基于后缘线等激波强度楔导乘波舵机鼓包设计方法与流程

1.本发明涉及高超声速飞行器气动外形设计的技术领域，具体涉及一种基于后缘线等激波强度楔导乘波舵机鼓包设计方法。


背景技术：

2.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。
3.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。
4.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。
5.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。


技术实现要素：

6.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，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后缘线等激波强度楔导乘波舵机鼓包设计方法。本发明由鼓包迎风面后缘线向前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。
7.为实现本发明的技术目的，采用以下技术方案：
8.基于后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：
9.生成乘波体机身；
10.在满足舵机鼓包沿z方向的宽度约束条件下，设计鼓包迎风面后缘线；
11.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y
t
，从而得到鼓包迎风面后缘线所在水平截面；
12.对鼓包迎风面后缘线进行离散，得到一系列鼓包迎风面后缘点，在各个鼓包迎风面后缘点对应的纵向截面，根据给定的鼓包迎风面纵向截面压缩角δ1，求解对应的鼓包迎风面前缘点，所有鼓包迎风面前缘点构成鼓包迎风面前缘线；
13.在各个鼓包迎风面后缘点对应的纵向截面，给定楔劈的楔角δ2，且δ2＝δ1，楔角为δ2的楔劈产生楔形激波和楔形流场，利用斜激波理论求解楔形激波角和楔形流场流动参数；
14.以各鼓包迎风面后缘点作为起始点，在楔形流场沿x轴负方向进行流线追踪直至鼓包迎风面前缘点，从而生成鼓包迎风面流线，所有鼓包迎风面流线放样生成楔导乘波鼓包迎风面；
15.根据空气舵翼根长度和鼓包迎风面轮廓线，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，根据轮廓线生成鼓包上表面、鼓包左侧面、鼓包右侧面和鼓包底面；
16.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。
17.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。
18.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，将所述一族离散点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。
19.进一步地，鼓包迎风面前缘线的获取方法如下：在第i个鼓包迎风面后缘点对应的纵向截面，其中i＝1,2...n1，n1为鼓包迎风面后缘点的数目；根据经过第i个鼓包迎风面后缘点且斜率为鼓包迎风面纵向截面压缩角δ1正弦值的直线以及乘波体机身上表面，求解得到第i个鼓包迎风面前缘点，所有鼓包迎风面前缘点构成鼓包迎风面前缘线。
20.第i个鼓包迎风面前缘点的具体求解方法如下：
21.依次求解经过第i个鼓包迎风面后缘点且斜率为鼓包迎风面纵向截面压缩角δ1正弦值的直线与乘波体机身上表面各三角形网格单元所在平面的交点，并判断各交点是否在乘波体机身上表面其对应三角形网格单元内部，直至判断得到交点p
c,j
是在乘波体机身上表面第j个三角形网格单元内部，则该交点p
c,j
即为第i个鼓包迎风面前缘点p
l,i
。
22.进一步地，在第i个鼓包迎风面后缘点对应的纵向截面，楔角为δ2的楔劈起点设置在第i个鼓包迎风面后缘点，楔劈下壁面与x轴保持平行，楔角为δ2的楔劈产生楔形激波和楔形流场，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δ2必须小于楔劈产生附体激波的最大楔角δ
m
，即δ2＜δ
m
。
23.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β
m
：
[0024][0025]
其中γ为比热容比。
[0026]
将来流马赫数ma和最大激波角β
m
作为已经条件，通过下式求解得到楔角δ
m
：
[0027][0028]
楔角δ
m
即为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。
[0029]
进一步地，本发明以第i个鼓包迎风面后缘点作为起始点，在楔形流场沿x轴负方向进行流线追踪直至对应的鼓包迎风面前缘点，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，第i条鼓包迎风面流线离散点连接成第i条鼓包迎风面流线，用相同的方法生成所有鼓包迎风面流线。所有鼓包迎风面流线放样生成鼓包迎风面。其中所述流线追踪方法不限，如来自“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”。
[0030]
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x＝x
t
，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。
[0031]
进一步地，本发明将位于最左侧的第1个鼓包迎风面后缘点与位于最左侧的第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位于最右侧的第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。
[0032]
进一步地，本发明将鼓包上表面左侧轮廓线均匀离散，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均匀离散，生成n3个离散点，称为鼓包上表面右侧轮廓点；
[0033]
将位于最左侧的第1条鼓包迎风面流线离散点、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连接成鼓包左侧面下边缘轮廓线；将位于最右侧的第n1条鼓包迎风面流线离散点、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构成鼓包右侧面下边缘轮廓线。
[0034]
进一步地，本发明将第n3个鼓包上表面左侧轮廓点与对应的第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对应的第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。
[0035]
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连接成鼓包底面下边缘轮廓线。
[0036]
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。
[0037]
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：
[0038]
生成乘波体机身；
[0039]
在满足舵机鼓包沿z方向的宽度约束条件下，设计鼓包迎风面后缘线；
[0040]
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y
t
，从而得到鼓包迎风面后缘线所在水平截面；
[0041]
对鼓包迎风面后缘线进行离散，得到一系列鼓包迎风面后缘点，在各个鼓包迎风面后缘点对应的纵向截面，根据给定的鼓包迎风面纵向截面压缩角δ1，求解对应的鼓包迎风面前缘点，所有鼓包迎风面前缘点构成鼓包迎风面前缘线；
[0042]
在各个鼓包迎风面后缘点对应的纵向截面，给定楔劈的楔角δ2，且δ2＝δ1，楔角为δ2的楔劈产生楔形激波和楔形流场，利用斜激波理论求解楔形激波角和楔形流场流动参数；
[0043]
以各鼓包迎风面后缘点作为起始点，在楔形流场沿x轴负方向进行流线追踪直至鼓包迎风面前缘点，从而生成鼓包迎风面流线，所有鼓包迎风面流线放样生成楔导乘波鼓包迎风面；
[0044]
根据空气舵翼根长度和鼓包迎风面轮廓线，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，根据轮廓线生成鼓包上表面、鼓包左侧面、鼓包右侧面和鼓包底面；
[0045]
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。
[0046]
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：
[0047]
生成乘波体机身；
[0048]
在满足舵机鼓包沿z方向的宽度约束条件下，设计鼓包迎风面后缘线；
[0049]
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y
t
，从而得到鼓包迎风面后缘线所在水平截面；
[0050]
对鼓包迎风面后缘线进行离散，得到一系列鼓包迎风面后缘点，在各个鼓包迎风面后缘点对应的纵向截面，根据给定的鼓包迎风面纵向截面压缩角δ1，求解对应的鼓包迎风面前缘点，所有鼓包迎风面前缘点构成鼓包迎风面前缘线；
[0051]
在各个鼓包迎风面后缘点对应的纵向截面，给定楔劈的楔角δ2，且δ2＝δ1，楔角为δ2的楔劈产生楔形激波和楔形流场，利用斜激波理论求解楔形激波角和楔形流场流动参数；
[0052]
以各鼓包迎风面后缘点作为起始点，在楔形流场沿x轴负方向进行流线追踪直至鼓包迎风面前缘点，从而生成鼓包迎风面流线，所有鼓包迎风面流线放样生成楔导乘波鼓包迎风面；
[0053]
根据空气舵翼根长度和鼓包迎风面轮廓线，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，根据轮廓线生成鼓包上表面、鼓包左侧面、鼓包右侧面和鼓包底面；
[0054]
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。
[0055]
相对于现有技术，本发明能够产生的技术效果是：
[0056]
以鼓包迎风面后缘线作为设计输入，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。
[0057]
本发明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，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，解决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，本发明由后缘线向前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
[0058]
图1示出了原始舵机鼓包迎风面设计方法示意图；
[0059]
图2示出了飞行器飞行条件和机身尺寸；
[0060]
图3示出了乘波体机身等轴测视图及直角坐标系定义；
[0061]
图4示出了乘波体机身侧视图及直角坐标系定义；
[0062]
图5示出了乘波体机身俯视图及直角坐标系定义；
[0063]
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；
[0064]
图7示出了鼓包迎风面后缘线；
[0065]
图8示出了鼓包迎风面后缘线离散点；
[0066]
图9示出了由鼓包迎风面第i个后缘点求解鼓包迎风面第i个前缘点的示意图；
[0067]
图10示出了鼓包迎风面前缘点的确定原理示意图；
[0068]
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；
[0069]
图12示出了第i个鼓包迎风面后缘点对应的纵向截面的示意图，该纵向截面是经过第i个鼓包迎风面后缘点并与xoy平面平行的平面；
[0070]
图13示出了n1条鼓包迎风面流线与乘波体机身的示意图；
[0071]
图14示出了n1条鼓包迎风面流线以及每条鼓包迎风面流线上的离散点的示意图；
[0072]
图15示出了由所有鼓包迎风面流线放样生成的鼓包迎风面的示意图；
[0073]
图16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；
[0074]
图17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；
[0075]
图18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；
[0076]
图19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；
[0077]
图20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；
[0078]
图21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。
[0079]
图中标号：
[0080]
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；10表示鼓包迎风面后缘线；11表示第i个鼓包迎风面后缘点；12表示鼓包迎风面后缘线所在水平截面，且y＝y
t
；13表示鼓包迎风面纵向截面压缩角，其取值为δ1；14表示经过第i个鼓包迎风面后缘点11且斜率为鼓包迎风面纵向截面压缩角δ1正弦值的直线；15、第i个鼓包迎风面前缘点；16表示鼓包迎风面前缘线；17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18、2#离散点19和3#离散点20；18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；19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；20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；21表示楔劈；22表示楔劈的楔角，其取值为δ2；23表示楔劈下壁面；24表示楔形激波；25表示楔形激波角，其取值为β；26表示楔形流场；27表示第i条鼓包迎风面流线，它是由n2个离散点构成；28表示n1条鼓包迎风面流线；29表示鼓包上表面后缘横截面位置x＝x
t
；30表示第1个鼓包迎风面后缘点；31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；32表示第n1个鼓包迎风面后缘点；33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；34表示鼓包左侧面下边缘轮廓线的起始点；35表示鼓包左侧面下边缘轮廓线的末端点；36表示鼓包右侧面下边缘轮廓线的起始点；37表示鼓包右侧面下边缘轮廓线的末端点；38表示舵机鼓包；39表示乘波体机身；40表示空气舵。
具体实施方式
[0081]
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。
[0082]
本发明提供一种基于后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：
[0083]
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。
[0084]
本发明一实施例中，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。
[0085]
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。
[0086]
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，这一族离散点可以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10所示，乘波体机身上表面第j个三角形网格单元17，它的三个顶点分别为1#离散点18、2#离散点19和3#离散点20。
[0087]
s2，如图7所示，在满足舵机鼓包沿z方向的宽度约束条件下，设计鼓包迎风面后缘线10。如图8所示，将鼓包迎风面后缘线10进行离散，得到n1个离散点，即为鼓包迎风面后缘点，图8中标号11即第i个鼓包迎风面后缘点，记为p
t,i
。
[0088]
s3，如图9所示，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10所在水平截面的y方向坐标值y
t
，从而得到鼓包迎风面后缘线所在水平截面12，鼓包迎风面后缘线所在水平截面在y方向的坐标值为y
t
。
[0089]
s4，在各个鼓包迎风面后缘点对应的纵向截面，根据给定的鼓包迎风面纵向截面压缩角δ1，求解对应的鼓包迎风面前缘点，所有鼓包迎风面前缘点构成鼓包迎风面前缘线。
[0090]
如图9所示，给定鼓包迎风面纵向截面压缩角13，其取值为δ1。在第i个鼓包迎风面后缘点11对应的纵向截面，根据经过第i个鼓包迎风面后缘点11且斜率为鼓包迎风面纵向截面压缩角δ1正弦值的直线14以及乘波体机身上表面，求解第i个鼓包迎风面前缘点15的x方向坐标值和y方向坐标值，分别记为x
l,i
、y
l,i
，从而得到第i个鼓包迎风面前缘点15，n1个鼓包迎风面前缘点构成鼓包迎风面前缘线16。
[0091]
参照图10，生成第i个鼓包迎风面前缘点的具体实现方法如下所述：
[0092]
首先，依次求解经过经过第i个鼓包迎风面后缘点11且斜率为鼓包迎风面纵向截面压缩角δ1正弦值的直线14与乘波体机身上表面各三角形网格单元所在平面的交点，然后，判断交点是否在乘波体机身上表面其对应三角形网格单元内部，直至判断得到交点p
c,j
是在乘波体机身上表面第j个三角形网格单元17内部，该交点p
c,j
即为第i个鼓包迎风面前缘点15。用相同的方法生成所有鼓包迎风面前缘点，所有鼓包迎风面前缘点连接成鼓包迎风面前缘线16，图11示出了鼓包迎风面前缘线16与乘波体机身上表面三角形网格单元相交
示意图。
[0093]
s5，在各个鼓包迎风面后缘点对应的纵向截面，给定楔劈的楔角δ2，且δ2＝δ1，楔角为δ2的楔劈产生楔形激波和楔形流场，利用斜激波理论求解楔形激波角和楔形流场流动参数。
[0094]
如图12所示，在第i个鼓包迎风面后缘点对应的纵向截面，给定楔劈21的楔角，楔劈的楔角22取值为δ2，且δ2＝δ1，楔劈22的末端点设置在第i个鼓包迎风面后缘点11，楔劈下壁面23与x轴保持平行，楔角为δ2的楔劈产生楔形激波24和楔形流场26，利用斜激波理论求解楔形激波角25(取值为β)和楔形流场流动参数，楔形流场26的流动参数包括马赫数、静温、静压。为了确保楔形激波24在来流马赫数ma条件下是附体激波，δ2必须小于楔劈产生附体激波的最大楔角δ
m
，即δ2＜δ
m
。
[0095]
根据斜激波理论所示的公式(1)，可以求解得到来流马赫数ma所对应的最大激波角β
m
，然后将来流马赫数ma和最大激波角β
m
作为已经条件，利用斜激波理论所示的公式(2)求解得到楔角δ
m
，楔角δ
m
即为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。
[0096][0097][0098]
其中γ为比热容比。
[0099]
s6，以各鼓包迎风面后缘点作为起始点，在楔形流场沿x轴负方向进行流线追踪直至鼓包迎风面前缘点，从而生成鼓包迎风面流线，所有鼓包迎风面流线放样生成楔导乘波鼓包迎风面。
[0100]
参照图13、图14和图15，以第i个鼓包迎风面后缘点11作为起始点，在楔形流场26沿x轴负方向进行流线追踪直至第i个鼓包迎风面前缘点15，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连接成第i条鼓包迎风面流线27；用相同的方法生成n1条鼓包迎风面流线28。其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”。
[0101]
如图15所示，n1条鼓包迎风面流线放样生成鼓包迎风面。
[0102]
s7，根据空气舵翼根长度和鼓包迎风面轮廓线，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，根据轮廓线生成鼓包上表面、鼓包左侧面、鼓包右侧面和鼓包底面。
[0103]
s7.1如图16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29，即设置鼓包上表面后缘横截面的横坐标x＝x
t
，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。
[0104]
s7.2将位于最左侧的第1个鼓包迎风面后缘点30与位于最左侧的第1个鼓包上表面后缘点31组成的直线段作为鼓包上表面左侧轮廓线30
‑
31，位于最右侧的第n1个鼓包迎风面后缘点32与位于最右侧的第n1个鼓包上表面后缘点33组成的直线段作为鼓包上表面
右侧轮廓线32
‑
33。
[0105]
s7.3将鼓包上表面左侧轮廓线30
‑
31等距离均匀离散，生成n3个离散点，称为鼓包上表面左侧轮廓点。同样的，将鼓包上表面右侧轮廓线32
‑
33均匀离散，生成n3个离散点，称为鼓包上表面右侧轮廓点。
[0106]
s7.4将第1条鼓包迎风面流线离散点、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连接成鼓包左侧面下边缘轮廓线34
‑
35，鼓包左侧面下边缘轮廓线的起始点34也即第1个鼓包迎风面前缘点，标号35代表鼓包左侧面下边缘轮廓线的末端点。将第n1条鼓包迎风面流线离散点、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连接成鼓包右侧面下边缘轮廓线36
‑
37，鼓包右侧面下边缘轮廓线的起始点36也即第n1个鼓包迎风面前缘点，标号37代表鼓包右侧面下边缘轮廓线的末端点。
[0107]
s7.5将第n3个鼓包上表面左侧轮廓点(也即第1个鼓包上表面后缘点31)与鼓包左侧面下边缘轮廓线的末端点35组成的直线段作为鼓包底面左侧轮廓线31
‑
35，将第n3个鼓包上表面右侧轮廓点(也即第n1个鼓包上表面后缘点33)与鼓包右侧面下边缘轮廓线的末端点37组成的直线段作为鼓包底面右侧轮廓线33
‑
37。
[0108]
s7.6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连接成鼓包底面下边缘轮廓线35
‑
37。
[0109]
s7.7将鼓包迎风面后缘线30
‑
32、鼓包上表面左侧轮廓线30
‑
31、鼓包上表面右侧轮廓线32
‑
33、鼓包上表面后缘线31
‑
33组成的封闭平面作为鼓包上表面，将第1条鼓包迎风面流线34
‑
30、鼓包上表面左侧轮廓线30
‑
31、鼓包左侧面下边缘线34
‑
35、鼓包底面左侧轮廓线31
‑
35组成的封闭平面作为鼓包左侧面；将第n1条鼓包迎风面流线36
‑
32、鼓包上表面右侧轮廓线32
‑
33、鼓包右侧面下边缘线36
‑
37、鼓包底面右侧轮廓线33
‑
37组成的封闭平面作为鼓包右侧面；将鼓包上表面后缘线31
‑
33、鼓包底面左侧轮廓线31
‑
35、鼓包底面右侧轮廓线33
‑
37、鼓包底面下边缘轮廓线35
‑
37组成的封闭平面作为鼓包底面。
[0110]
s8，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。
[0111]
如图17和图18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38与乘波体机身39共同组成一体化设计构型；将空气舵安装在鼓包上表面，舵机鼓包与乘波体机身一体化设计构型与空气舵40组合在一起的飞行器构型如图19所示。
[0112]
应用案例：
[0113]
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基于后缘线等激波强度楔导乘波舵机鼓包设计方法生成了基于后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。
[0114]
图20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21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。
[0115]
由图21可见，纵向截面位置分别为z＝0mm、z＝10mm、z＝20mm、z＝30mm、z＝40mm、z＝50mm时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。
[0116]
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。