宽速域全乘波飞行器变后掠伸缩气动布局设计方法

摘要

本发明提供一种宽速域全乘波飞行器变后掠伸缩气动布局设计方法，在全乘波飞行器上安装机翼，机翼为变后掠伸缩机翼。所述变后掠伸缩机翼能够通过伸缩改变其展长，而且能够通过转动来改变其后掠角。当飞行马赫数小于0.6时，机翼的前缘后掠角保持为0度，展长伸长；当飞行马赫数介于0.6至0.8时，机翼的前缘后掠角变为30度，展长缩短；当飞行马赫数介于0.8至2.0时，机翼的前缘后掠角变为60度，展长进一步缩短；当飞行马赫数大于2.0时，机翼全部缩进机身，气动布局变为高超声速巡航全乘波飞行器。宽速域全乘波飞行器变后掠伸缩气动布局在飞行马赫数0.3至2.0状态下的升阻比性能比原始全乘波飞行器的显著提高。

说明书

技术领域

本发明涉及高超声速飞行器气动外形设计技术领域，具体的涉及一种宽速域全乘波飞行器变后掠伸缩气动布局设计方法。

背景技术

高超声速飞行器是指飞行马赫数大于5、以吸气式发动机或其组合发动机为主要动力或者无动力，且能在大气层和跨大气层中远程飞行的飞行器。高超声速飞行器其应用形式包括高超声速巡航导弹、高超声速滑翔飞行器、高超声速有人/无人飞机、空天飞机和高超声速宽速域飞行器等多种飞行器。

高超声速飞行器气动外形主要有轴对称构型、升力体构型和乘波体构型三大类，其中，乘波体构型利用激波压缩原理(乘波原理)实现了在高超声速飞行条件下高升阻比的气动要求，从而使得乘波体成为高超声速飞行器的一种理想构型。

公开日为2016年07月14日，专利号为ZL201610552526.X的发明专利，公开了一种高超声速内外流一体化全乘波飞行器设计方法。为了后文叙述方便，将申请日为2016年07月14日，专利号为ZL201610552526.X的发明专利中公开的高超声速内外流一体化全乘波飞行器设计方法可以简称为原始全乘波飞行器设计方法。如图1所示，因为原始全乘波飞行器采用的是乘波设计理论，使得它在设计马赫数6飞行状态下升阻比性能较好，在接近设计马赫数6的马赫数3～6飞行状态下也较好，但其在马赫数0.3～2.0范围升阻比性能较差，即亚、跨、超声速升阻比性能较差，这限制了原始全乘波飞行器设计方法应用于宽速域飞行器设计时的飞行器亚、跨、超声速飞行性能。

发明内容

针对现有技术存在的缺陷，本发明提供一种宽速域全乘波飞行器变后掠伸缩气动布局设计方法，利用本发明提供的方法设计的宽速域全乘波飞行器能够有效提供飞行器在亚、跨、超声速飞行时的升阻比性能。

为实现上述技术目的，本发明的技术方案是：

一种宽速域全乘波飞行器变后掠伸缩气动布局设计方法，在全乘波飞行器上安装机翼，机翼为变后掠伸缩机翼，所述变后掠伸缩机翼能够通过伸缩改变其展长，而且能够通过转动来改变其后掠角；当飞行马赫数小于0.6时，机翼的前缘后掠角保持为0度，展长伸长，生成低亚声速飞行马赫数0.3～0.6状态下的气动构型；当飞行马赫数介于0.6至0.8时，机翼的前缘后掠角变为30度，展长缩短，生成高亚声速飞行马赫数0.6～0.8状态下的气动构型；当飞行马赫数介于0.8至2.0时，机翼的前缘后掠角变为60度，展长进一步缩短，生成跨声速和超声速飞行马赫数0.8～2.0状态下的气动构型；当飞行马赫数大于2.0时，机翼全部缩进机身，气动布局变为高超声速巡航全乘波飞行器。

进一步地，本发明利用高超声速内外流一体化全乘波飞行器设计方法生成全乘波飞行器。高超声速内外流一体化全乘波飞行器设计方法为本领域的公知技术，具体可参见“高超声速内外流一体化全乘波飞行器设计方法，丁峰，柳军等，专利号为ZL201610552526.X，申请日为2016年07月14日”。

机翼包括左侧机翼和右侧机翼，左侧机翼和右侧机翼轴对称设置在机身的左右两侧。左侧机翼和右侧机翼选取NACA6系翼型机翼。机翼在机身上的安装位置已知。在全乘波飞行器机身的高度方向上，确定机翼安装位置所在的水平截面距离机身最高点的距离H，确定全乘波飞行器在机翼安装位置处的机身宽度L₁。

本发明中，所述低亚声速飞行马赫数0.3～0.6状态下的气动构型的确定方法是：

给定全乘波飞行器其机身上安装机翼的位置，确定全乘波飞行器在安装机翼位置处的机身宽度L₁；

给定低亚声速飞行马赫数0.3～0.6状态下安装机翼后的全乘波飞行器的展长L和弦长b，左侧机翼前缘长度和右侧机翼前缘长度相等，其长度用L₂表示，L₂如式(1)所示；左侧机翼后缘长度和右侧机翼后缘长度相等，其长度用L₃表示，L₃如式(2)所示；左侧机翼翼根弦长长度和右侧机翼翼根弦长长度相等，其长度用b₁表示，b₁如式(3)所示；左侧机翼翼梢弦长长度和右侧机翼翼梢弦长长度相等，其长度用b₂表示，b₂如式(4)所示；左侧机翼前缘和左侧机翼后缘均与左侧机翼翼梢和左侧机翼翼根保持垂直，右侧机翼前缘和右侧机翼后缘均与右侧机翼翼梢和右侧机翼翼根保持垂直。此时的左侧机翼和右侧机翼共同作为飞行马赫数0.3～0.6状态下的机翼，称为低亚声速机翼。

b₁＝b(3)

b₂＝b>

机身上的机翼构型为低亚声速机翼时，生成融合低亚声速机翼的全乘波飞行器，该构型作为低亚声速飞行马赫数0.3～0.6状态下的气动构型。

本发明中，高亚声速飞行马赫数0.6～0.8状态下的气动构型的确定方法是：

将低亚声速机翼中的左侧机翼沿着左侧机翼的翼根前缘点向机身内侧旋转30度，将低亚声速机翼中的右侧机翼沿着右侧机翼的翼根前缘点向机身内侧旋转30度；

此时，左侧机翼前缘长度和右侧机翼前缘长度保持不变即均保持L₂不变，L₂依然如式(1)所示；左侧机翼后缘长度和右侧机翼后缘长度缩短，缩短后的L₃如式(5)所示；左侧机翼翼根长度和右侧机翼翼根长度增长，增长后的b₁如式(6)所示；左侧机翼翼梢长度和右侧机翼翼梢长度保持不变即均保持b₂不变，b₂依然如式(4)所示；此时，左侧机翼前缘和左侧机翼后缘均与左侧机翼翼梢保持垂直，右侧机翼前缘和右侧机翼后缘均与右侧机翼翼梢保持垂直；此时的左侧机翼和右侧机翼共同作为飞行马赫数0.6～0.8状态下的机翼，称为高亚声速机翼；

机身上的机翼构型为高亚声速机翼时，生成融合高亚声速机翼的全乘波飞行器，该构型作为高亚声速飞行马赫数0.6～0.8状态下的气动构型。

本发明中，跨声速和超声速飞行马赫数0.8～2.0状态下的气动构型的确定方法是：

将高亚声速机翼的左侧机翼沿着左侧机翼的翼根前缘点向机身内侧旋转30度，将高亚声速机翼的左侧机翼沿着右侧机翼的翼根前缘点向机身内侧旋转30度；

此时，左侧机翼前缘长度和右侧机翼前缘长度保持不变即均保持L₂不变，L₂依然如式(1)所示；左侧机翼后缘长度和右侧机翼后缘长度进一步缩短，进一步缩短后的L₃如式(5)所示；左侧机翼翼根长度和右侧机翼翼根长度增长，进一步增长后的b₁如式(8)所示；左侧机翼翼梢长度和右侧机翼翼梢长度保持不变，即均保持b₂不变，b₂依然如式(4)所示；此时，左侧机翼前缘和左侧机翼后缘均与左侧机翼翼梢保持垂直，右侧机翼前缘和右侧机翼后缘均与右侧机翼翼梢保持垂直。此时的左侧机翼和右侧机翼共同作为跨声速和超声速飞行马赫数0.8～2.0状态下的机翼，称为跨声速/超声速机翼；

机身上的机翼构型为跨声速/超声速机翼时，生成融合高亚声速机翼的全乘波飞行器，该构型作为跨声速和超声速飞行马赫数0.8～2.0状态下的气动构型。

相对现有技术，本发明的技术效果：

变后掠伸缩机翼是将机翼设计呈可伸缩结构，能够通过伸缩改变其展长；且机翼通过机械转动机构(如通过旋转电机带动机翼旋转)固定在机身上实现机翼的转动进而改变其后掠角。本发明创新在于将变后掠伸缩机翼与全乘波飞行器进行融合设计，设计生成宽速域全乘波飞行器变后掠伸缩气动布局，当飞行马赫数小于0.6时，变后掠伸缩机翼的后掠角保持为0度，展长伸长；当飞行马赫数介于0.6至0.8时，变后掠伸缩机翼的后掠角变为30度，展长缩短；当飞行马赫数介于0.8至2.0时，变后掠伸缩机翼的后掠角变为60度，展长进一步缩短；当飞行马赫数大于2.0时，变后掠伸缩机翼全部缩进机身，气动布局变为高超声速巡航全乘波飞行器。宽速域全乘波飞行器变后掠伸缩气动布局在飞行马赫数0.3至2.0状态下的升阻比性能比原始全乘波飞行器的显著提高。

本发明提高了原始全乘波飞行器在亚、跨、超声速飞行状态下的升阻比性能，更有利于该类乘波飞行器应用于宽速域飞行器设计。

附图说明

图1示出了原始全乘波飞行器气动布局的最大升阻比随飞行马赫数变化规律(马赫数0.3～6.0，阻力已扣除内阻)；

图2示出了全乘波飞行器的俯视图；

图3示出了全乘波飞行器的侧视图；

图4示出了NACA6系翼型示意图；

图5示出了前缘后掠角为0度的低亚声速机翼与机身边缘线示意图；

图6示出了设计左侧低亚声速机翼的示意图；

图7示出了融合低亚声速机翼的全乘波飞行器的俯视图；

图8示出了融合低亚声速机翼的全乘波飞行器的侧视图；

图9示出了前缘后掠角为30度的高亚声速机翼与机身边缘线的示意图；

图10示出了融合高亚声速机翼的全乘波飞行器的俯视图；

图11示出了融合高亚声速机翼的全乘波飞行器的侧视图；

图12示出了前缘后掠角为60度的跨声速/超声速机翼与机身边缘线的示意图；

图13示出了融合跨声速/超声速机翼的全乘波飞行器的俯视图；

图14示出了融合跨声速/超声速机翼的全乘波飞行器的侧视图；

图15示出了跨声速/超声速机翼缩进机身的高超声速巡航全乘波飞行器的俯视图；

图16示出了跨声速/超声速机翼缩进机身的高超声速巡航全乘波飞行器的侧视图

图17示出了宽速域全乘波飞行器变后掠伸缩气动布局和原始全乘波飞行器气动布局两个外形的最大升阻比随飞行马赫数变化规律对比(马赫数0.3～6.0，阻力已扣除内阻)；

图2至图17中：1表示机身左侧边缘线的起始点，2表示机身左侧边缘线的末端点，3表示机身右侧边缘线的起始点，4表示机身右侧边缘线的末端点，5表示全乘波飞行器的机身最高点，6表示NACA6系翼型的基准型线，7表示机身对称轴的起始点，8表示机身对称轴的末端点，9表示左侧机翼翼根的前缘点，10表示左侧机翼翼梢的前缘点，11表示左侧机翼翼根的后缘点，12表示左侧机翼翼梢的后缘点，13表示右侧机翼翼根的前缘点，14表示右侧机翼翼梢的前缘点，15表示右侧机翼翼根的后缘点，16表示右侧机翼翼梢的后缘点，17表示翼型基准型线15放大b倍后的机翼翼型型线，18表示垂直于机翼翼型型线16的展向方向。

具体实施方式

下面结合附图2至17，对本发明的具体实施方法进行进一步的说明。本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。

一种宽速域全乘波飞行器变后掠伸缩气动布局设计方法，包括以下步骤：

S1、利用高超声速内外流一体化全乘波飞行器设计方法，生成全乘波飞行器，并确定全乘波飞行器在安装变后掠伸缩机翼位置处的机身宽度。

如图2所示，利用高超声速内外流一体化全乘波飞行器设计方法，设计生成全乘波飞行器。高超声速内外流一体化全乘波飞行器设计方法为本领域的公知技术，具体可参见“高超声速内外流一体化全乘波飞行器设计方法，丁峰，柳军等，专利号为ZL201610552526.X，申请日为2016年07月14日”。

在全乘波飞行器上安装机翼，机翼为变后掠伸缩机翼，所述变后掠伸缩机翼能够通过伸缩改变其展长，而且能够通过转动来改变其后掠角。机翼包括左侧机翼和右侧机翼，左侧机翼和右侧机翼轴对称设置在机身的左右两侧。左侧机翼和右侧机翼选取NACA6系翼型机翼。机翼在机身上的安装位置已知。如图3所示，在全乘波飞行器机身的高度方向上，确定机翼安装位置所在的水平截面距离机身最高点5的距离H。如图2所示，机身左侧边缘线1-2为机身上安装机翼位置所处的水平截面的左侧边缘线，机身右侧边缘线3-4为机身上安装机翼位置所处的水平截面的右侧边缘线。确定全乘波飞行器在机翼安装位置处的机身宽度L₁，图中1表示机身左侧边缘线的起始点，2表示机身左侧边缘线的末端点，3表示机身右侧边缘线的起始点，4表示机身右侧边缘线的末端点。

S2、确定低亚声速飞行马赫数0.3～0.6状态下的机翼构型即低亚声速机翼，生成融合低亚声速机翼的全乘波飞行器。

NACA6系翼型的翼型基准型线6如图4所示。NACA6系翼型的翼型基准型线6的弦长为1m。平直机翼与机身边缘线如图5所示，7表示机身对称轴的起始点，8表示机身对称轴的末端点。用L₂表示左侧机翼前缘9-10长度和右侧机翼前缘13-14长度，用L₃表示左侧机翼后缘11-12长度和右侧机翼后缘15-16长度，用b₁表示左侧机翼翼根9-11长度和右侧机翼翼根13-15长度，用b₂表示左侧机翼翼梢10-12长度和右侧机翼翼梢14-16长度。

飞行马赫数0.3～0.6状态下，机翼的前缘后掠角为0度。给定低亚声速飞行马赫数0.3～0.6状态下安装机翼后的全乘波飞行器的展长L和弦长b，左侧机翼前缘9-10的长度和右侧机翼前缘13-14的长度相等，其长度用L₂表示，L₂如式(1)所示。左侧机翼后缘11-12的长度和右侧机翼后缘15-16的长度相等，其长度用L₃表示，L₃如式(2)所示。左侧机翼翼根弦长9-11的长度和右侧机翼翼根弦长13-15的长度相等，其长度用b₁表示，b₁如式(3)所示。左侧机翼翼梢弦长10-12的长度和右侧机翼翼梢弦长14-16的长度相等，其长度用b₂表示，b₂如式(4)所示。进一步的，左侧机翼前缘9-10和左侧机翼后缘11-12均与左侧机翼翼梢10-12和左侧机翼翼根9-11保持垂直，右侧机翼前缘13-14和右侧机翼后缘15-16均与右侧机翼翼梢14-16和右侧机翼翼根13-15保持垂直。此时的左侧机翼和右侧机翼共同作为飞行马赫数0.3～0.6状态下的机翼，称为低亚声速机翼。

b₁＝b(3)

b₂＝b(4)

左侧机翼的设计如图6所示。将如图4所示的翼型基准型线6放大b倍后，得到左侧机翼翼型型线17，将左侧机翼翼型型线17沿着垂直于左侧机翼翼型型线的展向方向18拉伸L2的长度，得到左侧机翼。右侧机翼的设计方法与左侧机翼相同。此时的左侧机翼和右侧机翼共同作为飞行马赫数0.3～0.6状态下的机翼，称为低亚声速机翼。

如图7和图8所示，机身上的机翼构型为低亚声速机翼时，生成融合低亚声速机翼的全乘波飞行器，该构型作为低亚声速飞行马赫数0.3～0.6状态下的气动构型。

S3、确定高亚声速飞行马赫数0.6～0.8状态下的机翼构型即高亚声速机翼，生成融合高亚声速机翼的全乘波飞行器。

如图9所示，飞行马赫数0.6～0.8状态下，前缘后掠角为30度。将步骤S2生成的左侧机翼沿着左侧机翼的翼根前缘点向机身内侧旋转30度，将步骤S2生成的右侧机翼沿着右侧机翼的翼根前缘点向机身内侧旋转30度。

如图9所示，此时左侧机翼前缘9-10的长度和右侧机翼前缘13-14的长度保持不变即均保持L₂不变，L₂依然如式(1)所示。左侧机翼后缘11-12的长度和右侧机翼后缘15-16的长度L₃缩短，缩短后的L₃如式(5)所示。左侧机翼翼根9-11的长度和右侧机翼翼根13-15的长度增长，，增长后的b₁如式(6)所示。左侧机翼翼梢10-12长度和右侧机翼翼梢14-16长度保持不变即均保持b₂不变，b₂依然如式(4)所示。进一步的，左侧机翼前缘9-10和左侧机翼后缘11-12均与左侧机翼翼梢10-12保持垂直，右侧机翼前缘13-14和右侧机翼后缘15-16均与右侧机翼翼梢14-16保持垂直。此时的左侧机翼和右侧机翼共同作为飞行马赫数0.6～0.8状态下的机翼，称为高亚声速机翼。

如图10和图11所示，机身上的机翼构型为高亚声速机翼时，生成融合高亚声速机翼的全乘波飞行器，该构型作为高亚声速飞行马赫数0.6～0.8状态下的气动构型。

S4、确定跨声速和超声速飞行马赫数0.8～2.0状态下的机翼构型即跨声速/超声速机翼，生成融合跨声速/超声速机翼的全乘波飞行器；

飞行马赫数0.8～2.0状态下，前缘后掠角为60度。如图12所示，将步骤S3生成的高亚声速机翼中的左侧机翼沿着翼根前缘点7向机身内侧旋转30度，将步骤S3生成的高亚声速机翼中的右侧机翼沿着翼根前缘点11向机身内侧旋转30度。

此时，左侧机翼前缘9-10的长度和右侧机翼前缘13-14的长度保持不变即均保持L₂不变，L₂依然如式(1)所示；左侧机翼后缘11-12的长度和右侧机翼后缘15-16的长度进一步缩短，进一步缩短后的L₃如式(5)所示；左侧机翼翼根9-11的长度和右侧机翼翼根13-15的长度b₁增长，进一步增长后的b₁如式(8)所示。左侧机翼翼梢10-12的长度和右侧机翼翼梢14-16的长度保持不变即均保持为b₂不变，b₂依然如式(4)所示。此时，左侧机翼前缘9-10和左侧机翼后缘11-12均与左侧机翼翼梢10-12保持垂直，右侧机翼前缘13-14和右侧机翼后缘15-16均与右侧机翼翼梢14-16保持垂直。此时的左侧机翼和右侧机翼共同作为跨声速和超声速飞行马赫数0.8～2.0状态下的机翼，称为跨声速/超声速机翼。

如图13和图14所示，机身上的机翼构型为跨声速/超声速机翼时，生成融合高亚声速机翼的全乘波飞行器，该构型作为跨声速和超声速飞行马赫数0.8～2.0状态下的气动构型。

S5、飞行马赫数2.0～6.0状态下，将左侧机翼和右侧机翼完全缩进全乘波飞行器的机身内，生成高超声速巡航气动布局，该气动布局作为高超声速飞行马赫数2.0～6.0状态下的高超声速巡航全乘波飞行器。

如图15和图16所示，跨声速/超声速机翼缩进机身，生成高超声速巡航全乘波飞行器。

本发明在全乘波飞行器上安装机翼，机翼为变后掠伸缩机翼，所述变后掠伸缩机翼能够通过伸缩改变其展长，而且能够通过转动来改变其后掠角。当飞行马赫数介于0.3至0.6时，机翼的前缘后掠角保持为0度，展长伸到最长，生成低亚声速飞行马赫数0.3～0.6状态下的气动构型即变形为融合低亚声速机翼的全乘波飞行器；当飞行马赫数介于0.6至0.8时，机翼的前缘后掠角变为30度，展长缩短，生成高亚声速飞行马赫数0.6～0.8状态下的气动构型即变形为融合高亚声速机翼的全乘波飞行器；当飞行马赫数介于0.8至2.0时，机翼的前缘后掠角变为60度，展长进一步缩短，生成跨声速和超声速飞行马赫数0.8～2.0状态下的气动构型即变形为融合跨声速/超声速机翼的全乘波飞行器；当飞行马赫数大于2.0时，机翼全部缩进机身，气动布局变为高超声速巡航全乘波飞行器。

下面结合具体实施案例对本发明所提供的方法与背景技术中提到的原始全乘波飞行器设计方法进行比较：

在马赫数6作为设计马赫数，生成了原始全乘波飞行器气动布局，在相同的设计条件下生成了宽速域全乘波飞行器变后掠伸缩气动布局。图17示出了两个外形的数值计算升阻比性能随飞行马赫数的对比，图中实线表示宽速域全乘波飞行器变后掠伸缩气动布局的升阻比性能曲线，虚线表示原始全乘波飞行器气动布局的升阻比性能曲线。由图17可见，在亚声速、跨声速和超声速飞行马赫数条件下(Ma0.3～2.0)，宽速域全乘波飞行器变后掠伸缩气动布局的升阻比相较于原始全乘波飞行器气动布局的升阻比有明显提高。这改善了原始全乘波飞行器气动布局在亚声速、跨声速和超声速飞行时的升阻比性能。

综上所述，虽然本发明已以较佳实施例揭露如上，然本领域技术人员将清楚本发明的范围不限制于以上讨论的示例，有可能对其进行若干改变和修改，而不脱离所附权利要求书限定的本发明的范围。尽管己经在附图和说明书中详细图示和描述了本发明，但这样的说明和描述仅是说明或示意性的，而非限制性的。本发明并不限于所公开的实施例。

通过对附图，说明书和权利要求书的研究，在实施本发明时本领域技术人员可以理解和实现所公开的实施例的变形。在权利要求书中，术语“包括”不排除其他步骤或元素，而不定冠词“一个”或“一种”不排除多个。在彼此不同的从属权利要求中引用的某些措施的事实不意味着这些措施的组合不能被有利地使用。权利要求书中的任何参考标记不构成对本发明的范围的限制。