边缘钝化对乘波构型性能影响分析

基于乘波构型设计高升阻比飞行器是新型高超声速飞行器布局设计的一种有效途径.受气动热和工艺限制实际应用中需要对乘波构型具有的尖锐边缘进行钝化.为了研究钝化对乘波构型性能的影响,利用计算流体力学方法研究了不同钝化半径对乘波构型气动力和气动热的影响.分析表明:乘波构型边缘钝化可以有效降低最大热流密度,但同时也会降低布局的气动性能.随着钝化半径的增大,乘波构型的气动性能降低较为明显,但对热流密度的影响逐渐减弱.在高超声速飞行器布局设计时应综合考虑钝化对气动力和气动热的影响效应,寻找最佳的平衡点.     

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.     

乘波飞行器气动力、热特性的数值模拟研究

采用多块分区网格以及并行计算技术对给定乘波构形的高超声速飞行器进行了数值模 拟,分析了飞行器前缘小半径钝化对飞行器气动性能的影响,计算了前缘钝化后飞行器表面 的热流分布状况。结果表明,前缘钝化对飞行器的升力影响不大,对阻力和升阻比的影响较 大。对于曲率半径为1cm的钝化前缘,与原尖前缘飞行器相比,其升力降低了0.78％,阻 力增加6.96％,升阻比下降7.21％。前缘钝化后,乘波飞行器仍具有较好的气动性能, 飞行器前机身可为发动机提供比较均匀的气流,飞行器整体仍基本保持了乘波的状态,热流 主要集中在飞行器前缘上。为了有效防热,需要采用主动式冷却技术。     

吸气式高超声速飞行器动力学特性分析

吸气式高超声速飞行器是下一代单级入轨和高超声速巡航研究的重点飞行器。其机身/发动机组合对飞行器动力学影响不同于常规飞行器,不能通过常规的气动分析方法对整体飞行器进行气动力计算分析。提出了利用激波膨胀波理论计算飞行器上表面的气动力,利用二维流场中的牛顿激波理论计算飞行器前体下表面的气动力,采用一维定常流模拟发动机内部工作流场,膨胀波理论计算飞行器后体气动力的吸气式高超声速飞行器整体气动分析方法。仿真分析验证了本方法的可行性和正确性。     

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。     

宽速域变构型高超声速飞行器气动特性研究

为解决高超声速飞行器在低/跨/超声速时气动特性不佳的问题,实现水平起降、跨速域飞行的目标,设计了一种宽速域变构型高超声速飞行器。采用数值计算的方法对飞行器的低速、超声速和高超声速气动特性和典型流场进行了研究分析,得到了升力系数、阻力系数和升阻比随攻角和马赫数的变化规律。结果表明,飞行器在低速和高超声速时的气动特性较好,最大升阻比分别为15.37和4.08,低速时连接翼提供了高升力,高超声速时乘波效果显著;超声速时,阻力系数和升阻比受马赫数影响较大,最大升阻比为4.8。数值计算的结果表明飞行器在全速域范围内气动特性较好,在保证高超声速良好气动特性的前提下,提升了低/跨/超声速性能。     

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。
     

新型宽速域高超声速飞行器气动特性研究

为设计一种新型宽速域滑翔飞行器,基于无粘锥导乘波设计理论,设计了Ma=4和Ma=8状态下的乘波构型,并将其进行"串联"拼接,得到一类新型宽速域乘波飞行器。采用数值模拟方法对此类飞行器的气动特性进行了研究,得到其流场特征和气动特性。结果表明,采用新型"串联"高超声速乘波飞行器,其气动性能在宽速域范围内比单马赫数条件下的乘波飞行器气动性能更优。"串联"乘波体的升阻比随马赫数的增加而变大,当Ma>8时,其气动特性变化不明显,最大升阻比接近3.2,在设计马赫数范围内,升阻比不低于2.6。升阻比随攻角的增加先变大后减小,在3°攻角时升阻比最大。在Ma=6时,基准模型-1的最大升阻比为4.714,"串联"乘波体的升阻比达到3.48。     

机身头部构型对高超声速飞行器气动-推进性能的影响

采用二维耦合隐式欧拉方程和标准k-ε湍流模型,对高超声速飞行器内外流场进行了数值仿真研究.离散采用二阶迎风格式,在考虑粘性影响的前提下,对飞行器机身头部进行了改型研究.分析了机身头部长细比对高超声速飞行器分别处于进气道关闭、发动机通流以及发动机点火3种不同的工作状态下气动-推进性能的影响.结果表明,当飞行器机身头部长细比较大时,飞行器的气动.推进性能较好,为下一步的改进工作提供了参考.     

吸气式高超声速飞行器气动热试验研究

为获得吸气式高超声速飞行器气动热环境的数据,开展了气动热试验研究。在激波风洞中,来流马赫数Ma=6.12,来流单位雷诺数Re/L=1.37×107(1/m)试验条件下,对吸气式高超声速飞行器1/4缩比模型进行了表面气动热的测量。试验获得了小攻角变化范围内的飞行器头部前缘、头部上下交线、机身上下表面中心线、机身横截面周向、平尾垂尾前缘、发动机唇口等位置的热流率分布。研究结果表明,吸气式高超声速飞行器头部前缘、前体进气道壁面、发动机唇口、平尾垂尾前缘气动加热最为严重,另外乘波体外形的设计与布局影响热流的分布。     

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.     

锐边高超声速再入飞行器气动隐身综合设计

对锐边高超声速再入飞行器气动隐身综合设计进行了研究。以REX-203飞行器外形为研究对象建模,分析了修正牛顿理论、活塞理论和激波膨胀波理论三种常用的高超声速气动力工程算法用于锐边高超声速再入飞行器的适用性,用最准确的修正牛顿理论讨论了不同外形的飞行器最大升阻比变化规律,用高频近似算法计算了飞行器雷达散射面积(RCS)。综合考虑最大升阻比和RCS,给出飞行器隐身气动综合优化设计为飞行器中部长度0.6~0.7m。     

面向控制的可变形乘波体概念设计与分析

针对高超声速乘波飞行器强耦合、非线性和大包线飞行等特点,在概念设计阶段将智能变形技术引入到乘波体设计中来,根据不同飞行状态调整乘波体外形,实现飞行性能的最优化.利用高超声速空气动力学和具有热增加的准一维流估算乘波体表面气动力和发动机推力,建立可变形乘波体的参数化数学模型.仿真分析可高燃冲压发动机性能和乘波体气动特性随结构变化的关系,针对发动机性能提出了变形的依据.通过经典的内外环分布式控制器控制可变形乘波体的姿态稳定的同时具有一定的指令跟踪能力,并且验证了形变对飞行和控制性能的影响.     

基于并联协作混合遗传算法的高超声速巡航飞行器一体化优化设计研究

遗传算法能以很高的概率找到全局最优解，不需要目标函数和约束条件的梯度信息。适合于工程优化设计。为增强遗传算法的局部搜索能力，提出了一种新的融合模式搜索方法和Powell方法的并联协作混合遗传算法。研究超燃冲压发动机为动力的高超声速巡航飞行器的一体化优化设计。系统分析了机身和超燃冲压发动机设计参数对飞行器总体性能的影响。通过建立高超声速巡航飞行器质量模型、气动力估算模型、气动热估算模型、超燃冲压发动机性能分析模型、控制模型和弹道分析模型，在满足参考任务要求的前题下，以飞行器起飞质量为目标函数，将并联协作混合遗传算法应用于最优总体方案和超燃冲压发动机方案一体化设计。完成了6设计变量的全局优化计算。算例表明，本文建立的一体化设计模型基本正确，并联协作混合遗传算法是用于高超声速巡航飞行器一体化优化设计的较好的优化算法。     

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。     

吸气式高超声速飞行器机体推进控制一体化建模方法研究

针对吸气式高超声速飞行器气动力、气动热、结构、推进、飞行轨迹以及姿态之间的多物理场强耦合给飞行控制系统设计带来的问题,提出一种适用于此类飞行器机体/推进/控制一体化设计的建模方法.首先,依据类乘波体高超声速飞行器基本外形参数体系设计飞行器的三维外形;然后在飞行器流场分析的基础上,给出飞行控制系统需要满足的姿态约束条件,并采用一套完整的工程预测方法建立了适合进行飞行控制一体化设计的气动力/推力耦合模型;最后基于拉格朗日方程推导了一体化弹性体动力学模型.模型算例验证了该方法在吸气式高超声速飞行器机体/推进/控制一体化设计中的可行性.     

基于HIFIRE-5外形的高超声速飞行器流场特性数值仿真研究

采用数值仿真方法,开展了高超声速飞行器(HIFIRE-5)的流场特性计算研究,精确捕捉高超声速流场中的波系、背流面横向流动及表面流动现象,并对激波及横向流动其机理进行了详细分析。结果表明,所用数值计算方法有效,横向流动和横流失稳是产生流场三维涡系结构的主要原因,该认识可为类似外形高超声速飞行器的气动外形设计、优化及气动特性分析提供参考。     

高超声速飞行器翼面前缘半主动金属热防护系统设计与分析

针对高超声速飞行器翼面前缘的热防护,文章设计了一种基于热管的半主动金属热防护系统。设计中使用工程估算方法预测了翼面前缘的气动热环境,并采用有限元法对高温合金翼面前缘结构进行了热固耦合分析和强度考核。分析结果表明:在马赫数为5~8的飞行状态下,热管可以有效地降低高超声速飞行器翼面前缘峰值温度达23%~31%,且呈现飞行马赫数越高则峰值温度降低幅度越大的趋势;同时热管还可以降低翼面前缘结构温差达90%以上,从而极大地减小由于温差而导致的热应变和内部应力。因此,将基于热管的半主动金属热防护系统应用于高超声速飞行器翼面前缘可以真正实现结构防热一体化,有助于获得较好的防热和减重效果。     

基于HIFIRE-5外形的高超声速飞行器

采用数值仿真方法，开展了高超声速飞行器（HIFIRE-5）的流场特性计算研究，精确捕捉高超声速流场中的波系、背流面横向流动及表面流动现象，并对激波及横向流动其机理进行了详细分析。结果表明，所用数值计算方法有效，横向流动和横流失稳是产生流场三维涡系结构的主要原因，该认识可为类似外形高超声速飞行器的气动外形设计、优化及气动特性分析提供参考。     

高超声速飞行器主动气膜冷却热防护数值仿真研究

为研究高超声速飞行器头部全覆盖保护情况下的气动热分布特征,文章提出一种微孔射流的主动气膜热防护方案,并对射流微孔分布进行优化;通过数值求解N-S方程,得到高超声速飞行器头部的驻点压力及表面、附近温度分布。研究结果表明,在主动气膜冷却热防护下,高超声速飞行器壁面温度可以降到1000 K以下。该方案可为未来高超声速飞行器的外壳设计提供参考。