升力体构型高超声速飞行器气动特性分析

高超声速飞行器所采用的超燃冲压发动机工作时,进气道和尾喷口的流场扰动将造成气动参数变化,控制系统应在这个变化条件下保证飞行器的姿态精度.为了考虑发动机工作流场的影响,有针对性地设计控制系统,研究分析了在发动机不同工作状态下升力体构型高超声速飞行器气动特性的变化,以及操纵舵面偏转对其气动特性的影响.着眼于保证飞行器飞行姿态的控制系统设计,对超燃冲压发动机不同工作状态下的高超声速飞行器的气动特性给出了解析描述,为控制算法的设计提供了重要参考.     

推力耦合的高超声速飞行器气动伺服弹性研究

对于采用吸气式超燃冲压发动机的高超声速飞行器,其发动机推力可能与机身弹性发生耦合影响,从而引起所谓的推力耦合气动伺服弹性(ASE)问题。为对其耦合原理及影响进行研究,以简化的飞行器纵向模型为对象,考虑结构弹性、非定常气动力、冲压发动机以及控制系统之间的相互耦合作用,建立了推力耦合的高超声速飞行器气动伺服弹性问题的一般建模框架和分析流程。采用牛顿冲击理论计算高超声速非定常气动力,基于准一维流动假设分析发动机性能。算例结果表明,考虑发动机推力的耦合影响后,飞行器的短周期特性和气动伺服弹性特性均有明显改变,气动伺服弹性稳定裕度下降可达16%,应当引起飞行控制系统设计部门的重视。     

高超声速飞行器机体/推进一体化设计的启示

机体/推进一体化设计是吸气式高超声速飞行器的关键技术。飞行器的前体和后体既是主要的气动型面,又是发动机进气道的外压缩型面和尾喷管的膨胀型面,一体化设计直接影响飞行器的气动与发动机性能。本文阐述了吸气式高超声速飞行器的主要特点,梳理了飞行器的推阻匹配、升阻比特性、操稳匹配等主要气动设计问题。通过对国外典型高超声速飞行器机体/推进一体化设计技术的综合分析,总结了前体/进气道、后体/尾喷管、边界层强制转捩装置等关键部件的气动设计方法,获得了有意义的启示,可为后续吸气式高超声速技术研究提供重要参考。     

静弹性影响的吸气式高超声速飞行器纵向配平分析

高超声速飞行器多采用细长体构型、机身/发动机一体化设计,这使得气动、结构与推进系统之间耦合严重。首先,将机身等效为两段固定于质心处的悬臂梁,对弹性振动进行建模;接着分析了弹性变形对高超声速飞行器气动及推进系统特性的影响;进而在考虑弹性变形的基础上,计算了飞行包线,并对包线内各点的配平特性进行了分析。结果表明:弹性变形对飞行器的气动力特性在某些状态影响较大,不可忽略;对飞行特性的影响是使飞行包线范围减小。     

宽速域高超声速飞行器设计与气动特性研究

为了提升高超声速飞行器在低速和超声速条件下的气动特性,提出了一种新型宽速域类乘波体机身加可变菱形连接翼的气动构型,飞行器通过连接翼的收放变化来实现展弦比和掠角的增减,提高全速域范围的气动性能。采用CFD方法,对低(超声)速和高超声速时的气动特性进行了数值计算。通过分析计算得出结论:在低速和高超声速时,飞行器的气动特性良好。结果表明,该设计方法是可行的,符合水平起降、宽速域飞行的发展趋势。     

高超声速飞行器气动性能研究方法探究

<正>高超声速飞行器是一种结合常规飞行器和航天飞行器气动外形的特殊飞行器,因此不管是常规飞行器的设计方法,还是航天飞行器的设计方法在进行高超声速飞行器设计时均有所不足。本文选取的类X-43A飞行器作为设计模型,由于其本身机体与发动机之间的强耦合,所以在机身设计过程中要考虑发动机的影响,必须采用涵盖发动机推力的飞推一体化设计方法。在本文的研究中,主要从以下两方面来开展一体化设计:首先,在飞行器结构上将     

吸气式高超声速飞行器大迎角气动特性分析

吸气式高超声速飞行器在飞行过程中受到大气紊流等外部干扰的作用时,飞行姿态很可能会出现大迎角情况。针对大迎角飞行时飞行器可能出现的气动问题,对一种典型吸气式高超声速飞行器的流场进行了数值模拟。以雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程为控制方程,采用标准k-ε湍流模型求解,得到其流场特征和气动特性。重点针对大迎角情况,分别对整机气动特性、进气道性能和全动尾翼气动性能进行了分析,并结合流场特征作出解释。结果表明,机身和发动机之间存在气动/推进耦合现象。大迎角下飞行器的气动参数表现出非线性特性,升阻比减小,整机纵向表现为静不稳定,且不稳定性随迎角增大而增大;进气道性能在大迎角下降低,从而导致发动机推力下降,不利于发动机的正常工作,但却适当降低了整机的纵向静不稳定度;全动尾翼操纵效率降低从而使得配平难度增大。     

乘波体前体气动特性数值计算及实验验证

对机身/发动机一体化构型的乘波体的气动特性进行了数值计算和分析,采用格心格式的有限体积方法求解雷诺平均N-S方程,对一体化构型的乘波体三维粘性流场进行了数值计算,同时对同一构型的测压模型进行高超声速测压风洞实验,计算结果与实验吻合良好。结果表明：乘波体具有高升力、低阻力及大升阻比特性,飞行器前体预压缩效果明显,气动特性良好。     

两种高超声速一体化构型的气动性能对比分析

高超声速飞行器目前已经成为世界各大国航空航天发展的主要目标之一。以美国X-43A和X-51两高超声速飞行器为研究对象,对两类飞行器气动性能进行了数值模拟,并以此为基础对比分析了两类高超声速飞行器的一体化气动特性。研究结果表明：燃料入射角对飞行器的稳定性（包括俯仰力矩、滚转力矩）和气动力影响剧烈,在相同的燃料入口条件下（...     

飞发一体化算力体系及算力参数敏感性

飞行器/发动机一体化是制约吸气式高超声速飞行器的核心和关键技术,本文针对高超声速飞发一体化构型开展了算力体系划分及算力参数敏感性研究。通过将一体化飞行器不同部件划分至气动和推进系统,研究了算力体系划分对气动/推进性能指标的影响,结果表明对于飞发一体化构型,在不同算力体系下表征的飞行器气动/推进性能可能存在较大差异,横向比较飞行器气动/推进性能必须在明确算力体系条件下进行。采用正交试验设计+方差分析的方法分析了飞行器算力对空域、速域、飞行姿态、气动热效应、真实气体效应5个因素的敏感性,结果表明壁面温度是影响飞行器轴向力计算的敏感参数,马赫数和攻角几乎影响所有气动指标。在研究范围内,雷诺数和气体比热比是飞行器气动性能的不敏感参数。     

风洞非均匀流场中的一体化高超声速飞行器缩比模型气动性能研究

准确预测气动推进性能是吸气式高超声速飞行器研究的重要挑战之一。针对CARDC吸气式高超声速实验室（AHL）自主设计的一体化高超声速飞行器风洞试验模型,通过数值模拟计算,研究了CARDC600mm脉冲燃烧风洞的流场,并与试验结果做了对比,确定了试验模型在风洞中的合理安装位置,分析了带舵面飞行器在进气道打开、发动机不工作情况下的气动性能,对比研究了试验模型部分处于风洞流场非均匀区时,风洞结果对模型气动性能产生的影响,对比了数值计算结果和风洞试验结果。结果为利用风洞试验结果准确分析飞行器气动性能提供了重要依据。     

高超进气道临界起动特征

通过对一种吸气式高超飞行器模型的Ma=7风洞吹风试验结果的分析,获得了高超进气道不起动、临界起动和起动状态的流动特征,包括流动图谱、压力分布和气动力分布;并将进气道内收缩比值与等熵理论最大起动收缩比限、自起动最大起动收缩比限和经验最大起动收缩比限做了对比分析,分析结果有助于高超进气道的设计和起动性能的评估.      

高超声速ISR平台乘波外形优化设计及需求验证

对乘波构型在高超声速ISR平台气动外形设计上的应用问题进行了研究。基于高超声速ISR平台的总体参数,对锥导乘波体进行了参数化几何建模。以升阻比和容积率为优化目标,采用正交试验设计方法、非线性回归模型和粒子群算法对锥导乘波体进行了多目标优化设计。选取Pareto前沿中的4个特征点作为高超声速ISR平台的初步气动外形,采用数值计算方法对其进行了性能分析,并对设计需求进行了初步验证。研究结果表明:上下表面"双凸"、两侧近似机翼的乘波体在保持较高升阻比的同时又具有较大的容积率,满足航程、载荷和起飞重量等设计指标的需求,可用于高超声速ISR平台气动外形设计。由于航程指标值较大,对燃油结构质量比的要求较高。     

高超声速内收缩进气道分步优化设计方法

提出了基准流场与唇口平面形状分步优化的高超声速内收缩进气道设计方法。基准流场以反射激波不均匀性最小和总压恢复最大进行多目标优化设计,使用结合Tayler-Maccoll方程的有旋特征线方法(MOC)进行流场计算,获得双拐点母线内收缩锥基准流场。进气道唇口形状以沿流线积分(Streamline Integral Method, SIM)获得的进气道无黏阻力最小为目标进行优化设计,获得类椭圆形唇口平面形状。针对优化设计结果进行数值模拟,与传统直母线基准流场相比,双拐点母线基准流场反射激波后流动不均匀性下降40%左右,总压损失减少35%左右,总体性能提升明显。类椭圆唇口进气道在设计点的单位质量流量无黏阻力相较于圆形唇口降低6%,具有良好的压缩特性和气动效率,能够减弱进气系统对飞行器气动性能的不利影响。研究结果表明该方法是一种高效且实用的高超声速内收缩进气道设计方法。     

基于投影法的双后掠乘波体气动性能

双后掠布局能有效改善乘波体低速时的气动性能不足。为了获得双后掠乘波体,目前常采用的是定前缘型线的吻切锥乘波体设计方法,但该设计方法存在设计过程复杂,激波出口型线与理论不一致等问题。而采用直接投影获得双后掠乘波体的设计方法可以解决上述问题。为了系统研究基于投影法的双后掠乘波体的气动性能,使用CFD方法分析了采用该方法生成的双后掠乘波体在高超声速与低速时的气动性能。结果表明,该方法获得的乘波体在高超声速下的气动性能与定前缘型线的双后掠乘波体相当。且此方法仍保留了高超声速下"波效应"引起大攻角非线性升力、低速下"涡效应"有效提高升阻比等双后掠乘波体的优良气动特征,为基于投影法的双后掠乘波体的工程应用提供了指导。     

飞翼无人机3种保形进气口进气道气动与隐身综合特性对比

基于飞翼布局无人机隐身与结构装载布置要求,保形设计了3种进气口形状的背负式S弯进气道,按照进口投影截面形状上、下底之比顺序排列,分别为三角形、梯形和矩形.利用数值模拟方法对无人机内外流场耦合流动进行计算分析,且基于射线弹跳(SBR)法对进气道电磁散射特性进行仿真研究,获得了飞翼无人机3种进气道的气动与隐身综合特性.研究结果表明:①矩形进气道模型升阻和纵向力矩特性表现均最好;②3种 进气道模型按顺序排列总压恢复系数逐渐增大,畸变指数逐渐减小,进气道沿程气流也逐渐顺畅,矩形进气道模型进气道内流特性最优;③0°迎角下3种进气道模型雷达散射截面(RCS)均值基本呈现先增大后减小的特征,进气道终端开放时矩形进气道模型隐身性能最好,而终端短路时三角形进气道模型隐身效果更优异.