方程；步骤23，根据给定前体前缘线水平投影型线离散点数目，按照前体前缘线水平投影型线的长度均匀离散前体前缘线水平投影型线；步骤24，根据与前体前缘线水平投影型线离散点处于同一机体基准流场激波水平投影型线上的唇口水平投影型线离散点对应子午面的相位角相同，求解与前体前缘线水平投影型线离散点处于同一机体基准流场激波水平投影型线上的唇口水平投影型线离散点坐标；步骤25，根据给定机翼前缘线水平投影型线离散点数目及机翼前缘线水平投影型线的长度均匀离散机翼前缘线水平投影型线。 5.如权利要求4所述的全乘波飞行器设计方法，其特征在于，所述步骤S21中前体前缘线水平投影型线和唇口水平投影型线均为幂次曲线，分别参见公式(5)和公式(6)：公式(5)和公式(6)中待定系数a1，b1和a2，b2的求解见公式(7)、(8)、9)、(10)： b1＝-xB+L (8) b2＝xB-L+L1+L2 (10) L1，L2分别为前体前缘线水平投影型线和唇口水平投影型线的长度，唇口水平投影型线的宽度为Wcowl/2，飞行器长度为L，给定前体前缘线水平投影型线和唇口水平投影型线的幂次n1，n2和基准流场底面的x坐标xB；步骤S22中，机翼前缘线水平投影型线为三次曲线，具体为： z＝a3+b3x+c3x2+d3x3 (11) 公式(11)中未知系数a3、b3、c3、d3的求解见公式(12)：给定参数包括前体前缘线水平投影型线的长度L1，以及前体-进气道部件的宽度Wcowl、飞行器长度L和宽度W、机翼前缘线水平投影型线两个端点的倾斜角δw1和δw2；步骤S23中，确定前体前缘线水平投影型线上相邻离散点之间的弧长，具体为： ΔS＝S/(N-1) (13) N为给定离散点数目；步骤S24中，与前体前缘线水平投影型线离散点处于同一机体基准流场激波水平投影型线上的唇口水平投影型线离散点对应子午面的相位角相同，具体为： xfb,h1(xfb)表示前体前缘线水平投影型线离散点的x、z向坐标，xcl，h2(xcl)表示唇口底面投影型线离散点的x、z向坐标，函数f(xfb)和f(xcl)分别表示相位角为的子午面内的前体前缘线离散点Pi和唇口型线离散点Di在的柱坐标系内的r向坐标。 6.如权利要求5所述的全乘波飞行器设计方法，其特征在于，所述步骤S3包括：步骤S31，根据唇口水平投影型线离散点的水平坐标，求解子午面内机体基准流场；步骤S32，根据步骤S31获得子午面内机体基准流场及给定唇口反射激波DiCi后的气流方向角分布，求解子午面内唇口反射激波位置及流动参数；步骤S33，根据已知参数唇口反射激波DiCi的波后流动参数以及位置坐标求解子午面内唇口反射激波依赖区流场及唇罩内壁面流线；步骤S34，根据S33步骤得到的过Ci点右行马赫线EiCi以及给定中心体壁面CiGi的倾斜角分布和马赫数分布，利用有旋特征线理论的流线点单元过程，求解子午面内稳定区流场及唇罩内壁面流线；步骤S35，输出该子午面内组成唇罩内壁面的流线。 7.如权利要求6所述的全乘波飞行器设计方法，其特征在于，步骤S32中，给定唇口反射激波DiCi后的气流方向角沿DiCi的分布具体为：其中：θ表示气流方向角分布，其中下标DiCi表示从唇口点Di出发到达该子午面内的基准体母线AiBi为止的激波，称为唇口反射激波，具体的Di是唇口点，Ci是从唇口点Di出发的唇口反射激波与该子午面内的基准体母线AiBi的交点，同时Ci也是唇口反射激波DiCi的末端点；下标2表示唇口发射激波DiCi后的参数，x为x-r柱坐标系内水平坐标；分别为点Di、Ci的水平坐标；步骤S33中，过Ci点右行马赫线EiCi以及给定中心体壁面CiGi的倾斜角分布具体为：过Ci点右行马赫线EiCi以及给定中心体壁面CiGi的马赫数分布具体为：其中公式(16)中，为该子午面内前体-进气道基准流场内中心体壁面CiGi的沿程倾斜角分布，其中δ表示倾斜角分布，下标CiGi表示该子午面基准流场内的中心体壁面；表示该子午面内前体-进气道基准流场内中心体壁面CiGi上沿着x方向的倾斜角分布函数，x表示该子午面内纵向坐标，表示Ci点的x向坐标，表示Ci点的x向坐标；其中公式(17)中，为该子午面内前体-进气道基准流场内中心体壁面CiGi的沿程马赫数分布，其中Μ表示马赫数分布，下标CiGi表示该子午面基准流场内的中心体壁面，表示该子午面内前体/进气道基准流场内中心体壁面CiGi上沿着x方向的马赫数分布函数，x表示该子午面内纵向坐标，表示Ci点的x向坐标，表示Ci点的x向坐标。 8.如权利要求7所述的全乘波飞行器设计方法，其特征在于，步骤S4包括：步骤S41，在每个子午面的前体-进气道基准流场内，求解并输出前体-进气道型面流线；步骤S42，根据唇口点Di坐标在机体基准流场ABR中通过流线追踪法，求解并输出构成唇罩外壁面的流线；步骤S43，根据机翼前缘线水平投影型线离散点，在机体基准流场内，求解并输出构成机翼下表面的流线。 9.一种全乘波飞行器设计系统，其特征在于，包括存储器和处理器，所述存储器存储有全乘波飞行器设计程序，所述处理器在运行所述全乘波飞行器设计程序时执行上述权利要求1～8任一项所述方法的步骤。 10.一种全乘波飞行器，其特征在于，包括水滴形进气道。
所属类别：	发明专利