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王允良 《海军航空工程学院学报》2013,28(1):42-46
由于具有高升阻比,乘波体是高超声速巡航飞行器气动布局的首选方案。文章在求解圆锥激波流场精确解的基础上,应用流线追踪方法,建立了乘波体飞行器气动布局的参数化模型。在此基础上,对飞行器的气动力特性进行了估算。最后,以气动布局参数为设计变量,升阻比最大化为设计目标,对乘波体飞行器进行气动布局优化设计,应用改进的粒子群优化算法(Particle Swarm Optimization,PSO),对优化模型进行求解,得到了优化的气动布局设计方案。 相似文献
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乘波体特性研究是开展乘波飞行器设计的基础。本文对乘波体相关特性的研究现状进行了分析,重点总结了乘波体几何特性、气动特性、气动热特性等静态特性和横航向稳定性、纵向稳定性以及弹性效应对稳定性的影响等动态特性的研究进展;在此基础上,对乘波体特性研究中还存在的困难和问题进行了分析,并对未来进一步的研究重点进行了展望。研究表明,乘波体的几何特性决定了其适用于高超声速飞行器的前体设计;乘波飞行器适用于在设计点和小迎角工况下飞行,宽速域、大空域范围内气动性能还难以满足实际使用需求;在进行高超声速乘波飞行器气动外形设计时,应综合考虑气动力和气动热之间的平衡折中,采用合适的气动热解决方法来满足工程应用的需要;乘波体需具有上反角和“下凸”的外形特征,以满足稳定性要求。可为乘波飞行器的研究发展提供参考。 相似文献
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基于蚁群算法的高超声速飞行器气动布局优化设计 总被引:1,自引:0,他引:1
针对目前飞行器优化设计领域遗传算法计算量大、效率低的情况,提出了基于连续空间蚁群算法的高超声速飞行器气动布局优化设计方法.蚁群算法是近年来发展的一种全新仿生算法,具有全局性和高效性等特点,已经成功地应用于离散空间的优化设计.采用连续空间蚁群算法,对高超声速飞行器进行了多变量、多约束下的气动布局优化设计,并与采用遗传算法和约束可变多面体法的优化结果进行了对比,指出了蚁群算法的优点.本文的研究可为蚁群算法应用于复杂、高维的大规模飞行器设计问题提供参考. 相似文献
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高超声速飞行器气动弹性力学研究综述 总被引:7,自引:2,他引:7
高超声速飞行器设计上的特点带来了一系列的气动弹性新问题。本文回顾高超声速飞行器气动弹性研究的历史与现状,着重介绍和分析了高超声速非定常气动力计算方法、热环境下的气动弹性问题、壁板颤振、推力影响下的气动弹性稳定性问题以及气动推进/气动弹性耦合的多学科交叉问题,相关的主动控制方法的研究进展亦有所介绍。在已有气动弹性问题研究发展的基础上,提出了高超声速飞行器在气动弹性领域需要解决和关注的若干问题,包括高超声速气动弹性试验、燃料消耗的质量变化对于飞行器气动弹性特性的影响以及气动弹性力学与飞行力学综合等方面。 相似文献
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两级入轨(TSTO)飞行器或将成为下一代天地运输往返系统,其具有低成本、高效率和多用途等优点,但是两级分离成功与否将直接决定入轨任务的成败。目前的并联式TSTO飞行器多采用横向级间分离,该方法会在两级间产生复杂强气动干扰而直接增加了分离风险,所以探索一种可以避免或减弱两级强气动干扰的新分离方式是十分必要的。提出并着重分析了一种并联式TSTO纵向级间分离(LSS)方案,即轨道级在助推级背面沿着飞行方向分离,对其进行了动态分离过程的数值研究。针对新分离方案,设计了一种由宽速域乘波体和可重复使用空天飞机分别作为助推级和轨道级的TSTO组合飞行器,在高超声速条件下,采用重叠动网格技术分析了不同来流攻角(AOA)下的纵向分离流动机理、非定常壁面压力分布及气动特性变化规律。结果表明:TSTO纵向分离过程中仅存在VI型激波干扰和激波汇聚等简单的弱干扰类型,两级间无明显的激波反射或激波边界层干扰;非定常压力分布特性表明助推级前缘激波是轨道级受力变化的主要影响因素;纵向分离过程中,助推级受到的气动干扰力载荷小于轨道级。此外,不同来流攻角下,两级气动干扰流场结构具有相似性,并给出了实现安全纵向分离的攻角条... 相似文献
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高超声速飞行器级间分离过程广泛存在于军事和航空航天应用中。为了对该过程中气动干扰和各分离参数的影响有更加深入认识,以类X-43A飞行器为研究对象,采用网格变形/局部网格重构的方法对其进行仿真研究。详细分析了高超分离过程中典型的流场结构,尤其是飞行器和助推器之间的级间干扰;另外,重点讨论了初始攻角、弹射力对分离过程中飞行器和助推器的轴向/法向相对距离、气动力以及飞行器攻角的影响规律。结果表明:级间分离过程受到涡流和激波的双重干扰;攻角对飞行器和助推器法向相对距离影响较大,小攻角或负攻角更有助于二者分离;弹射力对轴向相对距离影响显著,较大的弹射力能够使飞行器较快脱离级间干扰区,达到安全的分离距离。 相似文献
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为探索多路阵列式微秒脉冲表面电弧放电(μs-SAD,Microsecond pulse surface arc discharge)对尖前缘小后掠三角翼流动分离的控制效果和作用机理,首先通过放电测试和纹影测试对多路阵列式μs-SAD的激励特性进行研究,揭示其对流场的作用原理,进一步将多路阵列式μs-SAD用于三角翼流动控制,开展了小后掠三角翼流动分离控制低速风洞实验,研究了来流速度、激励电压和激励频率等参数对控制效果的影响规律。结果表明:多路阵列式μs-SAD能够快速放热,单路瞬间放电能量可达68mJ,在流场局部可诱导产生冲击波;机翼前缘多路阵列式μs-SAD能有效改善三角翼大迎角气动特性,当来流速度为30m/s时,使最大升力系数提高27.2%,失速迎角推迟4°;来流速度增大到40m/s时,流动控制效果减弱,使最大升力系数提高15.5%;存在最佳激励频率使无量纲频率F+=1时,控制效果最好;激励电压存在阈值,其随来流速度的增加而增大,当激励电压超过阈值电压继续增大时,流动控制效果不再增强。 相似文献
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吸气式高超声速飞行器的机体与超燃冲压发动机高度耦合,使得一体化气动性能预测非常困难,但是能够开展一体化带动力试验的地面设备很少。中国空气动力研究与发展中心(CARDC)研制了一种氢氧燃烧加热高焓脉冲风洞,其有效试验时间大大超过长时间激波风洞,采用模型-天平一体化设计实现了在几百毫秒内进行高精度测力,重复性测力误差小于2%。结合数值计算进行了支架干扰、来流污染凝结、壁温等影响及试验数据修正研究。典型升力体高超声速飞行器气动/推进一体化试验结果表明:在燃烧加热脉冲设备的300 ~ 600ms有效试验时间内,能够有效获得飞行器的升力、阻力(推力)和力矩特性,试验数据与CFD计算结果基本吻合。 相似文献
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为了研究高超声速流激波边界层干扰特性, 选取HIFiRE-2 (The Hypersonic International Flight Research
Experimentation 2)项目的高超声速流道为研究对象,采用k-棕SST 模型在无燃油工况下模拟计算地面试验过程,所得计算结果
与试验结果接近。在此基础上,分析激波边界层干扰过程、流动分离现象及入口马赫数对气动热影响。结果表明:随着入口马赫数增
大,激波角变小,激波强度提高,在尾喷管中激波反射次数减少;随着入口速度增大,边界层分离区范围变小,回流区的位置逐渐向
下游移动;加入气动耗散项后,流场的温度有一定升高,最大温升约为50 K。 相似文献