前缘钝化对乘波体非设计点性能影响分析

对前缘钝化后的乘波体在非设计状态下的气动性能进行了研究.乘波体的生成基于三维粘性流场,以乘波体上表面底部基线为参数化几何建模对象对乘波体进行设计和优化.采用改进的Tincher钝化方法对优化后的乘波体进行前缘钝化.利用CFD方法对设计马赫数6、巡航高度20 km的乘波体在马赫数4～8、迎角-6°～8°、飞行高度10～3...     

一种新型乘波体设计方法研究

吻切锥乘波体是一种非常重要的高超声速飞行器设计构型,设计出既具有较高升阻比又能保持较高容积效率的乘波体,仍然是研究的难点。提出一种新型吻切乘波体设计方法,以圆锥流场为基准,在上表面出口型线(FCC)和下表面激波出口型线(ICC)基础上引入一条新的出口激波圆心曲线;通过调整出口激波曲率半径达到改变乘波体体积和容积率的目的;设计四种乘波体———传统吻切锥乘波体、激波半径减小乘波体、激波半径加长乘波体和直线ICC乘波体,并采用CFD数值模拟方法对四种乘波体进行对比分析。结果表明:所提乘波体设计方法合理可行;在无粘条件下,容积率小的乘波体拥有更大的升阻比;在粘性条件下,四种乘波体升阻比接近,本文设计的乘波体具有更大的容积率和更好的应用价值。     

高超声速锥导乘波体非设计点性能研究

对设计马赫数6的锥导乘波体在马赫数4～7、迎角-6°～+6°的三维流场进行了数值模拟.研究表明:粘性对阻力系数的影响较大;非设计马赫数时,锥导乘波体的升阻比没有明显减小;升力系数与迎角呈线性关系,随着迎角增大而增大;升阻比在+2°迎角下达到最大.     

基于激波装配法的乘波体设计与分析

乘波体外形通过在给定的高超声速激波流场中使用流线追踪法设计得到,传统的乘波体设计一般采用二维楔形或者轴对称锥形流场生成,设计空间受限。为拓展乘波体设计空间,引入激波装配法,数值计算带激波的流场,建立了普适于一般三维流场的乘波体设计方法,突破了传统乘波体设计方法的流场限制。引入"导波体"定义三维流场的生成外形,采用平切导波体流场激波及正向追踪流线的方法设计乘波体外形。通过几类导波体流场生成乘波体的算例,分析了导波体与乘波体之间的关系,包括纵向截面外形、横截面外形以及前缘外形等。分析表明,双锥体在后体产生的激波或膨胀波能有效地改变导波体速度沿纵向的分布特性,利用该特性可在俯视平面形状受约束的情况下实现对乘波体构型纵向稳定性的按需设计;通过改变导波体横截面外形,可以改变速度沿展向的分布特性,从而实现乘波体横截面外形改变;乘波体前缘外形主要与导波体激波在俯视面上的外形相关,通过后体扩张的双锥外形能够生成双前缘乘波体外形。本文指出乘波体与导波体外形之间存在定性对应关系,其关系可作为乘波体设计时导波体选择的参考依据,为扩大设计空间、设计优良乘波体奠定了基础。     

面向工程的类乘波体气动布局与数值分析

为了解决高超声速飞行器理想乘波体的工程应用问题,以粘性锥导流场为基础流场,考虑装填空间、前缘钝化、端头半径和翼舵干扰等工程实际情况,设计了一种类乘波体高超声速飞行器。采用CFD方法对该类乘波体气动性能进行了仿真与分析。结果表明:该类乘波体具有典型的乘波特征,设计状态(Ma=8,α=2°)下,升阻比为4.47;非设计状态(Ma=3,α=2°)下,升阻比不小于3.60;考虑不同高度和马赫数范围,纵向压心系数绝对值变化仅为4.2%,小的压心变化范围在满足高机动需求方面具有优势。     

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。     

基于样条曲线的乘波体外形优化方法

乘波体是一种处于研究中的高超声速飞行器构型,本文阐述了一种基于样条插值曲线的乘波体外形构建方法,并用上述方法研究了其在给定约束条件下气动特性的优化设计问题。文章以圆锥流场和椭圆钝体流场两种情况下的设计结果为实例,用CFD数值仿真的方法检验了设计的精度,分析表明,用样条插值曲线设计乘波体外形的方法具有可行性,设计的乘波体能够应用于样机的制造。     

密切曲面锥导乘波体的设计与理论分析

将密切锥导乘波体技术应用于一般曲面锥流场,以期获得升阻比、容积率更高的密切曲面锥导乘波体。首先,设定不同乘波体后缘激波型线,在两种代表性曲面锥流场内,生成了四种乘波体构型,利用数值方法验证乘波体设计方法可行性;然后构造了三类典型单一控制变量的曲面锥流场,对比分析了对应密切曲面锥导乘波体性能变化规律。研究表明：（1）密切曲面锥导乘波体流面压力分布、后缘激波型线与理论设计吻合,关键位置压力与理论值相对偏差约1%,说明利用密切技术在曲面锥流场中“截取”乘波体的方法是可行的。（2）曲面锥流场控制参数不同,可获得升阻系数、容积率、压缩量增加,升阻比降低的乘波体,也可获得升阻比、容积率增加,升阻系数降低的乘波体。     

固体火箭喷管两相粘性跨音速流场计算

本文进行了固体火箭喷管两相粘性湍流跨音速流场计算.粘性的气相控制方程用隐式近似因子分解法求解,粒子方程采用跟踪粒子轨迹的特征线法求解,粘性湍流选用代数模型,气相和凝相充分地偶合.CFL数可以取500左右,收敛速度快,使粘性两相跨音速喷管流场计算耗费的机时达到工程计算可以接受的程度.通过计算,获得了在粘性和粒子同时作用下的流场参数分布.这对固体火箭发动机流场需要同时考虑粒子和粘性作用的专题研究大有裨益.     

临近空间高超声速飞行气动外形设计初探

根据临近空间大气特点、对临近空间高超声速飞行器的乘波体外形设计进行了初步探讨。论文介绍了乘波构型的概念和生成方法、基于楔形流场进行了两种∧型乘波体的外形设计,并且完成了数值模拟以及计算分析。数值模拟的结果验证了基于楔形流场∧型乘波外形设计方法和设计过程的可行性,为临界空间高超声速飞行器气动外形设计提供了参考。     

乘波器的参数化设计研究

开展变楔角参数化乘波器的研究.研究中考虑了粘性效应,分析了不同设计参数对乘波器气动性能的影响.对比MAXWARP乘波器设计结果和数值求解NS方程的结果,验证了变楔角参数化乘波器设计方法的正确性.分析了不同的设计参数对乘波器气动性能的影响,为研究复杂的乘波器设计和优化规律提供了一个途径.参数化乘波器设计可方便的控制乘波器的外形尺寸,使乘波器的应用性大大提高.     

基于N-S方程的直升机旋翼翼型反设计方法

为了在实际旋翼翼型设计中考虑粘性影响,采用N-S方程为主控方程,建立了旋翼翼型流场求解方法。使用以Poisson方程为控制方程的网格生成程序生成围绕旋翼翼型的N-S粘性贴体网格,该网格生成程序能在反设计迭代过程中自动更新过渡翼型的粘性网格。在翼型流场计算及网格生成基础上,采用了MGM方程作为翼型反设计方程,建立了一套能够考虑粘性影响的直升机旋翼翼型的反设计方法。应用该方法,分别对二维NACA系列翼型、OA系列翼型、超临界翼型进行了反设计分析,获得了满足要求的二维旋翼翼型,并与目标值(压力分布、升力系数、阻力系数、力矩系数)吻合良好。     

锥形流乘波体优化设计研究

随着马赫数的升高,波阻和摩阻增加,形成升阻比"屏障",而乘波构型飞行器是克服这一屏障的有效途径。本文在Ma_∞=4.0~20.0、高度H=24.0~52.0km、圆锥角Ac=5°~10°的条件下,以升阻比为目标函数,进行了乘波体的优化设计,讨论了对乘波体优化外形的影响因素,并给出全马赫数范围的优化乘波体外形及其气动力结果。     

进口轴向和水平投影同时可控的内收缩进气道设计

为了满足两侧进气布局高超声速飞行器乘波前体与进气道一体化设计要求,基于特征线法和流线追踪技术提出了一种进口轴向投影和水平投影同时可控的内收缩进气道设计方法。采用该方法设计了进口轴向投影和水平投影均为超椭圆的内收缩进气道并在设计点(马赫数为6.0）对其进行数值仿真验证。结果表明:进气道进口轴向投影和水平投影均符合预期设计。进气道能保持基准流场的波系结构和沿程压力分布,无黏时可以全捕获来流,喉道截面性能与基准流场基本相等。有黏时,进气道也具有较高的压缩效率,流量系数和出口总压恢复系数分别为0.96和0.56。因此,上述设计方法可行有效。      

密切曲面内锥乘波前体进气道设计和试验研究

介绍了密切曲面内锥乘波前体进气道（Osculating Inward turning Cone Waverider Inlet,OICWI）的一体化设计方法,对该型乘波前体进气道的性能进行了数值分析,针对该型一体化乘波前体进气道完成了风洞试验研究。理论设计结果和设计状态无粘模拟结果一致,设计状态下的计算结果表明,前体进气道具有较高的总压恢复、较好出口流场均匀度及较高的流量捕获率。试验研究结果表明,改型一体化前体进气道在马赫数5～7条件下顺利启动,流场波系及压力分布同数值分析结果吻合。     

基于马赫数分布规律可控概念的高超声速内收缩进气道设计

提出了一种高超声速内收缩进气道设计方法.在壁面马赫数分布规律给定的前提下,通过有旋特征线法反设计出轴对称基准流场,采用流线追踪技术来生成进气道的无黏型面并通过黏性修正得到进气道最终构型.对相同约束条件下设计的几种典型马赫数分布规律的基准流场进行对比分析,选取了反正切马赫数分布规律设计基准流场进而生成一种圆形进口的高超内收缩进气道,数值仿真结果显示:这种进气道具有良好的流量捕获特性和较高的压缩效率,表明提出的设计方法可行,拓宽了基准流场的选择范围,值得进一步深入研究.      

马赫数3～6宽速域内转进气道优化设计

基于对轴对称基准流场参数化研究选取半径适当小的可变中心体，再对其他设计参数进行灵敏度分析，得到设计参数对基准流场整体性能的影响规律，系数c的影响最为明显，同时各个设计参数之间耦合效应影响也很大。运用样本数据库，构建相应的神经网络近似模型并结合邻域培植多目标遗传算法对轴对称基准流场在马赫数为6时进行三目标优化，优化后的基准流场内收缩比降低了7.7%，总压恢复系数提高了2.3%，并且静压比提高了7.1%。基于此优化结果，进行内转进气道型面设计并对其在马赫数为3～6条件下黏性数值模拟，结果表明:优化后的内转进气道在马赫数为3工作时能够正常起动，在马赫数为4～6工作时，进气道有较高的压缩量，较好的流量捕获能力和总压恢复性能。      

亚燃/超燃双重燃烧冷态掺混的数值模拟

通过求解完全的二维Ｎ－Ｓ方程组，对亚燃／超燃双燃烧室冲压发动机超音燃烧室的冷态掺混合性层流流动进行数值计算，采用ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ两步显式格式分析一般音速来在股超音速气流间掺混的流动特征，并用代数法生成计算网络。给出的三组算例与文献（１）的实验结果进行对比，结果令人满意。