后掠角及反角可控的吻切锥乘波体设计方法

摘要

目的:在飞行器设计中,后掠角及反角会对飞行器的升阻比及横向静稳定性带来影响。本文基于吻切锥乘波体设计方法,将后掠角及反角引入到乘波体的设计过程中,以期实现吻切锥乘波体后掠角及反角的可控设计。创新点:1.通过理论推导建立后掠角及反角与吻切锥乘波体设计中前缘线在水平面投影型线以及激波底部型线的关系;2.通过数值计算,研究后掠角及反角研究对吻切锥乘波体升阻比及横向静稳定性的影响。方法:1.引入基于水平投影型线的吻切锥乘波体设计方法,给出一种前缘点求解方案(图2和4);2.通过理论推导,构建设计参数(后掠角与反角)与乘波体设计输入型线的关系(公式(10)和(11));3.通过数值模拟,验证设计方法的可行性和有效性(图14和15),以及分析非设计点和设计点下后掠角及反角对乘波体升阻比及横向静稳定性的影响(图17~19,21~23)。结论:1.考虑到最大升阻比,后掠角仅在亚音速和跨/超音速时对升阻比起作用,在高超音速时其影响几乎可以忽略;2.在高超音速时,反角会对升阻比产生影响;3.对于乘波器的设计,考虑横向静稳定性时,反角比后掠角更重要;4.下反角有利于横向静稳定性。