专利摘要
本发明公开了一种高超声速大装载空间乘波体设计方法，属于飞行器设计技术领域。本发明首先在传统锥导乘波体设计方法所采用的基准流场上增加“反射激波依赖区”，并将FCC曲线分割为两部分，分别采用锥导乘波体设计方法和流线追踪进气道设计方法，两部分在几何形状和气动特征方面均实现了平滑过渡。本发明可以根据设计目标灵活设计对应的基准流场，在保证设计状态气动性能与传统锥导乘波体设计方法相当的前提下，显著提升乘波体的装载空间，且将传统锥导乘波体设计方法生成的不利于工程使用的异型结构转化为更易于使用的类矩形结构，提高了乘波体的工程使用价值。
权利要求
1.一种高超声速大装载空间乘波体设计方法，其特征在于：
在传统锥导乘波体设计方法所采用的基准流场上增加“反射激波依赖区”，并将FCC曲线分割为两部分，分别采用锥导乘波体设计方法和流线追踪进气道设计方法，在生成乘波体下表面时，采用锥导乘波体设计方法的部分流线追踪至反射激波处，采用流线追踪进气道设计方法的部分追踪至“反射激波依赖区结束”，两部分在几何形状和气动特征方面均实现了平滑过渡，在生成乘波体上表面时采用自由流面。
2.根据权利要求1所述的一种高超声速大装载空间乘波体设计方法，其特征在于：包括以下步骤，
步骤一：根据设计目标给定激波曲线ICC的几何特征，该曲线约束了乘波体的宽度和高度；
步骤二：根据设计目标给定乘波体上表面第一段FCC曲线的几何特征，该段曲线约束了乘波体前缘线的形状，以该段曲线的端点及在激波曲线ICC上选取一点为两端点设计第二段FCC曲线，两段FCC曲线保证交点处相切，共同构成乘波体的上表面曲线，从FCC曲线出发向上游及下游沿自由流方向追踪得到自由流面并与设计流场的激波曲面相交得到乘波体的前缘线；
步骤三：由来流马赫数、激波角及壁面压力分布规律或壁面形状设计基准流场；
步骤四：由乘波体的前缘线上的点向下游在设计的基准流场中进行流线追踪追踪得到乘波体的下表面形状；
步骤五：由乘波体的前缘线上的点沿自由流方向向下游追踪得到上表面形状。
3.根据权利要求2所述的一种高超声速大装载空间乘波体设计方法，其特征在于：步骤三具体为：由来流马赫数、激波角及壁面压力分布规律或壁面形状设计波后的基准流场，基准流场共分为三个部分，分别为前缘激波依赖区、主压缩区及反射激波依赖区，其中前两部分有两种设计方法，第一种为给定来流马赫数、前缘压缩角以及前缘激波依赖区和主压缩区的壁面压力分布规律由特征线法进行设计，第二种为直接给定前缘激波依赖区和主压缩区的壁面形状，并由来流马赫数计算基准流场，第三部分为反射激波依赖区需要给定反射激波的起始位置并给定反射激波的生成规律，生成反射激波曲线，然后计算反射激波依赖区。
4.根据权利要求2所述的一种高超声速大装载空间乘波体设计方法，其特征在于：步骤四具体为：由乘波体的前缘线上的点向下游在设计的基准流场中进行流线追踪追踪得到乘波体的下表面形状，其中对应于第一段FCC曲线的前缘线上的点追踪至反射激波处停止，对应于第二段FCC曲线的前缘线上的点追踪至反射激波依赖区结束处停止。
说明书
技术领域：
本发明为一种高超声速大装载空间乘波体设计方法，属高超声速飞行器设计技术领域。
背景技术：
传统乘波理论本身可分为楔导理论、锥导理论、吻切锥理论、吻切轴对称理论、吻切流 场理论以及最近发展起来的利用三维流场生成乘波体的方法。得益于乘波体在设计状态优异 的气动性能、灵活快速的设计方法，使得近期的高超声速飞行器多采用乘波布局。
以往在应用这些理论设计乘波体时的主要关注点是提升乘波体的气动性能，主要可分为 提升设计点的性能、提升宽速域性能、提升高超声速非平衡流条件下的设计点性能、以及兼 顾防热特性和设计点性能，由此产生了诸多新的乘波体概念。针对这些目标，目前的设计方 法可分为两类，一类为利用传统乘波设计理论通过流场的拼接、型线的设计来实现目标，包 括“全乘波乘波体”、“冯卡门曲线乘波体”、以及对内外流进行一体化设计的“双乘波体”、 “鼻锥钝化乘波体”、“星型乘波体”等概念。另一类为利用优化算法将已有的乘波体作为 初始模型，根据多约束目标进行优化迭代，包括使用遗传算法、蚁群算法、以及人工智能领 域的相关算法进行设计，但优化迭代算法的优化空间往往有限，因此初始模型的性能一般大 体限制了最终设计结果的性能。此外，由于要保证飞行器在设计状态仍然乘波，相比于气动 性能，装载空间的提升更为有限。最近有学者通过设计激波曲线的曲率中心连线的形状来提 高乘波体的容积率，但生成的乘波体在装载空间方面的提升仍然有限。
综上所述，以往方法生成的乘波体的主要关注点在乘波体的气动性能的提升，其共同缺 陷在于容积率较低，且横截面为异型结构，使得可利用的空间进一步降低，大大限制了乘波 体的应用范围，因此发展一种高超声速大装载空间乘波体的设计方法十分必要。
发明内容：
本发明提出一种高超声速大装载空间乘波体设计方法，所述方法首先在传统锥导乘波体 设计方法所采用的基准流场上增加“反射激波依赖区”，并将FCC曲线分割为两部分，分别 采用锥导乘波体设计方法和流线追踪进气道设计方法，两部分在几何形状和气动特征方面均 实现了平滑过渡。本发明可以根据设计目标灵活设计对应的基准流场，在保证设计状态气动 性能与传统锥导乘波体设计方法相当的前提下，显著提升乘波体的装载空间，且将传统锥导 乘波体设计方法生成的不利于工程使用的异型结构转化为更易于使用的类矩形结构，提高了 乘波体的工程使用价值。
本发明提供的高超声速大装载空间乘波体设计方法，包括以下步骤：
步骤一：根据设计目标给定激波曲线ICC的几何特征，该曲线约束了乘波体的宽度和高 度。
步骤二：根据设计目标给定乘波体上表面第一段FCC曲线的几何特征，该段曲线约束了 乘波体前缘线的形状。以该段曲线的端点及在激波曲线ICC上选取一点为两端点设计第二段 FCC曲线，两段FCC曲线保证交点相切，共同构成乘波体的上表面曲线。从FCC曲线出发 向上游及下游沿自由流方向追踪得到自由流面并与设计流场的激波曲面相交得到乘波体的前 缘线；
步骤三：由来流马赫数、激波角及壁面压力分布规律或壁面形状设计波后的基准流场。 基准流场共分为三个部分，分别为前缘激波依赖区、主压缩区及反射激波依赖区。其中前两 部分有两种设计方法，第一种为给定来流马赫数、前缘压缩角以及前缘激波依赖区和主压缩 区的壁面压力分布规律由特征线法进行设计，第二种为直接给定前缘激波依赖区和主压缩区 的壁面形状，并由来流马赫数计算基准流场。第三部分为反射激波依赖区需要给定反射激波 的起始位置并给定反射激波的生成规律，生成反射激波曲线，然后计算反射激波依赖区。
步骤四：由乘波体的前缘线上的点向下游在设计的基准流场中进行流线追踪追踪得到乘 波体的下表面形状。其中对应于第一段FCC曲线的前缘线上的点追踪至反射激波处停止，对 应于第二段FCC曲线的前缘线上的点追踪至反射激波依赖区结束处停止。
乘波体的上表面可以根据设计目标灵活改变。
本发明的优点在于：设计出的乘波体在设计状态的气动性能与传统方法相当的前提下， 在装载空间方面显著大于传统设计方法，且将传统布局的异型结构优化为类矩形结构，进一 步地增大了可利用的空间，提高了乘波体的应用价值。
附图说明：
图1为高超声速大装载空间乘波体设计方法中FCC曲线和ICC曲线设计示意图
图2为高超声速大装载空间乘波体设计方法中基准流场结构示意图
图3为实施例中用新方法设计的乘波体的三视图
图4为实施例中用传统锥导方法设计的乘波体的三视图
图5a为实施例中用新方法设计的乘波体的压力分布图
图5b为实施例中用传统锥导方法设计的乘波体的压力分布图
图6a为实施例中用新方法设计的乘波体在机身轴向6.482％位置处截面的压力分布图
图6b为实施例中用传统锥导方法设计的乘波体在机身轴向6.482％位置处截面的压力分 布图
图7a为实施例中用新方法设计的乘波体在机身轴向65.165％位置处截面的压力分布图
图7b为实施例中用传统锥导方法设计的乘波体在机身轴向65.165％位置处截面的压力分 布图
图8a为实施例中用新方法设计的乘波体在机身轴向87.735％位置处截面的压力分布图
图8b为实施例中用传统锥导方法设计的乘波体在机身轴向87.735％位置处截面的压力分 布图
图9为实施例中用新方法和传统锥导方法设计的乘波体的升力曲线图
图10为实施例中用新方法和传统锥导方法设计的乘波体的阻力曲线图
图11为实施例中用新方法和传统锥导方法设计的乘波体的升阻比曲线图
图中：
1.新方法的FCC曲线的第一部分；2.新方法的FCC曲线的第二部分；3.ICC曲线；4.锥 导方法的FCC曲线；5.新方法中基准流场的前缘激波依赖区；6.新方法中基准流场的主压缩 区；7.新方法中基准流场的反射激波依赖区；8.新方法中基准流场的反射激波；9.新方法中基 准流场的前缘激波；10.新方法中基准流场的中心体；11.新方法中FCC和ICC曲线的位置
具体实施方式：
下面结合附图和实施例对本发明进行详细说明。
本发明提出一种高超声速大装载空间乘波体设计方法，所述方法首先在传统锥导乘波体 设计方法所采用的基准流场上增加“反射激波依赖区”，并将FCC曲线分割为两部分，分别 采用锥导乘波体设计方法和流线追踪进气道设计方法，两部分在几何形状和气动特征方面均 实现了平滑过渡。本发明可以根据设计目标灵活设计对应的基准流场，在保证设计状态气动 性能与传统锥导乘波体设计方法差异较小的前提下，显著提升乘波体的装载空间，且将传统 锥导乘波体设计方法生成的不利于工程使用的异型结构转化为更易于使用的类矩形结构，提 高了乘波体的工程使用价值。
所述的高超声速大装载空间乘波体设计方法，结合图1和图2，包括以下步骤：
步骤一：根据设计目标给定激波曲线ICC(曲线3)的几何特征，该曲线约束了乘波体 的宽度和高度。
步骤二：根据设计目标给定乘波体上表面第一段FCC曲线(曲线1)的几何特征，该段 曲线约束了乘波体装载空间的高度及宽度。以该段曲线的端点及在激波曲线ICC上选取一点 为两端点设计第二段FCC曲线(曲线2)，两段FCC曲线保证交点相切，共同构成乘波体的 上表面曲线。从FCC曲线出发向上游及下游追踪得到自由流面并与设计流场的激波曲面相交 得到乘波体的前缘线。
步骤三：由来流马赫数、激波角及壁面压力分布规律或壁面形状设计波后的基准流场。 基准流场共分为三个部分，分别为前缘激波依赖区5、主压缩区6及反射激波依赖区7。其中 前两部分有两种设计方法，第一种为给定来流马赫数、前缘压缩角以及前缘激波依赖区5和 主压缩区6的壁面压力分布规律由特征线法进行设计，第二种为直接给定前缘激波依赖区5 和主压缩区6的壁面形状，并由来流马赫数计算基准流场。第三部分为反射激波依赖区7， 反射激波8为前缘激波9在中心体10上反射形成，反射激波8的起始位置由基准流场高度参 数R和基准流场结构共同确定，在此基础上给定反射激波8的生成规律，生成反射激波曲线 8，然后计算反射激波的依赖区7。反射激波8的起始点即为FCC曲线和ICC曲线的位置11， 传统锥导乘波体设计方法的基准流场在位置11处截断，而新方法在此位置后仍有设计的部分。
步骤四：由乘波体的前缘线上的点向下游在设计的基准流场中进行流线追踪追踪得到乘 波体的下表面形状。其中对应于第一段FCC曲线(曲线1)的前缘线上的点追踪至反射激波 8处停止，对应于第二段FCC曲线(曲线2)的前缘线上的点追踪至反射激波依赖区7结束 处停止。
本发明的优点在于：设计出的乘波体在设计状态的气动性能与传统方法相当的前提下， 在装载空间方面显著大于传统设计方法，且将传统布局的异型结构优化为类矩形结构，进一 步地增大了可利用的空间，提高了乘波体的应用价值。
本说明书未详细说明部分属于本领域技术人员的公知常识。
应用实例：
1.设计高度为40km(即采用此高度处的大气参数作为设计参数)，设计马赫数Ma＝12.0， 压缩角δ＝1°，前缘激波依赖区和主压缩区的压力分布取连续函数p＝p0(0.0002x+1)， 其中p为基准流场壁面的静压，p0为前缘点波后的静压，x为基准流场轴向位置。第一段FCC曲线(曲线1)取R＝2200mm的圆，第二段FCC曲线(曲线2)的表达式取y＝- 0.0076x
图5a和图5b为两个乘波体在设计高度为40km，设计马赫数Ma＝12.0，无粘条件下计 算结果的三维压力分布图，图6a和图6b、图7a和图7b、图8a和图8b分别为同样条件下两个 乘波体在选取的截面处(其位置分别为机身轴向6.482％、65.165％、87.735％位置处)的 压力分布图，新方法设计出的乘波体在设计状态时由于两侧产生的高压区向外扩散，因此两侧有较为明显的溢流，但由于两侧壁几乎垂直，所以对气动性能的影响有限。图9、 10、11分别为两种乘波体的升力、阻力、升阻比随攻角的变化曲线，可以看到新方法设 计的乘波体相比于对比算例有在不同攻角条件下有较大的升力和阻力，在设计点(零度 攻角)的升阻比为10.6，略小于对比算例的10.816，总体来看二者的升力和阻力规律类似， 升阻比曲线高度重合，气动性能相当。
新方法设计的乘波体的容积率为0.097，体积为12.304m
综上在设计状态气动性能相当的前提下，新方法具有较大的装载空间，具有较强的 工程应用前景。
高超声速大装载空间乘波体设计方法专利购买费用说明
Q：办理专利转让的流程及所需资料
A：专利权人变更需要办理著录项目变更手续，有代理机构的，变更手续应当由代理机构办理。
1：专利变更应当使用专利局统一制作的“著录项目变更申报书”提出。
2：按规定缴纳著录项目变更手续费。
3：同时提交相关证明文件原件。
4：专利权转移的，变更后的专利权人委托新专利代理机构的，应当提交变更后的全体专利申请人签字或者盖章的委托书。
Q:专利著录项目变更费用如何缴交
A：（1）直接到国家知识产权局受理大厅收费窗口缴纳,（2）通过代办处缴纳，（3）通过邮局或者银行汇款,更多缴纳方式
Q：专利转让变更，多久能出结果
A：著录项目变更请求书递交后，一般1-2个月左右就会收到通知，国家知识产权局会下达《转让手续合格通知书》。
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