专利摘要
本发明公开了一种后掠角可控的尖顶点密切锥乘波体，所述乘波体的整个前缘为一条直线段，所述直线段前缘的后掠角的角度在设计阶段可控，气捕获曲线由一条直线段和一段圆弧组成，圆弧位于靠近对称面一侧，圆心为流动捕获管曲线位于对称面上的端点；本发明通过后掠角可控的直线前缘在上表面产生稳定分离涡，提高了上表面的气动性能却未牺牲飞行器的体积效率，这对上表面的设计是非常有利的。
权利要求
1.一种后掠角可控的尖顶点密切锥乘波体，其特征在于所述乘波体的整个前缘为一条直线段，所述直线段前缘的后掠角的角度在设计阶段可控，气捕获曲线由一条直线段和一段圆弧组成，圆弧位于靠近对称面一侧，圆心为流动捕获管曲线位于对称面上的端点。
2.根据权利要求1所述的一种后掠角可控的尖顶点密切锥乘波体的生成方法，其特征在于包括以下步骤：
步骤一、根据设计需要，给定巡航马赫数、飞行高度和机身长度；
步骤二、确定后掠角，根据巡航马赫数确定乘波体后掠角的上限，然后根据设计需要选择一个合理的后掠角；
步骤三、确定激波角，首先由巡航马赫数和后掠角的上限确定激波角的变化范围，然后根据设计需要选择一个合理的激波角；
步骤四、给定流动捕获管曲面，该曲面由其在乘波体底部所在平面上的投影曲线流动捕获管曲线确定，为保证得到直线前缘，该曲线采用一条与水平线呈一定夹角的直线段，其长度可由机身长度和后掠角确定；
步骤五、给定进气捕获曲线，该曲线由一条直线段和一段圆弧组成，圆弧位于靠近对称面一侧，圆心为流动捕获管曲线位于对称面上的端点，直线段位于远离对称面一侧，其一端与圆弧相连，连接点处保证一阶导数连续，另一端与流动捕获管曲线远离对称面的端点相连，在该连接点处两条直线段呈一定夹角；
步骤六、确定密切平面，将进气捕获曲线离散为一系列离散点，通过每个离散点做法线，通过法线并垂直于进气捕获曲线所在平面的一系列平面就是密切平面；
步骤七、在每个密切平面内确定密切锥顶点的投影点，对于圆弧段，某个密切平面内密切锥顶点的投影点即为该圆弧段的圆心；
步骤八、在每个密切平面内由激波角、密切锥顶点的投影点和进气捕获曲线上对应离散点确定密切锥的顶点；
步骤九、根据激波角和巡航马赫数，通过求解Taylor-Maccoll方程得到每个密切平面内的密切锥流场；
步骤十、在每个密切平面内确定乘波体的前缘点，该点由流动捕获管和激波面的交点确定；
步骤十一、在每个密切平面内以步骤十确定的前缘点为起点在圆锥流场中进行流线追踪，追踪至进气捕获曲线所在平面，所得所有流线组成乘波体下表面；
步骤十二、在每个密切平面内以步骤十确定的前缘点为起点在自由流场中进行流线追踪，追踪至进气捕获曲线所在平面，所得所有流线组成乘波体上表面；
步骤十三、由圆锥流场提供的无粘流场信息在指定高度和机身长度下利用参考温度法和压缩平板的粘性力计算方法给出乘波体的升阻比，并计算体积效率。
3.根据权利要求2所述的一种后掠角可控的尖顶点密切锥乘波体的生成方法，其特征在于所述步骤八中的某个密切平面内密切锥顶点的投影点由一条直线与密切平面内法线的交点确定。
4.根据权利要求3所述的一种后掠角可控的尖顶点密切锥乘波体的生产方法，其特征在于所述直线通过圆弧圆心，且投影点与进气捕获曲线上对应离散点的连线与流动捕获管曲线有交点。
说明书
技术领域
本发明涉及空气动力学领域，尤其是一种后掠角可控的尖顶点密切锥乘波体。
背景技术
传统布局的飞行器在高超声速飞行时，最大升阻比与飞行马赫数存在以下关系：
其中M∞为飞行马赫数。由上式可知，传统布局在高马赫数时，最大升阻比只能到4左右，即存在“升阻比屏障”。乘波体能够打破传统布局的“升阻比屏障”，对于乘波体布局的飞行器最大升阻比与飞行马赫数的关系为：
上式说明，乘波体布局在高马赫数时，最大升阻比可以达到6左右。乘波体之所以有如此好的升阻比特性是因为：该型飞行器在设计状态飞行时激波完全附着在前缘，就像是骑乘在激波面上飞行，也因此称为“乘波体”。这种流场中，下表面流动被附着激波限制没有向上表面泄露，而对于传统布局，这种上下表面的泄露可以导致多达25％的升力损失。
乘波体按照设计方法大致可以分为两大类：正设计方法和反设计方法。正设计方法是指由某几何外形求得基本流场，然后再通过流动捕获管(FlowCaptureTube，FCT)与激波的交线确定乘波体前缘，最后在流场中从前缘开始进行流线追踪获得乘波构型，这类乘波体的典型代表为由二维切楔流场得到的切楔流场乘波体和由圆锥流场得到的锥导乘波体。
反设计方法与正设计方法不同的是，事先不知道生成基本流场的几何模型，已知基本流场的激波形状，即反设计方法的基本流场需要由激波形状反向迭代求解。对于一般的三维流场，由激波形状反推流场的计算量是比较大的，不利于乘波体的设计。针对该问题，Sobieczky等提出了密切锥乘波体(OsculatingConeWaverider，OCW)的生成方法，并进行了大量研究，其基本思路是使用锥型流场去近似任意的三维流场，大大简化了计算。具体做法是在已知激波形状上取一个横截面，该截面型线称为进气捕获曲线(InletCaptureCurve，ICC)，然后在型线上构造一系列密切锥，通过密切锥激波与流动捕获管的交线确定前缘，最后在密切锥流场中从前缘开始进行流线追踪获得乘波构型。
虽然乘波体的生成与设计方法得到了深入研究，但是仍然存在难以解决的问题：
体积效率与升阻比相互矛盾，设计时必须予以权衡；
上表面设计困难，设计为膨胀面可以提高气动性能但要降低体积效率，设计为压缩面能够提高体积效率但是会降低气动性能，目前一般设计为自由流面，对气动性能和体积效率均无贡献；
低速性能差，因为乘波体设计时只考虑设计状态的性能，因此其它速域的性能尤其是起飞着落和跨音速飞行性能差。
粘性阻力与压差阻力量级相当，设计时必须考虑粘性作用。
发明内容
本发明的目的是提出一种前缘后掠角可控、上表面采用自由流面的密切锥乘波体，该乘波体的整个前缘为一条直线段，并且这条直线段前缘的后掠角在设计阶段能够予以控制。这种乘波体能够有效利用其后掠效应在上表面产生与三角翼类似的稳定分离涡，在不降低体积效率的前提下提高乘波体的升力，这种特性对乘波体的低速性能也十分有利。
为实现上述目的，本发明采用如下技术方案：
一种后掠角可控的尖顶点密切锥乘波体，所述乘波体的整个前缘为一条直线段，所述直线段前缘的后掠角的角度在设计阶段可控，气捕获曲线由一条直线段和一段圆弧组成，圆弧位于靠近对称面一侧，圆心为流动捕获管曲线位于对称面上的端点。
一种后掠角可控的尖顶点密切锥乘波体的生成方法，包括以下步骤：
步骤一、根据设计需要，给定巡航马赫数、飞行高度和机身长度；
步骤二、确定后掠角，根据巡航马赫数确定乘波体后掠角的上限，然后根据设计需要选择一个合理的后掠角；
步骤三、确定激波角，首先由巡航马赫数和后掠角的上限确定激波角的变化范围，然后根据设计需要选择一个合理的激波角；
步骤四、给定流动捕获管曲面，该曲面由其在乘波体底部所在平面上的投影曲线流动捕获管曲线确定，为保证得到直线前缘，该曲线采用一条与水平线呈一定夹角的直线段，其长度可由机身长度和后掠角确定；
步骤五、给定进气捕获曲线，该曲线由一条直线段和一段圆弧组成，圆弧位于靠近对称面一侧，圆心为流动捕获管曲线位于对称面上的端点，直线段位于远离对称面一侧，其一端与圆弧相连，连接点处保证一阶导数连续，另一端与流动捕获管曲线远离对称面的端点相连，在该连接点处两条直线段呈一定夹角；
步骤六、确定密切平面，将进气捕获曲线离散为一系列离散点，通过每个离散点做法线，通过法线并垂直于进气捕获曲线所在平面的一系列平面就是密切平面；
步骤七、在每个密切平面内确定密切锥顶点的投影点，对于圆弧段，某个密切平面内密切锥顶点的投影点即为该圆弧段的圆心；
步骤八、在每个密切平面内由激波角、密切锥顶点的投影点和进气捕获曲线上对应离散点确定密切锥的顶点；
步骤九、根据激波角和巡航马赫数，通过求解Taylor-Maccoll方程得到每个密切平面内的密切锥流场；
步骤十、在每个密切平面内确定乘波体的前缘点，该点由流动捕获管和激波面的交点确定；
步骤十一、在每个密切平面内以步骤十确定的前缘点为起点在圆锥流场中进行流线追踪，追踪至进气捕获曲线所在平面，所得所有流线组成乘波体下表面；
步骤十二、在每个密切平面内以步骤十确定的前缘点为起点在自由流场中进行流线追踪，追踪至进气捕获曲线所在平面，所得所有流线组成乘波体上表面；
步骤十三、由圆锥流场提供的无粘流场信息在指定高度和机身长度下利用参考温度法和压缩平板的粘性力计算方法给出乘波体的升阻比，并计算体积效率。
在上述技术方案中，所述步骤八中的某个密切平面内密切锥顶点的投影点由一条直线与密切平面内法线的交点确定。
在上述技术方案中，所述直线通过圆弧圆心，且投影点与进气捕获曲线上对应离散点的连线与流动捕获管曲线有交点。
综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果具体表现如下：
进气捕获曲线上的圆弧段以及流动捕获管曲线通过该圆弧段的圆心确保该型乘波体头部为尖顶点；
进气捕获曲线上的直线段、流动捕获管曲线为直线以及密切锥顶点的投影为直线确保了该型乘波体前缘为直线前缘，并且可控；
获得的乘波体平面形状与三角翼相同，能够在飞行时在上表面产生稳定分离涡，从而提高该型乘波体的升力特性，这一点在低速飞行时尤为重要；
本发明通过后掠角可控的直线前缘在上表面产生稳定分离涡，提高了上表面的气动性能却未牺牲飞行器的体积效率，这对上表面的设计是非常有利的。
附图说明
本发明将通过例子并参照附图的方式说明，其中：
图1是本发明的自由视图；
图2是图1的俯视图以及几何关系示意图；
图3是图1的后视图以及几何关系示意图；
图4是图2、图3后视图的基础上标示出离散点、法线和密切锥顶点投影点的示意图；
图5是密切锥顶点求解示意图；
其中：1是乘波体下表面，2是进气捕获曲线，3是激波面。
具体实施方式
本发明安装以下步骤进行实施：
一、根据设计需要，给定巡航马赫数、飞行高度和机身长度；
二、确定后掠角，首先由巡航马赫数确定乘波体后掠角的上限，然后根据设计需要选择一个合理的后掠角；
三、确定激波角，首先由巡航马赫数和后掠角的上限确定激波角的变化范围，然后根据设计需要选择一个合理的激波角；
四、给定流动捕获管曲面，该曲面由其在乘波体底部所在平面上的投影曲线流动捕获管曲线确定，为保证得到直线前缘，该曲线采用一条与水平线呈一定夹角的直线段，其长度可由机身长度和后掠角确定；
五、给定进气捕获曲线，该曲线由一条直线段和一段圆弧组成，圆弧位于靠近对称面一侧，圆心为流动捕获管曲线位于对称面上的端点，直线段位于远离对称面一侧，其一端与圆弧相连，连接点处保证一阶导数连续，另一端与流动捕获管曲线远离对称面的端点相连，在该连接点处两条直线段呈一定夹角；
六、确定密切平面，将进气捕获曲线离散为一系列离散点，通过每个离散点做法线，通过法线并垂直于进气捕获曲线所在平面的一系列平面就是密切平面；
七、在每个密切平面内确定密切锥顶点的投影点，对于圆弧段，某个密切平面内密切锥顶点的投影点即为该圆弧段的圆心；对于直线段，由于其曲率半径无限大，且要保证得到直线前缘，所以某个密切平面内密切锥顶点的投影点由一条特定直线与密切平面内法线的交点确定，这条特定直线必须通过圆弧圆心，并且保证投影点与进气捕获曲线上对应离散点的连线与流动捕获管曲线有交点；
八、在每个密切平面内由激波角、密切锥顶点的投影点和进气捕获曲线上对应离散点确定密切锥的顶点；
九、根据激波角和巡航马赫数，通过求解Taylor-Maccoll方程得到每个密切平面内的密切锥流场，由于所有密切锥的激波角和巡航马赫数都相同只计算一次即可；
十、在每个密切平面内确定乘波体的前缘点，该点由流动捕获管和激波面(在密切平面内为一条线)的交点确定；
十一、在每个密切平面内以步骤十确定的前缘点为起点在圆锥流场中进行流线追踪，追踪至进气捕获曲线所在平面，所得所有流线组成乘波体下表面；
十二、在每个密切平面内以步骤十确定的前缘点为起点在自由流场中进行流线追踪，追踪至进气捕获曲线所在平面，所得所有流线组成乘波体上表面；
十三、由圆锥流场提供的无粘流场信息在指定高度和机身长度下利用参考温度法和压缩平板的粘性力计算方法给出乘波体的升阻比，并计算体积效率。
步骤一中指定巡航马赫数M∞、飞行高度H和机身长度L，机身长度如图2中所示直线段OV的长度；
步骤二中乘波体后掠角λ如图2中所示，上限由如下公式确定：
λ<90°-sin-1(1M∞)
步骤三中激波角β的变化范围由如下公式确定：
sin-1(1M∞)<β<90°-λ
步骤四中的流动捕获管曲线如图3中的直线段OE所示，与水平线夹角为θ，其长度s可由下式确定：
步骤五中的进气捕获曲线如图3中的曲线段RAE所示，RA为圆弧段，AE为直线段，点O为圆弧RA的圆心，该曲线与流动捕获管曲线的夹角γ可由下式计算：
γ＝θ+sin-1(tanλ·tanβ)
直线度AE的长度l可由下式计算：
圆弧RA的半径r可由下式计算：
步骤六中的离散点如图4中的“◇”所示，法线如图4中的虚线所示；
步骤七中的密切锥顶点的投影点如图4中的“○”所示；
步骤八中的密切锥顶点如图5中的M点所示，该点为OFR所在密切平面内密切锥的顶点，该点位置可由OM线段的长度确定，OM线段的长度由激波角和OR线段的长度确定，计算公式如下：
其它密切平面内的密切锥顶点均使用相同方法计算得到。
步骤十三中的体积效率采用如下定义：
其中Sp为乘波体的平面面积。
具体实施如下：
设定飞行条件为：30公里高度，6马赫的巡航马赫数，设定机身长度为20米，在此条件下生成乘波体并说明其上表面的涡升力。
一、根据巡航马赫数计算后掠角的上限为80.4°，本实例取后掠角为75°；
二、根据巡航马赫数和后掠角确定激波角在9.6°到15°之间，本实例取12°；
三、确定流动捕获管曲线，与水平线的夹角取0°，计算得到该曲线长度为5.36米；
四、确定进气捕获曲线，计算得到其直线段与流动捕获管曲线夹角为52.5°，直线段的长度为8.80米，圆弧的半径为6.76米；
五、对进气捕获曲线进行离散，获得离散点，并由离散点确定密切平面，在每个密切平面内确定密切锥顶点；
六、由Taylor-Maccoll方程求解来流马赫数为6马赫，激波角为12°的圆锥流场；
七、计算乘波体前缘曲线，由流动捕获管和每个密切面内的圆锥激波的交点组成；
八、在每个密切平面内，以计算得到的乘波体前缘曲线上的点为起点，分别在圆锥流场和自由流场中做流线追踪，圆锥流场中的流线组成的流面即为乘波体的下表面，自由流场中的流线组成的流面即为乘波体的上表面，生成外形如图1所示；
九、估算乘波体的性能：升阻比为6.58，体积效率为0.2221；
十、上表面涡升力验证，使用计算流体力学工具在30公里，马赫数6的情况下，分别计算攻角为0°、4°和6°攻角的乘波体流场，可以看出在4°时，上表面已经存在明显的低压区，6°时这种低压效应更加明显。
本发明并不局限于前述的具体实施方式。本发明扩展到任何在本说明书中披露的新特征或任何新的组合，以及披露的任一新的方法或过程的步骤或任何新的组合。
一种后掠角可控的尖顶点密切锥乘波体专利购买费用说明
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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