一种大后掠翼双锥结构标模气动布局的设计方法及外形

技术领域

本发明涉及一种大后掠翼双锥结构标模气动布局设计方法及外形，属于飞行器气动布局设计技术领域。

背景技术

在飞行器空气动力学领域，边界层转捩研究是流体力学悬而未决的一个世界难题。由于边界层的层流和湍流两个流动状态对飞行器摩擦阻力、噪声、表面热流等方面存在着巨大差异，对飞行器的安全和气动性能具有显著的影响。因此，研究高超声速边界层转捩问题，预测层流到湍流的转捩位置，对飞行器的气动设计和热防护设计尤为重要。但是，高超声速边界层转捩过程包含的流动现象和机制十分复杂，仅依靠单一研究手段难以克服工程实际中遇到的困难，技术人员通常需要设计特定的标模飞行外形，并结合多种研究手段针对标模外形展开综合研究。

目前，边界层转捩的研究手段主要包括风洞实验、数值分析以及模型飞行试验。然而，由于技术局限性，风洞无法完全模拟真实飞行环境中的复杂来流条件和噪声效应，导致从风洞数据准确外推至实际飞行状态的边界层转捩特性存在较大挑战。同时，尽管数值模拟在一定程度上能够模拟边界层转捩现象，但受限于对飞行中未知背景扰动的再现能力，尚不能全面揭示飞行器在真实飞行条件下表面发生的边界层转捩机理。在现有技术水平下，单独依赖风洞实验和数值计算不足以提供全面深入的理解。因此，结合风洞实验、数值模拟、模型飞行试验等多种手段针对标模外形展开综合，研究显得尤为关键。这类飞行试验的标准模型设计，必须精确代表飞行器典型特征，其质量直接决定了能否成功捕捉到转捩问题的关键现象、规律及其内在原理，并最终实现预期的研究目标。

在针对转捩现象的研究中，飞行器标准模型的设计需要遵循特定的限制与需求。首先，模型应当具有典型高超声速飞行器的特点，并且能明显表现出转捩现象，以便在实际飞行试验中能够准确捕捉并测量相关的转捩效应；同时，为了便于与数值模拟及风洞实验的大规模范围的数据进行有效对比，飞行器构型应尽可能简化。其次，飞行器设计时需要具备良好的对称性，这有利于在相似飞行条件下获得可重复、可比对的数据结果，从而增强研究数据的可靠性和验证准确性。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的不足，创造性地提出了一种大后掠翼双锥结构标模气动布局的设计方法，以及基于该气动布局设计方法生成的外形，能够满足边界层转捩研究的设计需求，为边界层转捩研究提供了一种可选的标模方案。

本发明的目的通过以下方案实现。

一种大后掠翼双锥结构标模气动布局的设计方法，包括以下步骤：

步骤1：设计飞行器头部区域轮廓线。

具体地，给定飞行器的头部半径R

生成飞行器头部，该头部为球体的一部分。

生成完整的头部半径R

步骤2：设计飞行器机身双锥结构。

具体地，首先，根据飞行器双锥结构中第一个锥的设计长度L

同理，根据双锥结构中第二个锥的设计长度L

步骤3：设计飞行器后掠翼轮廓线。

具体地，首先，机翼从B

然后，根据A

步骤4：将步骤3设计的后掠翼轮廓线进行拉伸和直角导圆角处理，得到飞行器结构外形。

具体地，首先，通过向z轴的正负方向，分别拉伸三角形B

然后，选择机翼轮廓B

最后，通过左右对称得到对称部分的机翼结构，完成飞行器所有截面设计。

有益效果

采用本发明设计方法生成的外形，具备大后掠翼身组合体构型造型特征，具备当前典型的高超声速翼身组合体飞行器特征。该标模在翼身连接处具有四个上下左右对称的角区区域，角区增加了流动结构的复杂性，使得转捩现象得以发生。此外，该标模在机身上还具有两处上下对称的双锥结构，双锥结构增加了流动膨胀区，并对当地雷诺数以及转捩产生一定的影响，为控制转捩作用的研究提供参考。经过验证，该飞行器在机身及机翼的大部分区域产生明显的转捩现象，并且具备独特的转捩特征，即转捩区域均从翼身连接处起始，往下游方向，沿连接处逐渐向两侧发展扩大。这一特性突显了该飞行器在转捩现象方面的独特性和新颖性。因此，该飞行器能够满足转捩机制的研究要求，同时上下左右的对称设计还可以满足飞行试验过程中数据的对比验证需求。此外，作为机身的双锥结构和机翼的相接设计使得飞行器一方面构型比较简洁。最后该飞行器机身的圆形截面特征保证了飞行器具有较好的装填空间，有利于飞行试验中测量仪器的装填。

附图说明

图1为本发明实施例中头部区域轮廓线设计；

图2为本发明实施例中机身双锥结构的轮廓线设计；

图3为本发明实施例中机翼的轮廓线设计；

图4为本发明实施例中机翼导圆角处理前的结构；

图5为本发明实施例中机翼导圆角处理后的正视图；

图6为本发明实施例中生成的最终外形的侧视图；

图7为本发明实施例中生成的最终外形的整体斜视图；

图8为本发明实施例中转捩现象模拟结果图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明做进一步详细说明。

一种大后掠翼双锥结构标模气动布局的设计方法，包括以下步骤：

步骤1：给定飞行器的头部半径R

步骤2：如附图2所示。根据飞行器双锥结构中第一个锥的设计长度L

步骤3：如附图3所示。机翼从步骤1中的B

然后，根据步骤2中A

步骤4：如图4所示。通过向z轴的正负方向分别拉伸三角形B

选择机翼轮廓B

如图5所示，通过左右对称得到对称部分的机翼，最后得到完整的飞行器结构外形，如图6、7所示。

实施例

在本实施例中，给定飞行器头部半径R

如图2所示，根据飞行器双锥结构中第一个锥的设计长度L

如图3所示，机翼从步骤一中的B

如图4所示，通过向z轴的正负方向分别拉伸三角形B

采用本发明设计方法生成的外形，具备大后掠翼身组合体构型造型特征，具备当前典型的高超声速翼身组合体飞行器特征。该标模在翼身连接处具有四个上下左右对称的独立角区区域，角区增加了流动结构的复杂性，使得转捩现象得以发生。此外，该标模在机身上还具有两处上下对称的双锥结构，双锥结构增加了流动膨胀区，使得流动的分离再附现象得以发生并对转捩产生一定的影响，为控制转捩作用的研究提供参考，如附图8所示。经过验证，该飞行器在机身及机翼的大部分区域产生明显的转捩现象，并且具备独特的转捩特征，即转捩区域均从翼身连接处起始，往下游方向，沿连接处逐渐向两侧发展扩大。这一特性突显了该飞行器在转捩现象方面的独特性和新颖性。因此，该飞行器能够满足转捩机制的研究要求，同时上下左右的对称设计还可以满足飞行试验过程中数据的对比验证需求。此外作为机身的双锥结构和机翼的相接设计使得飞行器一方面构型比较简洁。最后该飞行器机身的圆形截面特征保证了飞行器具有较好的装填空间，有利于飞行试验中测量仪器的装填。