锥导乘波机的构型设计与性能研究

以圆锥绕流流场为基础,运用锥导理论生成了不同的乘波机构型,并对乘波机进行了包括升力、粘性阻力、波阻、升阻比、乘波机长度、体积、容积效率等各主要性能指标在内的性能计算,初步确定出了锥导乘波机性能的变化规律及其决定性定型参数。计算结果表明:锥导乘波机构成方法简单且具有较高的升阻比和反设计性能,源流场圆锥半锥角、乘波机上表面型线曲率半径是影响锥导乘波机性能的决定性定型参数。     

多级压缩锥导乘波体设计与分析

提出了多级压缩锥导乘波体的设计方法,该方法应用吻切锥理论和零攻角圆锥绕流基准流场通过流线追踪生成具有多个压缩面的乘波体。对以吸气式冲压发动机为动力的高超声速飞行器,应用多级压缩乘波前体可充分发挥前体的预压缩作用,为进气道的正常工作提供所需的均匀流场。以二级压缩乘波体为例阐述了该设计方法,设计方法通过对二级压缩基准流场进行重构,使其符合Taylor-Maccoll流动模型以获得新的二级压缩基准流场。同时编写设计程序生成了一级、二级和三级压缩乘波体,通过数值模拟结果校验设计方法的正确性,并对其压缩性、升阻比、总压恢复系数等性能进行了对比分析。     

基于类咽式进气道的高超声速飞行器一体化设计

针对吸气式高超声速飞行器高空巡航飞行时净推力和升力不足的难题,探索了一种基于类咽式进气道的高超声速飞行器一体化设计方法。该方法耦合了具有高升阻比特性的乘波机体和气流压缩性能优异的三维内收缩进气道,获得了一种气动性能较优的高超声速飞行器一体化构型。在设计过程中,对一种咽式进气道的几何外形和激波系结构进行了适当改变,得到了能与楔形乘波前体进行一体化设计的类咽式进气道构型,并采用遗传算法对进气道参数进行了优化;以所得到的进气道和乘波体为基础对飞行器整体构型进行了飞行器内外流一体化设计。无黏计算所得流场与理论设计吻合良好,有黏计算结果表明该飞行器在马赫数7时最大升阻比达到3.4,具有良好的气动性能。     

高超声速乘波飞行器气动特性研究

用计算流体力学和风洞试验的方法对以锥导乘波体为基础生成的高超声速乘波飞行器的气动性能进行了研究。结果表明，以马赫数6，攻角4度为设计状态的乘波体，在马赫数5～7，攻角4～6度的范围内，都具有良好的气动特性，升阻比接近4。最后，提出了一个简单的以参考温度方法为基础的粘性阻力分析方法。该方法配合使用风洞试验和计算流体的结果，可以用来验证计算流体中难以计算准确的粘性阻力，也可以用来分析在风洞试验难以直接得到的粘性阻力。对于工程上的粘性阻力分析是一个有用的办法。     

乘波飞行器广义参数概念设计

在传统布局外形设计参数的基础上，提出用广义参数对乘波飞行器概念外形进行前体／进气道-后体／喷管一体化设计。对所设计的三种外形方案，计算了设计点和非设计点的气动性能，并对影响性能的因素进行了讨论。计算结果表明，采用广义参数设计乘波飞行器概念外形是可行的。     

进口水平投影可控的流线追踪内收缩进气道设计

为了满足两侧进气布局飞行器的乘波前体与进气道一体化设计要求,提出了一种进口水平投影可控的流线追踪内收缩进气道设计方法。基于马赫数分布可控的轴对称基准流场,在指定进口水平投影为椭圆的条件下,采用该方法设计了内收缩进气道并在设计点(Ma=5.4)和接力点(Ma=4.0)对其进行数值研究。结果表明,设计点时进气道都能保持基准流场的波系结构和沿程压力分布,无粘时可以全捕获自由来流,喉道性能与基准流场几乎相等。有粘条件下,设计点和接力点时进气道具有较高的压缩效率和良好的流量捕获能力,接力点的流量系数高达0.85。该设计方法为内收缩进气道与乘波前体的一体化设计提供了新途径。     

前缘水平投影可控的乘波体设计方法研究

结合流线追踪技术和密切面混合函数提出了一种前缘水平投影可控的乘波体设计方法,并完成了前缘水平投影为超椭圆的乘波体(Waverider-F)和超椭圆前缘转超椭圆后缘的乘波体(Waverider-FT)设计。二者具有较高的容积效率,前缘对应的轴向投影近似为余弦曲线。通过数值仿真验证了设计方法的有效性,设计点时Waverider-F的乘波特性良好且保持了基准流场的特点,Waverider-FT前部完全乘波,后部两侧诱导激波使流场变形且形成高压区,接力点时二者的乘波特性也较好。另外,二者具有较高的升阻比和预压缩效率,设计点时无粘升阻比分别为3.46和2.88。与Waverider-F相比,Waverider-FT的升力、阻力和出口增压比都明显增加,而升阻比、俯仰力矩和出口总压恢复系数降低。有粘条件下,设计点的升阻比由2.91降为2.41,对应的出口总压恢复系数降低了5.8%。     

三维流场乘波体快速设计方法及多目标优化

为扩大乘波体的设计空间,精确地计算设计流场,引入高超声速激波装配法,结合基于多重网格的搜索技术加速寻点效率,扩展流线追踪方法到三流流场,建立普适于一般三维流场的乘波体快速设计方法。对设计曲线使用B样条方法建模并提取设计变量,结合改进的Pareto遗传算法对升阻比和容积率进行多目标优化设计,获得了性能较高的乘波外形。研究表明此方法效率高,设计空间大,是一种乘波体设计的新方法和新思路。     

乘波飞行器低马赫数飞行状态下的气动性能研究

乘波飞行器在低马赫数飞行状态下的气动性能是近空间飞行器设计和研究人员关心的 问题之一。本文以M=3,设计飞行高度H=15 km为设计点,最大升阻比为优化目标,并通过 满足一定的有效载荷容积,气动热防护和气动操纵的要求进行了工程化设计后得到的锥导乘 波体为研究对象,借助数值模拟和风洞实验技术相结合的研究手段对乘波飞行器在跨声速和 超声速飞行阶段的气动性能进行了探讨。研究结果表明,乘波飞行器在该飞行阶段的气动性 能与前缘所处的气动状态密切相关。
     

高超声速乘波体飞行器机身/发动机一体化关键技术研究

飞行器在高空中作长时间巡航飞行时,对升阻比提出了极高要求,而高超声速乘波飞行器因其具有高升阻比、均匀的下表面流场以及高度一体化性能得到研究者重视,成为未来空间飞行器新的研究热点.简要介绍了高超声速秉波体飞行器机身/发动机一体化国内外研究进展,着重阐述了其关键技术及其研究,主要包括前体/进气道一体化技术、燃烧室构型优化技术和尾喷管/后体一体化技术,并对未来高超声速秉波体飞行器构型的进一步发展提出了设想--采用流线追踪思想,以Busemann进气道和圆形或椭圆形燃烧室作为其推进系统的两大重要组成部分,同时其机身具有膨胀上表面.     

飞行高度及设计长度对锥形流乘波体优化的影响

高超声速条件下,乘波体布局具有高升阻比特性,本文应用单纯形加速法,以最大升阻比为目标,开展了锥形流乘波体布局优化设计研究.特别是,研究了在高层大气飞行时雷诺数效应与气动特性的关系,从乘波体飞行高度与设计长度两方面探讨雷诺数对乘波体优化的影响,结果表明：给定设计马赫数和圆锥角情况下,对于最大升阻比优化乘波体,其雷诺数越小,摩擦阻力越大,而升阻比越低.     

高超声速乘波飞行器气动实验研究

以绕楔高超声速流场为基础，用流线追踪法生成了一种高超声速飞行器气动概念构形、初步探索了高超声速飞行器机身/推进系统一体化气动构形设计方法，开展了高超声速测压实验，结果表明：该类构形飞行器在高超声速飞行时，可以产生较高的升阻比，前体的预压缩效果明显，是以吸气式冲压发动机动力的有效途的飞行器构形。     

乘波构型的钝化方法及其对性能影响研究

前缘钝化是解决乘波构型飞行器气动热问题的有效方法之一.按照乘波构型的设计特点,对已有的两种钝化方法分别进行了改进.采用CFD方法分析了前缘钝化及不同钝化半径对乘波构型性能的影响,得出了乘波构型气动力和气动热性能参数随钝化半径的变化规律.计算结果表明:在相同的钝化半径下,按改进的Tincher方法钝化后的乘波构型与按改进的Takashima方法钝化后的乘波构型相比:升阻比大、总的表面积小、最大热流密度基本一样,非驻点区乘波构型前缘的热流密度峰值较大.因而按改进的Tincher方法钝化后的乘波构型气动性能明显好于按改进的Takashima方法钝化后的乘波构型,而气动热性能则略差于后者.分析表明:钝化后的乘波构型性能不仅与钝化半径有关,而且受钝化方法的影响也很大.在对高超声速乘波飞行器进行布局设计时,应针对乘波构型的设计特点,采用合适的钝化方法,综合考虑钝化方法和钝化半径对气动力和气动热性能的影响效应,寻找最佳的钝化方案.研究结论可为高超声速乘波飞行器的外形设计提供一定的依据.     

一种正向乘波前体设计方法初步研究

以定楔角乘波体设计方法为基础,研究了影响高超/超声速乘波体"乘波"的主要因素,给出了前体前缘实际气流压缩角的确定方法及影响因素,可知在相同的来流马赫数和压缩角δ下,随着前缘角θ和气流与前缘夹角α的增加,实际气流偏转角γ减小。据此,基于幂函数进气道前体构形,给出了前缘激波不脱体的限制条件及具体的判定方法,分析了乘波体典型几何特征参数对前缘激波不脱体的影响规律,结果显示在相同的来流马赫数和压缩角度下,增大前缘形状因子n,减小前体的长宽比L/W及增大前缘角均有利于激波不脱体。根据给出的前体几何参数对前缘激波脱体的影响规律曲线,对一种"前体几何外形构造+前缘激波附体条件限制"的正向前体乘波器工程设计方法进行了研究,给出了具体设计流程,并进行了初步的数值仿真验证,表明通过该方法设计的乘波前体流动特征与预期的结果吻合,说明文中所给出的激波附体条件及影响规律是可信的,乘波前体设计方法是可行的。     

一种翼身组合体的气动设计及优化

翼身组合体具有较高的升阻比,可进行较大范围的机动,而且还可以提高落点精度、扩大再入走廊、降低热流峰值并降低过载。采用模线设计方法设计横截面控制点,借鉴航天飞机气动力工程计算方法发展了一套可以预估翼身组合体飞行器纵横向气动力的工程计算方法。提出并建立了翼身组合体飞行器的优化设计模型并进行了计算,获得了带后掠下反翼的翼身组合体优化方案。本方案在5°攻角时升阻比可达6.5,并给出了飞行器稳定配平的质心布置条件。在纵向稳定配平时,组合体飞行器在偏航及滚转方向均为静/动稳定的。研究表明,本方案可在较小攻角时获得较大升阻比,并具有纵横向稳定性,是高超声速机动的潜在可行方案。