高超声速飞行器气动/隐身优化设计方法

针对高超声速飞行器气动布局设计中气动设计与隐身设计矛盾的问题,采用高精度气动和隐身计算方法,建立了基于直接全局优化算法、二次曲线参数化方法和Kriging代理模型的多学科优化设计平台,并对典型高超声速布局升力体外形开展气动/隐身一体化优化设计研究。结果表明：升力体布局典型状态下升阻比由3.13提高到3.69,考虑垂直极化和水平极化状态,俯仰±30°的雷达散热截面（RCS）均值下降60%以上,表明该平台具有良好的寻优能力,风洞试验结果验证了优化算法的可行性;高超声速飞行器的机身和翼/舵等部件具有显著的绕射特性,物理光学法等高频算法不能准确捕捉前后缘绕射,应当采用矩量法计算其RCS特性;高超声速飞行器的垂直极化和水平极化的RCS特性差异巨大,在设计中应当予以考虑。     

栅格翼外形特征对减阻影响的研究

栅格翼相对平板翼有其独特的优越性,对其气动特性进行优化很有必要.采用风洞实验和数值计算的方法,分别对不同翼弦格宽比的栅格翼及不同后掠方式的栅格翼进行了研究,风洞实验结果显示,栅格翼的翼弦格宽比存在一个气动性能的最佳值,使得升阻比最大;数值计算结果证明栅格翼前缘局部后掠能有效减小波阻,是一种新的减小栅格翼阻力的方式.     

吸气式高超声速飞行器前体/进气道一体化设计与试验

针对吸气式高超声速飞行器前体/进气道一体化设计的问题，以总体指标为约束，采用数值设计手段开展了前体/进气道一体化设计，并对高超声速飞行器进行测压/测力试验，考核了前体/进气道的一些主要性能，结果表明:①设计状态下，数值计算结果表明前体/进气道性能符合总体指标要求，设计手段有效；②数值手段模拟结果和风洞试验结果吻合良好，流量系数最大误差为4％，总压恢复系数最大误差为42％，数值算法有效；③前体/进气道的附加阻力随来流马赫数的增大而减小，0°攻角下，在来流马赫数为4时，附加阻力占总阻力的172％，在总体设计时应予以考虑；④在进行吸气式高超声速飞行器通流测压/测力试验设计时，应充分考虑进气道不起动的试验预案，防止由于进气道不起动导致整个试验的失败.