基于前缘线等激波强度楔导乘波舵机鼓包设计方法
阅读说明：本技术 基于前缘线等激波强度楔导乘波舵机鼓包设计方法 (Steering engine bulge design method based on leading edge line equal shock wave intensity wedge guided wave ) 是由 丁峰 柳军 金亮 李洁 肖婷 郭善广 于 2021-09-23 设计创作，主要内容包括：基于前缘线等激波强度楔导乘波舵机鼓包设计方法,以鼓包前缘线水平投影型线作为设计输入,通过在鼓包迎风面各个纵向截面设置相同的楔角,实现各个纵向截面激波强度相同的设计构想,即实现舵机鼓包迎风面纵向激波沿横向等激波强度设计,与此同时,在楔形流场进行流线追踪生成各条鼓包迎风面流线,楔形流场流线放样生成的鼓包迎风面可以实现激波附体,从而减小气动阻力。本发明能够生成一种各个纵向截面激波强度相同、力热载荷特性分布均匀、迎风面激波附体的楔导乘波舵机鼓包,并将楔导乘波舵机鼓包与乘波体机身进行了一体化设计,从而进一步减小了舵机鼓包与乘波体机身组合体的阻力。(A bulge design method of a steering engine based on leading edge line equal shock wave intensity wedge guided wave is characterized in that a bulge leading edge line horizontal projection molded line is used as design input, the same wedge angle is arranged on each longitudinal section of the windward side of the bulge, the design conception that the shock wave intensity of each longitudinal section is the same is realized, namely the design of the longitudinal shock wave of the windward side of the bulge of the steering engine along the transverse equal shock wave intensity is realized, meanwhile, the flow line tracking is carried out in a wedge-shaped flow field to generate each bulge windward side flow line, and the bulge windward side generated by lofting of the wedge-shaped flow field flow line can realize shock wave attachment, so that the aerodynamic resistance is reduced. The wedge guided wave rider bulge with the same longitudinal section shock wave strength, uniform force and heat load characteristic distribution and attached shock waves on the windward side can be generated, and the wedge guided wave rider bulge and the rider body are integrally designed, so that the resistance of a combination of the steering engine bulge and the rider body is further reduced.)
技术领域
本发明涉及高超声速飞行器气动外形设计的技术领域，具体涉及一种基于前缘线等激波强度楔导乘波舵机鼓包设计方法。
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、能在大气层和跨大气层中远程飞行的飞行器，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。
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。
乘波体作为飞行器机身时通常选取空气舵实现飞行器控制，空气舵安装在乘波体机身上时，为了控制空气舵与乘波体机身之间的缝隙热流从而避免舵轴烧蚀，满足舵机等结构件安装空间需求，并改善因为乘波体机身壁面附面层流动带来的空气舵舵效降低的问题，通常选择加装舵机鼓包方式来降低舵轴缝隙热流、提升舵机等结构件安装空间、改善空气舵舵效等问题。但与此同时，加装舵机鼓包会增加乘波体机身阻力，为了降低因为加装舵机鼓包而引起的乘波体机身阻力增加，需要对舵机鼓包进行整流设计，因此也将舵机鼓包称为舵机整流鼓包，并需要将舵机鼓包与乘波体机身进行一体化设计。
公开日为2021年1月8日，公开号为CN112199853A的发明专利申请公开了一种具有舵机鼓包的有翼导弹及其鼓包优化设计方法，该发明专利的舵机鼓包迎风面设计方法是将如图1所示的第一前缘线1、第二前缘线2、第三前缘线3和第四前缘线4组合生成第一侧面5，然后用相同的方法生成第二侧面6，第一侧面和第二侧面组成舵机鼓包迎风面：一方面，这种方法构建的舵机鼓包迎风面没有考虑纵向激波强度沿展向分布的设计问题，引起该鼓包纵向截面的激波强度从对称面向两侧逐渐增大，造成该鼓包在不同纵向截面气动力热载荷特性分布不均匀的问题；另一方面，这种方法采用幂次曲线或冯卡门曲线作为舵机鼓包迎风面前缘线，由于幂次曲线或冯卡门曲线的初始倾斜角度均是90度，用这些曲线设计生成的舵机鼓包虽然具有良好的容积效率和迎风面前缘线驻点热防护性能，但这也意味着用这些曲线设计生成的舵机鼓包迎风面初始压缩角度是90度，导致激波脱体问题；以上两方面的问题不利于降低因为加装舵机鼓包带来的飞行器阻力增加问题；与此同时，舵机鼓包是安装在飞行器机身上，舵机鼓包处于飞行器机身附面层低能流内，舵机鼓包迎风面前缘线对热防护需求较小，而且舵机鼓包对容积效率需求也较小，因此可以采用阻力更小的型线设计鼓包迎风面前缘线。为了后文叙述方便，将公开日为2021年1月8日，公开号为CN112199853A的发明专利设计方法简称为原始舵机鼓包设计方法。
发明内容
原始舵机鼓包设计方法一方面没有考虑纵向激波强度沿横向分布的设计问题，引起该鼓包纵向截面的激波强度从对称面向两侧逐渐增大，造成该鼓包在不同纵向截面气动力热载荷特性分布不均匀，另一方面原始舵机鼓包设计方法中的舵机鼓包迎风面初始压缩角度是90度、会产生激波脱体问题。针对原始舵机鼓包设计方法存在的上述缺陷，本发明的目的是提供一种基于前缘线等激波强度楔导乘波舵机鼓包设计方法。通过本发明能够生成一种各个纵向截面激波强度相同、力热载荷特性分布均匀、迎风面激波附体的楔导乘波舵机鼓包，并将楔导乘波舵机鼓包与乘波体机身进行一体化设计，从而进一步减小舵机鼓包与乘波体机身组合体的阻力。
为实现本发明的技术目的，采用以下技术方案：
基于前缘线等激波强度楔导乘波舵机鼓包设计方法，包括以下步骤：
生成乘波体机身；
在满足舵机鼓包沿Z方向的宽度约束条件下，设计鼓包迎风面前缘线水平投影型线，由鼓包迎风面前缘线水平投影型线得到一系列的鼓包迎风面前缘点，所有鼓包迎风面前缘点平滑连接构成鼓包迎风面前缘线；
在满足舵机鼓包沿Y方向的高度约束条件下，设计鼓包迎风面后缘线所在水平截面的Y方向坐标值；
在各个鼓包迎风面前缘点对应的纵向截面，给定楔劈的楔角δ，楔劈产生楔形激波和楔形流场，求解楔形激波角和楔形流场流动参数；
以各个鼓包迎风面前缘点作为起始点，在楔形流场进行流线追踪直至鼓包迎风面后缘线所在水平截面，从而生成各个鼓包迎风面前缘点对应的鼓包迎风面流线，各鼓包迎风面流线末端点即为鼓包迎风面后缘点，所有鼓包迎风面流线放样生成楔导乘波鼓包迎风面；
根据空气舵翼根长度、楔导乘波鼓包迎风面的轮廓线以及乘波体机身，确定鼓包上表面后缘线、鼓包上表面左侧轮廓线、鼓包上表面右侧轮廓线、鼓包左侧面下边缘轮廓线、成鼓包右侧面下边缘轮廓线、鼓包底面左侧轮廓线、鼓包底面右侧轮廓线、鼓包底面下边缘轮廓线，进而确定生成鼓包上表面、鼓包左侧面、鼓包右侧面和鼓包底面，鼓包迎风面、鼓包上表面、鼓包左侧面、鼓包右侧面和鼓包底面共同组成舵机鼓包，舵机鼓包与乘波体机身共同组成一体化设计构型。
进一步地，本发明根据飞行器飞行条件和机身尺寸，利用吻切轴对称冯卡门乘波体设计方法，生成乘波体机身。其中飞行器飞行条件包括来流马赫数、来流静压和来流静温，机身尺寸包括机身长度和宽度。吻切轴对称冯卡门乘波体设计方法如来自公开日为2020年6月30日，公开号为CN109573092B的发明专利吻切轴对称冯卡门乘波体设计方法。
进一步地，本发明所生成的乘波体机身是由一族离散点(即点云)构成，乘波体机身划分为多个三角形网格单元，每一个三角形网格单元均由三个相邻离散点组成，其中乘波体机身上表面是由M个三角形网格单元构成。
进一步地，本发明将鼓包迎风面前缘线水平投影型线从左至右进行均匀离散，得到N1个鼓包迎风面前缘线水平投影型线离散点；将各鼓包迎风面前缘线水平投影型线离散点沿其纵向截面投影至乘波体机身上表面，得到N1个鼓包迎风面前缘点，N1个鼓包迎风面前缘点平滑连接构成鼓包迎风面前缘线。
鼓包迎风面前缘点的确定方法是：依次求解经过第i个鼓包迎风面前缘线水平投影型线离散点PL,i并与Y轴平行的直线与乘波体机身上表面第j个三角形网格单元所在平面的交点Pc,j，i＝1,2...N1，j＝1,2...M，并判断交点Pc,j是否在乘波体机身上表面第j个三角形网格单元内部，直至判断交点Pc,j是在乘波体机身上表面第j个三角形网格单元内部，该交点Pc,j即为第i个鼓包迎风面前缘点PL,i′。
进一步地，本发明在第i个鼓包迎风面前缘点对应的纵向截面，其中i＝1,2...N1，楔角为δ的楔劈起点设置在第i个鼓包迎风面前缘点，楔劈下壁面与X轴保持平行，利用斜激波理论求解楔形激波角β和楔形流场流动参数，楔形流场流动参数包括马赫数、静温、静压。为了确保楔形激波在来流马赫数Ma条件下是附体激波，楔角δ必须小于楔劈产生附体激波的最大楔角δm，即δ＜δm。
根据斜激波理论，求解得到来流马赫数Ma所对应的最大激波角βm：
其中γ代表比热容比。
能够保证楔劈在来流马赫数Ma条件下产生附体激波的最大楔角楔角δm，通过下式求得：
进一步地，本发明以第i个鼓包迎风面前缘点作为起始点，在楔形流场进行流线追踪直至鼓包迎风面后缘线所在水平截面，从而生成一族由N2个点组成的离散点，该族离散点称为第i条鼓包迎风面流线离散点，N2个第i条鼓包迎风面流线离散点平滑连接构成第i条鼓包迎风面流线，i＝1,2...N1。第i条鼓包迎风面流线末端点即为第i个鼓包迎风面后缘点，N1个鼓包迎风面后缘点平滑连接构成鼓包迎风面后缘线。N1条鼓包迎风面流线放样生成鼓包迎风面。所述流线追踪方法来自“丁峰.吸气式高超声速飞行器内外流一体化“全乘波”气动设计理论和方法研究[D].长沙：国防科技大学(Ph.D.),2016:p68-69.”气动设计理论和方法研究”。
进一步地，本发明根据空气舵翼根长度，设置鼓包上表面后缘横截面位置，并在各个鼓包迎风面后缘点对应的纵向截面，将鼓包迎风面后缘点投影至鼓包上表面后缘横截面上，生成对应的鼓包上表面后缘点，所有鼓包上表面后缘点平滑连接构成鼓包上表面后缘线。
进一步地，本发明位于最左侧的第1个鼓包迎风面后缘点与对应的第1个鼓包上表面后缘点连接而成的直线段作为鼓包上表面左侧轮廓线，位于最右侧的第N1个鼓包迎风面后缘点与对应的第N1个鼓包上表面后缘点连接而成的直线段作为鼓包上表面右侧轮廓线。
进一步地，本发明将鼓包上表面左侧轮廓线等距离离散生成N3个离散点，称为鼓包上表面左侧轮廓点，将鼓包上表面右侧轮廓线等距离离散生成N3个离散点，称为鼓包上表面右侧轮廓点；
将位于最左侧的第1条鼓包迎风面流向型线上的离散点以及鼓包上表面左侧轮廓点沿纵向截面投影至乘波体机身上表面，生成鼓包左侧面下边缘轮廓点，所有鼓包左侧面下边缘轮廓点平滑连接构成鼓包左侧面下边缘轮廓线；将位于最右侧的N1条鼓包迎风面流向型线上的离散点以及鼓包上表面右侧轮廓点沿纵向截面投影至乘波体机身上表面，生成鼓包右侧面下边缘轮廓点，所有鼓包右侧面下边缘轮廓点平滑连接构成鼓包右侧面下边缘轮廓线。
进一步地，本发明将第N3个鼓包上表面左侧轮廓线与第N3个鼓包左侧面下边缘轮廓点连接而成的直线段作为鼓包底面左侧轮廓线，将第N3个鼓包上表面右侧轮廓点与第N3个鼓包右侧面下边缘轮廓点连接而成的直线段作为鼓包底面右侧轮廓线。
进一步地，本发明将鼓包上表面后缘点沿横截面投影至乘波体机身上表面，生成鼓包底面下边缘轮廓点，所有鼓包底面下边缘轮廓点平滑连接构成鼓包底面下边缘轮廓线。
进一步地，本发明中鼓包迎风面后缘线、鼓包上表面左侧轮廓线、鼓包上表面右侧轮廓线、鼓包上表面后缘线组成的封闭平面作为鼓包上表面；最左侧的鼓包迎风面流向型线与鼓包上表面左侧轮廓线、鼓包左侧面下边缘线、鼓包底面左侧轮廓线组成的封闭平面作为鼓包左侧面；最右侧的鼓包迎风面流向型线与鼓包上表面右侧轮廓线、鼓包右侧面下边缘线、鼓包底面右侧轮廓线组成的封闭平面作为鼓包右侧面；鼓包上表面后缘线、鼓包底面左侧轮廓线、鼓包底面右侧轮廓线、鼓包底面下边缘轮廓线组成的封闭平面作为鼓包底面。
本发明提供一种计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现以下步骤：
生成乘波体机身；
在满足舵机鼓包沿Z方向的宽度约束条件下，设计鼓包迎风面前缘线水平投影型线，由鼓包迎风面前缘线水平投影型线得到一系列的鼓包迎风面前缘点，所有鼓包迎风面前缘点平滑连接构成鼓包迎风面前缘线；
在满足舵机鼓包沿Y方向的高度约束条件下，设计鼓包迎风面后缘线所在水平截面的Y方向坐标值；
在各个鼓包迎风面前缘点对应的纵向截面，给定楔劈的楔角，楔劈产生楔形激波和楔形流场，求解楔形激波角和楔形流场流动参数；
以各个鼓包迎风面前缘点作为起始点，在楔形流场进行流线追踪直至鼓包迎风面后缘线所在水平截面，从而生成各个鼓包迎风面前缘点对应的鼓包迎风面流线，各鼓包迎风面流线末端点即为鼓包迎风面后缘点，所有鼓包迎风面流线放样生成楔导乘波鼓包迎风面；
根据空气舵翼根长度、楔导乘波鼓包迎风面的轮廓线以及乘波体机身，确定鼓包上表面后缘线、鼓包上表面左侧轮廓线、鼓包上表面右侧轮廓线、鼓包左侧面下边缘轮廓线、成鼓包右侧面下边缘轮廓线、鼓包底面左侧轮廓线、鼓包底面右侧轮廓线、鼓包底面下边缘轮廓线，进而确定生成鼓包上表面、鼓包左侧面、鼓包右侧面和鼓包底面，鼓包迎风面、鼓包上表面、鼓包左侧面、鼓包右侧面和鼓包底面共同组成舵机鼓包，舵机鼓包与乘波体机身共同组成一体化设计构型。
本发明提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现以下步骤：
生成乘波体机身；
在满足舵机鼓包沿Z方向的宽度约束条件下，设计鼓包迎风面前缘线水平投影型线，由鼓包迎风面前缘线水平投影型线得到一系列的鼓包迎风面前缘点，所有鼓包迎风面前缘点平滑连接构成鼓包迎风面前缘线；
在满足舵机鼓包沿Y方向的高度约束条件下，设计鼓包迎风面后缘线所在水平截面的Y方向坐标值；
在各个鼓包迎风面前缘点对应的纵向截面，给定楔劈的楔角，楔劈产生楔形激波和楔形流场，求解楔形激波角和楔形流场流动参数；
以各个鼓包迎风面前缘点作为起始点，在楔形流场进行流线追踪直至鼓包迎风面后缘线所在水平截面，从而生成各个鼓包迎风面前缘点对应的鼓包迎风面流线，各鼓包迎风面流线末端点即为鼓包迎风面后缘点，所有鼓包迎风面流线放样生成楔导乘波鼓包迎风面；
根据空气舵翼根长度、楔导乘波鼓包迎风面的轮廓线以及乘波体机身，确定鼓包上表面后缘线、鼓包上表面左侧轮廓线、鼓包上表面右侧轮廓线、鼓包左侧面下边缘轮廓线、成鼓包右侧面下边缘轮廓线、鼓包底面左侧轮廓线、鼓包底面右侧轮廓线、鼓包底面下边缘轮廓线，进而确定生成鼓包上表面、鼓包左侧面、鼓包右侧面和鼓包底面，鼓包迎风面、鼓包上表面、鼓包左侧面、鼓包右侧面和鼓包底面共同组成舵机鼓包，舵机鼓包与乘波体机身共同组成一体化设计构型。
相对于现有技术，本发明能够产生的技术效果是：
本发明以鼓包前缘线水平投影型线作为设计输入，通过在鼓包迎风面各个纵向截面设置相同的楔角，实现各个纵向截面激波强度相同的设计构想，即实现舵机鼓包迎风面纵向激波沿横向等激波强度设计，与此同时，在楔形流场进行流线追踪生成各条鼓包迎风面流线，楔形流场流线放样生成的鼓包迎风面可以实现激波附体，从而减小气动阻力。
本发明解决了原始舵机鼓包设计方法中没有考虑纵向激波强度沿横向分布，引起该鼓包纵向截面的激波强度从对称面向两侧逐渐增大，造成该鼓包在不同纵向截面气动力热载荷特性分布不均匀的问题，同时还解决了原始舵机鼓包设计方法中舵机鼓包迎风面初始压缩角度是90度、会产生激波脱体的问题。本发明生成一种各个纵向截面激波强度相同、力热载荷特性分布均匀、迎风面激波附体的楔导乘波舵机鼓包，并将楔导乘波舵机鼓包与乘波体机身进行了一体化设计，从而进一步减小了舵机鼓包与乘波体机身组合体的阻力。
附图说明
图1示出了原始舵机鼓包迎风面设计方法示意图；
图2示出了飞行器飞行条件和机身尺寸；
图3示出了乘波体机身等轴测视图及直角坐标系定义；
图4示出了乘波体机身侧视图及直角坐标系定义；
图5示出了乘波体机身俯视图及直角坐标系定义；
图6示出了构成乘波体机身的一族离散点(即点云)、三角形网格单元及局部放大图；
图7示出了鼓包迎风面前缘线水平投影型线；
图8示出了鼓包迎风面前缘线水平投影型线离散点；
图9示出了将第i个鼓包迎风面前缘线水平投影型线离散点沿纵向截面投影至乘波体机身上表面的示意图；
图10示出了鼓包迎风面前缘点的确定原理示意图；
图11示出了鼓包迎风面前缘线与乘波体机身上表面三角形网格单元相交示意图；
图12示出了由鼓包迎风面前缘线水平投影型线求解得到鼓包迎风面前缘线的示意图；
图13示出了由第i个鼓包迎风面前缘点求解第i个鼓包迎风面后缘点的示意图；
图14示出了第i个鼓包迎风面前缘点对应的纵向截面的示意图，该纵向截面是经过第i个鼓包迎风面前缘点并与XOY平面平行的平面；
图15示出了鼓包迎风面流向型线与乘波体机身的示意图；
图16示出了所有鼓包迎风面流向型线以及每条鼓包迎风面流向型线上的离散点的示意图；
图17示出了由所有鼓包迎风面流向型线放样生成的鼓包迎风面的示意图；
图18示出了生成鼓包上表面、鼓包左侧面、鼓包右侧面、鼓包底面的轮廓线的示意图；
图19示出了由舵机鼓包与乘波体机身共同组成的一体化设计构型左后方视角图；
图20示出了由舵机鼓包与乘波体机身共同组成的一体化设计构型右前方视角图；
图21示出了舵机鼓包与乘波体机身一体化设计构型与空气舵组合在一起的飞行器构型；
图22示出了本发明一实施案例中采用本发明方法得到的舵机鼓包与乘波体机身一体化设计构型在纵向对称面的数值模拟网格图；
图23示出了本发明一实施案例中采用本发明方法得到的舵机鼓包与乘波体机身一体化设计构型在6个不同纵向截面的数值模拟结果，其中(a)代表Z＝0mm纵向截面的数值模拟结果；(b)代表Z＝10mm纵向截面的数值模拟结果；(c)代表Z＝20mm的数值模拟结果；(d)表Z＝30mm的数值模拟结果；(e)代表Z＝40mm的数值模拟结果；(f)代表Z＝50mm的数值模拟结果。
图中标号说明：
1表示原始舵机鼓包迎风面的第一前缘线；2表示原始舵机鼓包迎风面的第二前缘线；3表示原始舵机鼓包迎风面的第三前缘线；4表示原始舵机鼓包迎风面的第四前缘线；5表示原始舵机鼓包迎风面的第一侧面；6表示原始舵机鼓包迎风面的第二侧面；7表示机身长度；8表示机身宽度；9表示飞行条件，包括来流马赫数、来流静温和来流静温；X表示直角坐标系纵向方向坐标值；Y表示直角坐标系法向方向坐标值；Z表示直角坐标系横向方向坐标值；O表示直角坐标系坐标原点；10表示鼓包迎风面前缘线水平投影型线；11表示第i个鼓包迎风面前缘线水平投影型线离散点PL,i；12表示第i个鼓包迎风面前缘点PL,i′；13表示经过第i个鼓包迎风面前缘线水平投影型线离散点PL,i并与Y轴平行的直线；14表示乘波体机身上表面第j个三角形网格单元，它的三个顶点分别为1#离散点15、2#离散点16和3#离散点17；15表示乘波体机身上表面第j个三角形网格单元的1#离散点；16表示乘波体机身上表面第j个三角形网格单元的2#离散点；17表示乘波体机身上表面第j个三角形网格单元的3#离散点；18表示鼓包迎风面前缘线；19表示鼓包迎风面纵向截面平均压缩角；20表示经过第i个鼓包迎风面前缘点且斜率为鼓包迎风面纵向截面平均压缩角正弦值的直线；21表示鼓包迎风面后缘线所在水平截面，且Y＝YT；22表示第i个鼓包迎风面后缘点；23表示鼓包迎风面后缘线；24表示楔劈；25表示楔劈的楔角δ；26表示楔劈下壁面；27表示楔形激波；28表示楔形激波角β；29表示楔形流场；30表示第i条鼓包迎风面流向型线；31表示第i个鼓包迎风面后缘点；32表示N1条鼓包迎风面流向型线；33表示鼓包上表面后缘横截面位置X＝XT；34表示鼓包迎风面第1个后缘点；35表示第1个鼓包上表面后缘点，它也表示第N3个鼓包上表面左侧轮廓点；36表示第N1个鼓包迎风面后缘点；37表示第N1个鼓包上表面后缘点，它也表示第N3个鼓包上表面右侧轮廓点；38表示第1个鼓包迎风面前缘点，它也表示第1个鼓包左侧面下边缘轮廓点；39表示第N3个鼓包左侧面下边缘轮廓点；40表示第N1个鼓包迎风面前缘点，它也表示第1个鼓包右侧面下边缘轮廓点；41表示第N3个鼓包右侧面下边缘轮廓点；42表示舵机鼓包；43表示乘波体机身；44表示空气舵。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
本发明提供一种基于前缘线等激波强度楔导乘波舵机鼓包设计方法，包括以下步骤：
S1，根据飞行器飞行条件和机身尺寸，利用吻切轴对称冯卡门乘波体设计方法，生成乘波体机身。
如图2所示，飞行条件9包括来流马赫数、来流静压和来流静温，机身尺寸包括机身长度7和机身宽度8，吻切轴对称冯卡门乘波体设计方法来自公开日为2020年6月30日，公开号为CN109573092B的发明专利吻切轴对称冯卡门乘波体设计方法。
本发明一实施例中S1中所生成的乘波体机身等轴测视图、侧视图、俯视图及直角坐标系定义如图3、图4和图5所示，图中X表示直角坐标系纵向方向坐标值；Y表示直角坐标系法向方向坐标值；Z表示直角坐标系横向方向坐标值；O表示直角坐标系坐标原点。
S2，在满足舵机鼓包沿Z方向的宽度约束条件下，设计鼓包迎风面前缘线水平投影型线10，由鼓包迎风面前缘线水平投影型线10得到一系列的鼓包迎风面前缘点，所有鼓包迎风面前缘点平滑连接构成鼓包迎风面前缘线。
本发明一实施例中，如图6所示，所述乘波体机身是由一族离散点(即点云)构成，乘波体机身划分为多个三角形网格单元，每一个三角形网格单元均由三个相邻离散点组成，其中乘波体机身上表面是由M个三角形网格单元构成。如图6所示，乘波体机身上表面第j个三角形网格单元14，它的三个顶点分别为1#离散点15、2#离散点16和3#离散点17。
如图7所示，根据舵机鼓包沿Z方向的宽度约束，设计鼓包迎风面前缘线水平投影型线10；如图8所示，将鼓包迎风面前缘线水平投影型线10进行均匀离散，离散得到为N1个鼓包迎风面前缘线水平投影型线离散点，11表示第i个鼓包迎风面前缘线水平投影型线离散点PL,i。
如图9所示，将第i个鼓包迎风面前缘线水平投影型线离散点11沿其纵向截面投影至乘波体机身上表面，生成第i个鼓包迎风面前缘点PL,i′12，用相同的方法生成N1个鼓包迎风面前缘点，N1个鼓包迎风面前缘点平滑连接构成鼓包迎风面前缘线。
如图10所示，本发明一实施例中S2中，基于第i个鼓包迎风面前缘线水平投影型线离散点11，依次求解经过第i个鼓包迎风面前缘线水平投影型线离散点PL,i并与Y轴平行的直线13与乘波体机身上表面第j个三角形网格单元14所在平面的交点Pc,j，i＝1,2...N1，j＝1,2...M，并判断交点Pc,j是否在乘波体机身上表面第j个三角形网格单元内部，直至判断交点Pc,j是在乘波体机身上表面第j个三角形网格单元内部，该交点Pc,j即为第i个鼓包迎风面前缘点PL,i′12。
参照图11和图12，图11示出了鼓包迎风面前缘线与乘波体机身上表面三角形网格单元相交示意图；图12示出了由鼓包迎风面前缘线水平投影型线求解得到鼓包迎风面前缘线的示意图。由N1个离散点构成的鼓包迎风面前缘线与乘波体机身上表面三角形网格单元相交，从而实现如图12所示由鼓包迎风面前缘线水平投影型线求解得到鼓包迎风面前缘线18。
S3，参照图13，在满足舵机鼓包沿Y方向的高度约束条件下，设计鼓包迎风面后缘线所在水平截面21的Y方向坐标值YT。
S4，在各个鼓包迎风面前缘点对应的纵向截面，给定楔劈的楔角δ，楔劈产生楔形激波和楔形流场，求解楔形激波角和楔形流场流动参数。
本发明一实施例中，如图14所示，在第i个鼓包迎风面前缘点对应的纵向截面，给定楔劈24的楔角25，楔角25角度为δ，楔劈24的起点设置在第i个鼓包迎风面前缘点PL,i′12，楔劈下壁面26与X轴保持平行，楔角25为的楔劈24产生楔形激波27和楔形流场29，利用斜激波理论求解楔形激波角β(图14中用28标记)和楔形流场流动参数，楔形流场流动参数包括马赫数、静温、静压。为了确保楔形激波27在来流马赫数Ma条件下是附体激波，楔角δ必须小于楔劈产生附体激波的最大楔角δm，即δ＜δm。
本发明一实施例中楔劈产生附体激波的最大楔角βm通过以下方法求得：
根据斜激波理论求解得到来流马赫数Ma所对应的最大激波角βm，
其中γ代表比热容比。
利用斜激波理论求解得到楔劈产生附体激波的最大楔角δm，
S5，以各个鼓包迎风面前缘点作为起始点，在楔形流场进行流线追踪直至鼓包迎风面后缘线所在水平截面，从而生成各个鼓包迎风面前缘点对应的鼓包迎风面流线，各鼓包迎风面流线末端点即为鼓包迎风面后缘点，所有鼓包迎风面流线放样生成楔导乘波鼓包迎风面。
参照图14、图15、图16和图17，以第i个鼓包迎风面前缘点作为起始点，在楔形流场进行流线追踪直至鼓包迎风面后缘线所在水平截面，从而生成一族由N2个点组成的离散点，该族离散点称为第i条鼓包迎风面流线离散点，N2个第i条鼓包迎风面流线离散点平滑连接构成第i条鼓包迎风面流线，第i条鼓包迎风面流线的末端点即为第i个鼓包迎风面后缘点，N1个鼓包迎风面后缘点平滑连接构成鼓包迎风面后缘线。N1条鼓包迎风面流线32以及N1条鼓包迎风面流线32与乘波体机身，如图15和图16所示。
本发明S4.2中所述流线追踪方法来自“丁峰.吸气式高超声速飞行器内外流一体化“全乘波”气动设计理论和方法研究[D].长沙：国防科技大学(Ph.D.),2016:p68-69.”气动设计理论和方法研究”。
如图17所示，N1条鼓包迎风面流向型线32放样生成鼓包迎风面。
S6，根据空气舵翼根长度、楔导乘波鼓包迎风面的轮廓线以及乘波体机身，确定鼓包上表面后缘线、鼓包上表面左侧轮廓线、鼓包上表面右侧轮廓线、鼓包左侧面下边缘轮廓线、成鼓包右侧面下边缘轮廓线、鼓包底面左侧轮廓线、鼓包底面右侧轮廓线、鼓包底面下边缘轮廓线，进而确定生成鼓包上表面、鼓包左侧面、鼓包右侧面和鼓包底面，鼓包迎风面、鼓包上表面、鼓包左侧面、鼓包右侧面和鼓包底面共同组成舵机鼓包，舵机鼓包与乘波体机身共同组成一体化设计构型。
本发明一实施例中S6通过以下步骤实现：
S6.1，如图18所示，根据空气舵翼根长度，设置鼓包上表面后缘横截面位置33，该横截面X方向的坐标值为X＝XT，并在各个鼓包迎风面后缘点对应的纵向截面，将鼓包迎风面后缘点投影至鼓包上表面后缘横截面上，生成鼓包上表面后缘点，所有鼓包上表面后缘点构成鼓包上表面后缘线。
S6.2，第1个鼓包迎风面后缘点34与第1个鼓包上表面后缘点35组成的直线段作为鼓包上表面左侧轮廓线34-35，第N1个鼓包迎风面后缘点36与第N1个鼓包上表面后缘点37组成的直线段作为鼓包上表面右侧轮廓线36-37。
S6.3，将鼓包上表面左侧轮廓线34-35等距离生成N3个离散点，称为鼓包上表面左侧轮廓点，将鼓包上表面右侧轮廓线36-37等距离生成N3个离散点，称为鼓包上表面右侧轮廓点。
S6.4，将位于最左侧的第1条鼓包迎风面流向型线上的离散点以及鼓包上表面左侧轮廓点沿纵向截面投影至乘波体机身上表面，生成鼓包左侧面下边缘轮廓点，所有鼓包左侧面下边缘轮廓点平滑连接构成鼓包左侧面下边缘轮廓线38-39；将位于最右侧的N1条鼓包迎风面流向型线上的离散点以及鼓包上表面右侧轮廓点沿纵向截面投影至乘波体机身上表面，生成鼓包右侧面下边缘轮廓点，所有鼓包右侧面下边缘轮廓点平滑连接构成鼓包右侧面下边缘轮廓线40-41。图18中，38表示第1个鼓包迎风面前缘点，它也表示第1个鼓包左侧面下边缘轮廓点；39表示第N3个鼓包左侧面下边缘轮廓点；40表示第N1个鼓包迎风面前缘点，它也表示第1个鼓包右侧面下边缘轮廓点；41表示第N3个鼓包右侧面下边缘轮廓点。
S6.5，将第N3个鼓包上表面左侧轮廓点35与第N3个鼓包左侧面下边缘轮廓点39组成的直线段作为鼓包底面左侧轮廓线35-39，将第N3个鼓包上表面右侧轮廓点37与第N3个鼓包右侧面下边缘轮廓点41组成的直线段作为鼓包底面右侧轮廓线37-41。
S6.6，将鼓包上表面后缘点沿横截面投影至乘波体机身上表面，生成鼓包底面下边缘轮廓点，所有鼓包底面下边缘轮廓点构成鼓包底面下边缘轮廓线39-41。
S6.7，将鼓包迎风面后缘线34-36、鼓包上表面左侧轮廓线34-35、鼓包上表面右侧轮廓线36-37、鼓包上表面后缘线35-37组成的封闭平面作为鼓包上表面，将第1条鼓包迎风面流向型线38-34、鼓包上表面左侧轮廓线34-35、鼓包左侧面下边缘线38-39、鼓包底面左侧轮廓线35-39组成的封闭平面作为鼓包左侧面；将第N1条鼓包迎风面流向型线40-36、鼓包上表面右侧轮廓线36-37、鼓包右侧面下边缘线40-41、鼓包底面右侧轮廓线37-41组成的封闭平面作为鼓包右侧面；将鼓包上表面后缘线35-37、鼓包底面左侧轮廓线35-39、鼓包底面右侧轮廓线37-41、鼓包底面下边缘轮廓线39-41组成的封闭平面作为鼓包底面。
S6.8，鼓包迎风面、鼓包上表面、鼓包左侧面、鼓包右侧面、鼓包底面共同组成舵机鼓包，舵机鼓包与乘波体机身共同组成一体化设计构型。
如图19和图20所示，鼓包迎风面、鼓包上表面、鼓包左侧面、鼓包右侧面、鼓包底面共同组成舵机鼓包，舵机鼓包42与乘波体机身43共同组成一体化设计构型；将空气舵44安装在鼓包上表面，舵机鼓包与乘波体机身一体化设计构型与空气舵44组合在一起的飞行器构型如图21所示。
应用案例：
本实施案例以来流马赫数10.0、来流静压1197.031Pa和来流静温226.509K作为设计飞行条件，采用上述实施例提供的方法生成了基于前缘线等激波强度楔导乘波舵机鼓包与乘波体机身一体化设计构型实施案例外形，并对本实施案例外形进行了数值模拟。
图22示出了本实施案例舵机鼓包与乘波体机身一体化设计构型在纵向对称面的数值模拟网格，图23示出了本实施案例舵机鼓包与乘波体机身一体化设计构型在6个不同纵向截面的数值模拟结果，图中示出的参数为流场马赫数。其中(a)代表Z＝0mm纵向截面的数值模拟结果；(b)代表Z＝10mm纵向截面的数值模拟结果；(c)代表Z＝20mm的数值模拟结果；(d)表Z＝30mm的数值模拟结果；(e)代表Z＝40mm的数值模拟结果；(f)代表Z＝50mm的数值模拟结果。
由图23可见，不同纵向截面的激波形态与流场结构基本相同，验证了本发明专利生成的舵机鼓包具有各个纵向截面激波强度相同、力热载荷特性分布均匀的特性，解决了原始舵机鼓包设计方法没有考虑纵向激波强度沿横向分布的设计问题。与此同时，不同纵向截面的激波均是附体激波，验证了本发明专利生成的舵机鼓包迎风面激波是附体的，解决了原始舵机鼓包迎风面激波脱体的问题。
以上所述仅为本发明的优选的实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。