变尺度边缘钝化乘波构型及其钝化方法

摘要

本发明公开了一种变尺度边缘钝化乘波构型，其是以尖边缘乘波构型为钝化前体，该乘波构型包括上表面、下表面、底面和变尺度钝化边缘；变尺度钝化边缘由尖边缘乘波构型的边缘线经过钝化修形后得到，边缘线上包括驻点和尾端点，边缘线上各点的钝化半径从驻点到尾端点呈逐渐变化的趋势；且变尺度钝化边缘沿中心面呈对称布置。本发明还公开了一种钝化方法，包括：先采用常规方法设计和制作尖边缘乘波构型；再根据来流条件、驻点区域的几何外形和防热材料性能参数，设计驻点处的钝化尺度并进行钝化修形；最后对除驻点以外的其余点进行钝化修形，得到变尺度边缘钝化乘波构型。本发明的技术方案不仅可以满足乘波构型的防热需求，还可提升其气动力性能。

说明书

技术领域

本发明属于高超声速飞行器领域，尤其涉及一种变尺度边缘钝化的乘波构型及其钝化方 法。

背景技术

常规设计的高超声速飞行器，激波从边缘脱体，导致下表面的高压气体向上表面发生泄 漏，飞行器升力性能下降；同时，由于强激波和边界层的存在，飞行器受到的阻力增加；高 超声速飞行器发展面临着“升阻比屏障”难题。

随着研究的不断深入，乘波构型被认为是突破高超声速飞行器“升阻比屏障”的一种有 效尝试，其基本设计原理是，将激波后的高压气流限制在飞行器下表面，不允许其绕过边缘 泄漏到飞行器上表面，从而获得比常规布局高得多的升阻比（升力/阻力）。

乘波构型的优异气动力性能与其尖锐的边缘设计紧密相关。然而，由于受到加工工艺和 高超声速条件下严峻的气动加热环境影响，乘波构型的绝对尖锐边缘在实际飞行中难以保持。 考虑到乘波构型各方面性能对其外形设计的高度敏感性，通常要求其在飞行过程中具有非烧 蚀或低烧蚀的特点。因此，在乘波构型设计过程中，对其进行合理的边缘钝化显得尤为重要。

在近几年里，关于钝化尺度对乘波构型气动力性能和气动加热特点影响规律的研究已成 为高超声速飞行器设计领域的热点。在研究过程中，针对尖边缘乘波构型（参见图3），其主 要包括尖边缘乘波构型的上表面1、下表面2和底面3三个部分，目前一般采用如图1所示 的相同尺度的半径对其边缘线4进行钝化修形，同尺度边缘钝化后的乘波构型包括上表面1、 下表面2、底面3及钝化边缘5。如图2所示，对于钝边缘乘波构型，本应当被限制在下表面 2的高压气体，会在钝化边缘5处出现大量泄露到上表面1的现象，从而造成钝化边缘5附 近上、下表面的气流发生连通，上、下表面间的压力差大幅减小，乘波构型升力性能显著下 降。同时，对于图3所示的尖边缘乘波构型，其流场中的附体激波被弓形激波代替，飞行器 受到的波阻出现较大幅度增加。两因素的共同作用导致尖边缘乘波构型在实施钝化修形后， 升阻比大幅下降，气动力性能损失严重。研究发现，对于采用相同半径进行钝化修形的乘波 构型（参见图1），钝化半径越大，气动力性能损失越严重；钝化尺度成为影响乘波构型气动 力性能的重要因素。

发明内容

本发明要解决的技术问题是克服现有技术的不足，提供一种可以满足防热需求、并可提 升气动力性能的变尺度边缘钝化乘波构型，还提供一种步骤简单、操作容易的变尺度边缘钝 化乘波构型的钝化方法。

为解决上述技术问题，本发明提出的技术方案为一种变尺度边缘钝化乘波构型，其是以 尖边缘乘波构型为钝化前体，其特征在于：所述变尺度边缘钝化乘波构型包括上表面、下表 面、底面和变尺度钝化边缘；所述变尺度钝化边缘由所述尖边缘乘波构型的边缘线经过钝化 修形后得到，所述边缘线上包括位于中间的驻点和位于两端的尾端点，所述变尺度钝化边缘 具有变尺度的钝化半径，变尺度的钝化半径是指所述边缘线上各点的钝化半径从所述驻点到 尾端点呈逐渐变化的趋势；且所述变尺度钝化边缘沿乘波构型的中心面呈对称布置。

本发明的上述技术方案基于以下原理形成：从表面受热特点看，在乘波构型靠近驻点的 区域，气动加热形势十分严峻，根据我们的研究，采用较大的钝化半径进行修形可以满足该 区域的防热需求；而在其它距离驻点相对较远的边缘区域，气动加热形势相对缓和，采用较 小的钝化半径进行修形即可满足防热需求；在综合考虑钝化尺度对乘波构型气动力、气动热 性能影响规律的基础上，本发明将“变尺度边缘钝化”的理念引入乘波构型的设计过程，得 到既满足防热需求又具有较优气动力性能的变尺度边缘钝化乘波构型，以调和高超声速乘波 构型优异气动力性能与有效热防护设计之间的矛盾，推动乘波构型的实用化进程。

在实际的飞行器设计过程中，总是首先基于某一特定的来流条件（包括特定的飞行高度、 飞行速度等参数）对乘波构型进行设计，得到综合性能较优的尖边缘乘波构型前体；然后， 针对这一尖边缘乘波构型在不同来流条件下的气动力性能进行全面计算、分析和试验；继而， 利用这些气动力数据，根据飞行动力学的常规知识，对乘波构型的飞行轨迹进行预测；最后 根据其外形和飞行轨迹情况，对乘波构型开展防热设计。在本发明的上述技术方案中，针对 乘波构型在飞行轨迹上的受热最严峻时刻，所述驻点处的钝化半径R_z优选根据下式（1）进 行设计：

$\sqrt{\frac{R_y+R_z}{R_y\times R_z}}=4.2203\times {10}^{-4}\times \frac{ϵ}{{V_{\infty }}^3}\times \left(\frac{{T_{\mathrm{ws}}}^4-{T_{\infty }}^4}{T_0-T_{\mathrm{ws}}}\right)\times T_0\times \frac{1}{\sqrt{{\rho }_{\infty }}}---\left(1\right)$

式（1）中，R_z的单位为m（参见图8）；R_y表示边缘线在驻点位置处的曲率半径，单位 为m（参见图5）；ε表示驻点位置防热材料的发射率，为无量纲量；V_∞表示来流速度，单位 为m/s；T_ws表示驻点位置防热材料的设计可承受温度（从结构的可靠性角度考虑，设计可承 受温度应略小于防热材料的实际可承受温度），单位为K；T_∞表示来流温度，单位为K；T₀表 示来流总温，单位为K；ρ_∞表示来流大气密度，单位为kg/m³。

上述的变尺度边缘钝化乘波构型中，对于所述尖边缘乘波构型边缘线上除驻点外的其余 任意一点（即具体实际中某一特定点），其钝化半径r可根据下式（2）进行设计：

$1.29\times {10}^{-4}\times {V_{\infty }}^3\times {({\rho }_{\infty }/r)}^{0.5}\times \cos \Lambda \times (0.82+0.18\times {\cos }^2\Lambda )$

$\times [1-\frac{T_w}{T_{\infty }+4.9776\times {10}^{-4}\times {V_{\infty }}^2\times (0.82+0.18\times {\cos }^2\Lambda )}]---\left(2\right)$

$=\sqrt{{\{ϵ\times 5.67\times [{\left(\frac{T_w}{100}\right)}^4-{\left(\frac{T_{\infty }}{100}\right)}^4\left]\right\}}^2-{\sin }^2\Lambda \times {\left[f\left(s\right)\right]}^2}$

其中，s表示所述边缘线上某一点到驻点的弧线距离，单位为m；f(s)表示与s相关的 中间函数：

$f\left(s\right)=2.42\times {10}^{-5}\times {V_{\infty }}^{3.2}\times {({\rho }_{\infty }\times \sin \Lambda /s)}^{0.5}\times \cos \Lambda$

$\times [1-\frac{T_w}{T_{\infty }+4.9776\times {10}^{-4}\times {V_{\infty }}^2\times (0.85+0.15\times {\cos }^2\Lambda )}]---\left(3\right)$

在式（2）和式（3）中，Λ表示来流方向与（尖边缘乘波构型前体的）边缘线上该点的 当地外法向之间的夹角（单位：°）（参见图4）；T_w表示该点位置防热材料的设计可承受温 度，单位为K；ε表示该点位置防热材料的发射率，为无量纲量；其余参数的定义与式（1） 中的含义相同。

作为一个总的技术构思，本发明提供一种上述的变尺度边缘钝化乘波构型的钝化方法， 包括以下步骤：

（1）采用常规方法设计和制作尖边缘乘波构型；

（2）驻点钝化：根据来流条件、尖边缘乘波构型驻点区域的几何外形参数和防热材料性 能参数，首先对尖边缘乘波构型的驻点处的钝化尺度进行钝化修形；驻点处的钝化半径可根 据式（1）所述的关系式进行设计；

（3）其余边缘点的钝化：对于尖边缘乘波构型的边缘线上除驻点以外的其余任意一点， 根据来流条件、尖边缘乘波构型边缘的几何外形参数和防热材料性能参数，对其进行钝化修 形，得到力、热性能综合较优的变尺度边缘钝化乘波构型；本步骤中，其余各点的钝化半径 可根据式（2）和式（3）所述的关系式进行设计。

与现有技术相比，本发明的优点在于：按照本发明的方法进行钝化修形后，设计制作的 变尺度边缘钝化乘波构型在满足防热需求的同时，可以使气动力性能损失较传统钝边缘乘波 构型小。本发明提供的钝化方法操作简单，容易实现，且钝化后的产品在防热性能和气动力 性能上能得到有效统一和全面提升。

附图说明

图1为同尺度边缘钝化乘波构型的结构示意图（立体图）。

图2为同尺度边缘钝化乘波构型驻点区域的流线图（图1中驻点区域的局部放大）。

图3为尖边缘乘波构型的结构示意图（立体图）。

图4为尖边缘乘波构型的俯视图。

图5为图4中驻点所在区域P处的局部放大图（俯视图）。

图6为本发明实施例中变尺度边缘钝化乘波构型的结构示意图（立体图）。

图7为本发明实施例中变尺度边缘钝化乘波构型的主视图。

图8为图7中驻点所在区域Q处的局部放大图。

图9为本发明实施例中变尺度边缘钝化乘波构型的俯视图。

图10为本发明实施例中变尺度边缘钝化乘波构型的右视图。

图例说明：

1、上表面；2、下表面；3、底面；4、边缘线；5、钝化边缘；6、变尺度钝化边缘；7、 驻点；8、尾端点。

具体实施方式

以下结合说明书附图和具体优选的实施例对本发明作进一步描述，但并不因此而限制本 发明的保护范围。

实施例：

一种如图6～图10所示的本发明的变尺度边缘钝化乘波构型，其是以图3～图5所示的 尖边缘乘波构型为钝化前体，该钝化前体包括上表面1和下表面2，尖边缘乘波构型的上表 面1和下表面2相交形成尖边缘乘波构型的边缘线4；尖边缘乘波构型的边缘线4上包括位 于中间位置的驻点7和位于两端的尾端点8，驻点7是指尖边缘乘波构型的最前端点，其是 最先接触到来流的位置；尾端点8是指尖边缘乘波构型的边缘线4与尖边缘乘波构型底面3 的交点；尖边缘乘波构型的边缘线4被其驻点7划分为左边缘线和右边缘线。该钝化前体经 过钝化修形后得到的变尺度边缘钝化乘波构型同样包括有上表面1、下表面2、底面3和变尺 度钝化边缘6；变尺度钝化边缘6由钝化前体的边缘线4经过钝化修形后得到；变尺度钝化 边缘6具有变尺度的钝化半径，变尺度的钝化半径是指尖边缘乘波构型的边缘线4上各位置 的钝化半径从驻点7到尾端点8呈逐渐变化的趋势；且变尺度钝化边缘6沿乘波构型的中心 面M呈对称布置（参见图9）。

上述本实施例的变尺度边缘钝化乘波构型的钝化方法，包括以下步骤：

（1）采用常规方法设计和制作如图3～图5所示的尖边缘乘波构型。

（2）驻点钝化：根据来流条件、尖边缘乘波构型驻点区域的几何外形参数和防热材料性 能参数，首先对图3～图5所示的尖边缘乘波构型的驻点区域进行钝化修形，其钝化半径根 据下式进行设计：

$\sqrt{\frac{R_y+R_z}{R_y\times R_z}}=4.2203\times {10}^{-4}\times \frac{ϵ}{{V_{\infty }}^3}\times \left(\frac{{T_{\mathrm{ws}}}^4-{T_{\infty }}^4}{T_0-T_{\mathrm{ws}}}\right)\times T_0\times \frac{1}{\sqrt{{\rho }_{\infty }}}$

本实施例中，假定来流条件为：飞行高度40km，飞行马赫数10，根据换算可得，来流 速度V_∞约为3172m/s，来流温度T_∞约为250K，来流总温T₀约为5250K；来流大气密度ρ_∞约 为0.004kg/m³。根据图5所示的尖边缘乘波构型驻点区域的外形参数可知，边缘线4在驻点 7位置处的曲率半径R_y约为0.12m。假定驻点区域所选防热材料的发射率ε约为0.8，设计可 承受温度T_ws约为2200K；则根据式（1）计算得到的驻点7处的钝化尺度R_z约为0.027m（参 见图8）。

（3）其余各边缘点的钝化：对于尖边缘乘波构型的边缘线4上除驻点7以外的其余任意 一点c（参见图4），根据来流条件、边缘线4的几何外形参数和防热材料性能参数，对尖边 缘乘波构型的边缘线4进行后续的钝化修形，得到变尺度边缘钝化乘波构型；各位置的钝化 半径r根据下式进行设计：

$1.29\times {10}^{-4}\times {V_{\infty }}^3\times {({\rho }_{\infty }/r)}^{0.5}\times \cos \Lambda \times (0.82+0.18\times {\cos }^2\Lambda )$

$\times [1-\frac{T_w}{T_{\infty }+4.9776\times {10}^{-4}\times {V_{\infty }}^2\times (0.82+0.18\times {\cos }^2\Lambda )}]$

$=\sqrt{{\{ϵ\times 5.67\times [{\left(\frac{T_w}{100}\right)}^4-{\left(\frac{T_{\infty }}{100}\right)}^4\left]\right\}}^2-{\sin }^2\Lambda \times {\left[f\left(s\right)\right]}^2}$

其中，s表示边缘线4上某一点到驻点7的弧线距离，单位为m；f(s)表示与s相关的 中间函数：

$f\left(s\right)=2.42\times {10}^{-5}\times {V_{\infty }}^{3.2}\times {({\rho }_{\infty }\times \sin \Lambda /s)}^{0.5}\times \cos \Lambda$

$\times [1-\frac{T_w}{T_{\infty }+4.9776\times {10}^{-4}\times {V_{\infty }}^2\times (0.85+0.15\times {\cos }^2\Lambda )}]$

本实施例中，来流条件均与驻点处相同，即来流速度V_∞约为3172m/s，来流温度T_∞约为 250K，来流大气密度ρ_∞约为0.004kg/m³。假定边缘所选防热材料的发射率ε约为0.8，设计 可承受温度T_w约为1700K；根据图4所示的尖边缘乘波构型驻点区域的外形参数，可以得到 来流方向与尖边缘乘波构型边缘线4上的任意一点c的当地外法向之间的夹角Λ，也可以得 到尖边缘乘波构型边缘线4上的任一意点c到驻点7的弧线距离s，则利用上式可求出任意一 点c处的钝化尺度。以尾端点8为例，其当地外法向与来流之间的夹角约为75°，其到驻点 7的弧线距离约为3.5m，计算可得该点的钝化半径r约为0.008m。

在获得尖边缘乘波构型边缘线4上各点的钝化尺度后，即可对其实施钝化修形，得到如 图6～图10所示的变尺度边缘钝化乘波构型。