二维高超声速进气道优化设计方法研究

对二维高超声速进气道的优化设计方法进行了研究。采用拟Newton法作为优化方法,结合代数法生成的结构化网格以及流体计算软件Fluent,形成对二维高超声速进气道进行二维优化设计的设计软件系统。运用该系统,以总压恢复系数为目标,分别对3道激波外压、1道激波内压和3道激波外压、2道激波内压的二维高超声速进气道在设计点(飞行马赫数6.0,飞行高度25 km)进行了二维优化设计。设计算例表明,运用该系统对二维高超声速进气道进行优化设计是切实可行的。     

高超声速二维前体进气道一体化优化设计研究

在飞行器前体进气道的一体化优化设计中,最大总压恢复系数是一个必须考虑的参数.本文从二维高超声速进气道的最大总压恢复系数入手,通过理论分析给出了高超声速飞行器从2波系到6波系的二维高超声速飞行器前体进气道的一体化优化设计计算模型.采用拉格朗日乘子法和序列二次规划法(SQP)分别计算了进气道内一道内激波和两道内激波时的情况,给出了进气道的最大总压恢复系数、进气道内马赫数、激波偏转角和激波强度随来流马赫数的变化关系.比较两种方法的计算结果可知采用的计算方法是合理的.     

攻角引起的高超声速进气道不起动/再起动特性分析

起动/不起动是高超声速进气道的重要流动现象,其影响进气道的工作范围和再起动能力.首先对典型的高超声速进气道二维流场进行了数值模拟,对攻角变化引起的高超声速进气道不起动/再起动过程进行了研究.从流动稳定性的角度阐述了高超声速进气道不起动/再起动特性形成的原因,分析了高超声速进气道不起动/再起动过程中进气道性能参数随来流攻角的变化规律,最后对进气道的再起动条件进行了讨论.      

二元高超声速变几何进气道气动特性研究

设计了一种唇罩可沿来流方向平移的二元高超声速变几何进气道,对进气道开展了三维数值仿真研究,就气动特性与相应定几何进气道进行了对比.结果表明:通过迎着来流方向平移唇罩,进气道内收缩比由1.80下降至1.57,自起动马赫数由4.9下降至3.4.在来流马赫数为4.0~7.0范围内,变几何进气道与定几何进气道隔离段出口马赫数和增压比相差不大,变几何进气道流量系数和总压恢复系数可实现提升最大值分别为21%和9%.二元高超声速变几何进气道综合气动性能明显高于定几何进气道.      

基于二维曲面基准流场的流线追踪高超声速进气道设计

以压力梯度可控设计方法优化后的二维曲激波基准流场为基础,结合流线追踪和截面渐变技术实现了矩形进口、圆形进口以及方转椭圆进气道设计,证明基于二维曲激波基准流场可以设计出各种进出口截面形状的高超声速进气道.利用上述设计方法设计的3种不同进出口形状的高超声速进气道,与相同约束条件下的常规二元三楔进气道进行了对比.数值仿真研究表明:3种非常规进气道设计点无黏流场马赫数分布及总体性能与基准流场接近,具有二维基准流场的特征,波系结构简单,出口畸变较小.此类进气道的总体性能相当,较常规进气道可以显著缩短外压段长度,流量捕获能力更强,非设计点也表现出良好的性能.以上结果表明该设计方法是可行的,值得进一步研究.      

高超声速飞行器进气道压缩面逆向设计方法

针对高超声速飞行器进气道压缩面问题,首先研究了激波理论的逆向算法,以此为基础提出了进气道的等强度和等熵压缩面的逆向设计方法,并采用此方法设计了以进气道出口气流参数为设计参数的高超声速飞行器进气道压缩面,然后对两种压缩面进行了性能分析和数值仿真.结果表明:通过逆向设计方法设计进气道压缩面是可行的,其相对于传统方法耗时大大减少;理论计算表明相同设计条件下两压缩面几何参数基本一致,而来流参数也基本不变,设计点下等熵压缩面总压恢复系数高出等强度压缩面6.3%.数值仿真验证了该方法的可行性并研究了非设计状态下两种压缩面的各项性能参数,同时对比了不同马赫数下进气道内部波系分布和气流均匀性.      

不起动流场对超声速/高超声速进气道自起动性能的影响

对7个典型速域的二维超声速/高超声速进气道加速自起动过程进行了准定常数值仿真,分析了真实临界不起动流场对进气道自起动性能的影响,研究发现:存在一种介于超声速和高超声速临界不起动模式之间的过渡临界不起动模式。当真实不起动流场处于超声速临界不起动模式时,自起动马赫数略大于无黏设计自起动马赫数;处于过渡临界不起动模式时自起动马赫数小于无黏设计自起动马赫数;而该研究中处于高超声速临界不起动模式的进气道,自起动马赫数明显大于无黏设计自起动马赫数。高超声速临界不起动模式下的喉道截面特征气流参数显著偏离无黏临界不起动流场,所以Kantrowitz理论以及基于该理论发展而来的系列方法不适用于预测高超声速进气道自起动性能。     

矩形截面高超声速变几何进气道研究

为了改善宽马赫数范围工作的进气道性能,对矩形截面高超声速变几何进气道进行了研究,提出并设计了一种包括唇口开启、唇口后退等几何动作的变几何进气道设计方案。据此在马赫数Ma=4.0～6.5范围内设计了矩形截面高超声速变几何进气道,采用数值仿真方法对其气动性能开展了研究,并与定几何进气道性能进行了对比。研究结果表明:设计马赫数及高于设计马赫数条件下,变几何进气道与定几何进气道的性能基本相同。低于设计马赫数时,变几何进气道的性能明显优于定几何进气道。     

高超声速进气道强制转捩装置设计综述

为了提高飞行试验进气道的起动能力,减小进气道研究的模型尺度影响和天地差异,吸气式高超声速飞行器需要在进气道上安装强制转捩装置。通过对国内外高超声速进气道强制转捩装置的设计方法、选型、风洞试验和飞行试验的回顾和分析,介绍了转捩装置设计的五个主要问题:强制转捩装置的转捩机理、安装位置、选型和几何参数优化、天地相关性。并对未来的主要研究方向提出了建议。     

基于磁流体控制的高超声速进气道黏性效应

建立引入电磁源项的二维低磁雷诺数磁流体动力学(MHD)方程组,对高超声速二维前体/进气道黏性流场进行了数值模拟.在给出了进气道高于设计马赫数的非设计工况下黏性流场的基本特征基础上,进一步分析了施加MHD控制对进气道黏性效应的影响.结果表明:施加MHD控制可以有效抑制非设计工况下内进气道表面的附面层分离,改善上壁面的热状况,平衡上、下壁面之间的热负担;黏性作用下,进气道流场及性能参数随磁感强度的变化规律与无黏模型计算结果存在较大差别,对磁流体控制的高超声速进气道研究不可忽略黏性的影响.      

Aerodynamic configuration integration design of hypersonic cruise aircraft with inward-turning inlets

In this work,a novel airframe/propulsion integration design method of the wing-body configuration for hypersonic cruise aircraft is proposed,where the configuration is integrated with inward-turning inlets.With the help of this method,the major design concern of balancing the aerodynamic performance against the requirements for efficient propulsion can be well addressed.A novel geometric parametrically modelling method based on a combination of patched class and shape transition (CST) and COONs surface is proposed to represent the configuration,especially a complex configuration with an irregular inlet lip shape.The modelling method enlarges the design space of components on the premise of guaranteeing the configuration integrity via special constraints imposed on the interface across adjacent surfaces.A basic flow inside a cone shaped by a dual-inflection-point generatrix is optimized to generate the inward-turning inlet with improvements of both compression efficiency and flow uniformity.The performance improvement mechanism of this basic flow is the compression velocity variation induced by the variation of the generatrix slope along the flow path.At the design point,numerical simulation results show that the lift-to-drag ratio of the configuration is as high as 5.2 and the inlet works well with a high level of compression efficiency and flow uniformity.The design result also has a good performance on off-design conditions.The achievement of all the design targets turns out that the integration design method proposed in this paper is efficient and practical.     

超燃冲压发动机/机体一体化优化设计

构建了包括前体/进气道、燃烧室、尾喷管/后体的一体化性能计算程序和优化设计平台,对性能计算程序的适用性进行了验证.进行了燃料为氢的超燃冲压发动机/机体一体化优化设计,对优化设计得到的超燃冲压发动机/机体一体化构型进行了二维数值模拟.计算结果表明:氢燃料超燃冲压发动机/机体一体化性能计算程序准确性较好,优化结果具有较高可...     

内转式进气道/冯·卡门乘波体一体化设计方法

应用特征线理论设计了内转式轴对称基准流场以及外压缩轴对称基准流场，利用激波交线、流线追踪方法等相关技术提出了一种头部进气式的高超声速飞行器内转式进气道/冯·卡门乘波体一体化设计方法，并对生成的一体化构型进行了数值模拟及分析，数值结果验证了该方法的正确性和有效性。该一体化设计方法基本保留了内转式进气道的优良特性，并以高升阻比乘波体为原型构建较高升阻比的一体化构型，从流场耦合的角度出发为减弱机体与进气道之间复杂的波系干扰，实现飞行器内外流的完全耦合进行了探索。     

基于NURBS曲线的涡控蛇形进气道设计

利用NURBS(non-uniform rational B-spline)曲线成功实现了涡控蛇形进气道参数化描述,并运用数值仿真方法对其中两个关键设计参数进行参数化研究.仿真结果表明:①第二S弯上壁面两侧后掠状凸起型面诱导的受控旋涡能够将低能流牵引至出口两侧,从而抑制大范围的气流分离,但凸起角取值需权衡选取,否则将不利于涡控蛇形进气道综合性能的改善.②通过抬高第二S弯下壁面能够减缓上壁面沿程逆压力梯度,进而影响第二S弯上壁面的流态,恰当的取值能够以微小的总压损失换取大幅度的畸变改善.③当设计参数选取恰当时,涡控蛇形进气道在设计状态下总压恢复系数为0.9667,畸变指数为0.2451.进气道性能较传统方案有显著改善,使得蛇形进气道迈向工程实用成为可能.      

有翼再入飞行器气动外形集成设计优化

气动外形设计是有翼再入飞行器（RV-W）的关键技术之一。分析了气动参数对再入飞行性能的影响,探讨了有翼再入飞行器气动外形设计的规律和准则。基于上述设计准则,以类X-37B飞行器为研究对象,集成几何参数化建模、气动力、气动热、热防护等学科快速分析方法,采用多学科设计优化方法,以最优气动特性为目标对飞行器气动外形进行了优化;得到优化气动外形后,对飞行器热防护系统（TPS）进行了轻量化设计优化。结果表明,优化外形的气动特性相比初始外形得到了较大的提升,设计优化得到的热防护系统重量占比（8.7%）优于同类飞行器的热防护系统重量占比统计数据,说明了本文有翼再入飞行器气动外形集成设计优化方法的有效性,可为同类飞行器提供参考。     

典型二元高超声速进气道设计方法研究

综合了一系列典型二元高超声速进气道的设计和性能估算方法, 给出了可行的设计原则.在满足流量、增压以及工作范围(起动性能和反压承受能力)的条件下, 给出了进气道进口、外压波系、内压缩通道、唇罩及隔离段的设计方法.采用此方法, 以H=22800 m、Ma0=6为设计点, 完成了一高超声速进气道的初步设计, 并估算得到了进气道性能参数、进气道的起动马赫数和反压承受能力, 对比CFD计算结果, 误差不大.通过该方法得到的进气道具有结构简单、流量系数大、压缩损失小的特点, 不通过优化即可得到性能较为良好的模型.      

基于NURBS曲线的多段翼成形方法与验证

随着民机市场对大型客机的要求不断提高,增升装置的重要性日渐凸显。增升装置可以有效地提高飞机起降阶段的升阻性能。传统增升装置主要包括前缘下垂、前缘缝翼、后缘襟翼等。增升装置外形复杂,设计难度大,设计过程中不仅需要考虑多种增升装置之间的相互影响,还要考虑如何在不破坏干净构型气动外形的基础上实现增升装置的设计,并且增升装置外形精度对气动性能的影响极大,因此需要对其气动外形参数化设计方法进行研究。一套有效的增升装置气动外形参数化设计方法可以极大提高设计效率,缩减研发成本。基于NURBS曲线的可塑性和可控性,提出一种多段翼切割曲线参数化设计方法,实现了对多种干净构型增升装置的成形设计,并验证了该方法的可行性和通用性。     

飞翼布局无人机保形非对称S弯进气道设计及优化

基于国产动力约束及隐身设计要求,针对飞翼布局无人机双发动机布局进行了保形S弯进气道设计,为进一步提高进气道性能,开展了进气道优化设计研究.首先利用CFD（计算流体动力学）方法对保形进气道风洞模型进行验证,然后结合参数化建模和网格自动生成技术进行CFD数值模拟,最后利用RBF（radial basis function neural network）代理模型及多岛遗传算法开展进气道优化设计.结果表明:①优化后进气道性能有所改善,尤其表现在4°迎角之后性能明显提升,Ma=0.6下4°迎角时总压恢复系数提高了5.46%,畸变指数降低了38.7%;②优化后进气道截面积分布相比初始构型在前段更缓和而后段略微升高,中心线则在前1/3段与初始构型基本一致,之后曲率变化更加平缓;③保形进气道在出口截面具有较强的二次流,侧滑角对于此类进气道在小迎角下影响较小而大迎角时影响较大,设计时应关注大迎角时侧滑特性.      

面对称高超飞行器几何参数与总体性能相关性研究

气动技术是高超声速飞行器的重要支撑技术,气动布局的选择与确定是影响飞行器总体方案论证的重要因素.以一类面对称滑翔飞行器为研究对象,采用针对高超声速飞行器的快速工程算法,建立参数化外形的气动数据库,实现由气动布局要素到总体性能指标的映射,并通过数据分析方法,如相关性分析、灵敏度分析等,梳理出影响高超声速滑翔飞行器不同总体性能的关键气动外形几何参数,并进行相关性排序,研究结果可指导高超声速滑翔飞行器的布局设计及优化.     

航空发动机涡轮动叶设计平台的构建与验证

针对航空发动机涡轮叶片的设计流程,开发了涡轮动叶的设计平台。基于气动热力学方法建立了1维性能设计模块;并在研究平面叶栅造型设计方法的基础上,建立了2维气动分析模块,可以实现2维叶型气动性能的快速分析;在实心/冷却叶片参数化设计的基础上,引入多学科可行方法,建立了实心/冷却叶片设计和多学科优化模块。利用所开发的设计平台进行了某型冷却叶片的多学科设计优化,有效提高了该叶片的综合性能,验证了平台的有效性。