基于弯曲激波理论的宽域时变乘波外形设计方法,涉及临近空间高超声速飞行器设计。根据飞行包线确定飞行马赫数范围,确定宽域时变乘波外形各级乘波外形的设计马赫数和飞行高度。根据飞行任务需求给定固定的宽域时变乘波外形的三维前缘型线和乘波面积。调节基本流场的激波型线方程,根据设计曲线间的几何关系,利用弯曲激波理论快速求解获得具有相同三维前缘型线和乘波面积的各级乘波外形。根据容积率要求,将乘波体上表面构造为平面或凸面。组合各级乘波外形,实现基于弯曲激波理论的宽域时变乘波外形设计。可根据任务需求和飞行环境自主连续地改变乘波外形,有效提升飞行包线下的气动性能,能够适应宽速域的飞行工况和各种飞行任务。
背景技术
近年来,国内外学者围绕乘波体构型开展了大量研究,提出包括楔导乘波理论、锥导乘波理论、吻切理论等一系列乘波原理与方法,获得颇为丰硕的研究成果。此外,乘波体设计也已逐步迈入工程研制阶段,国内外开展包括X-51A,HTV-2,ARRW在内的一系列乘波体飞行试验。
现阶段绝大部分变体乘波方案都是基于二维/圆锥基本流场,且在设计各离散工况下的乘波型面时需要预先计算基本流场,难以实现宽域条件下各级乘波面的快速解析设计,大大限制了宽域变体乘波外形的设计空间和效率。由此可见,目前制约高超声速乘波体宽域性能的问题之一是缺乏一种基于弯曲激波理论的宽域时变乘波外形设计方法。
实现思路