基于弯曲激波理论的乘波体快速解析设计方法,涉及临近空间高超声速飞行器设计。根据设计需求任意指定乘波体出口捕获型线、乘波体水平投影型线和激波出口型线中的两条,建立设计曲线之间的几何关系并求解乘波体三维前缘型线和所乘三维激波的解析表达式。使用基于弯曲激波理论的流场解析法快速获得吻切面内流线的泰勒级数表达,并通过坐标变换实现考虑来流条件和激波形状的乘波面参数化表达。根据容积率要求,将乘波体上表面构造为平面或凸面,实现基于弯曲激波理论的乘波体快速解析设计。在保证乘波体设计精度的同时有效提升设计效率,可通过选取合适的设计曲线获得更高的升阻比和更好的宽域性能,有利于工程上对乘波体的快速优化设计。
背景技术
临近空间飞行器因其大空域、超高速、长距离和高精度等优点,具有重大的军事和民用价值。随着飞行马赫数的增加,常规气动布局的高超声速飞行器的激波脱体愈发明显,出现“升阻比屏障”。为实现高超声速飞行条件下高升阻比的气动要求,一种具有前缘附体激波的乘波体构型已成为高超声速飞行器气动布局设计的理想候选。乘波体概念由Nonweiler于1959年首次提出,他基于二维楔形流场设计楔导乘波体。随后,Jones等基于轴对称锥形流动设计锥导乘波体。此外,更一般的三维流场也被用于乘波体设计。然而,上述方法中的激波形状并不可控,难以满足日益复杂的飞发一体化设计需求。因此,一类用于乘波体展向设计的吻切理论逐渐得到发展。1990年,Sobieczky等首次提出吻切锥设计理论,用一系列吻切面内的锥型流场逼近三维超声速流动。随后,Sobieczky等又提出吻切轴对称理论,其吻切面内的基本流场由同一个轴对称基本流场缩放得到。在此基础上,Rodi进一步发展吻切流场理论,使得可以根据设计需要在每个吻切面内选用不同的轴对称基本流场。此后,国内外学者基于吻切理论对乘波体设计开展大量研究。
乘波体设计包含三条基本曲线:乘波体水平投影型线、乘波体出口捕获型线和激波出口型线,现有乘波体设计方法通常选取其中两条作为输入,并通过离散处理数值求解第三条曲线。现阶段已有部分学者对设计曲线的几何关系和参数化展开研究,但所提出方法均仅适用于吻切锥理论,且无法获得设计曲线的解析表达,乘波体设计空间和精度明显受限。在确定设计曲线后,乘波型面通过在基本流场中流线追踪获得,这引出乘波体设计的第二个问题,即基本流场中流动参数的计算方法。特征线法,作为传统的超声速流场计算法,需要在流线追踪前应用至整个基本流场,不仅编程复杂,而且稳定性差,这会带来很大的计算负荷;另一方面,特征线法作为逐点迭代的网格化数值方法,无法获得流场参数的解析解,而流线追踪技术作为一种数值插值技术,也使得乘波型面无法参数化表达,不利于乘波体的优化设计。因此,提出一种基于弯曲激波理论的乘波体快速解析设计方法能够在保证设计精度的同时有效提升设计效率。
实现思路