一种正向乘波前体设计方法初步研究

以定楔角乘波体设计方法为基础,研究了影响高超/超声速乘波体"乘波"的主要因素,给出了前体前缘实际气流压缩角的确定方法及影响因素,可知在相同的来流马赫数和压缩角δ下,随着前缘角θ和气流与前缘夹角α的增加,实际气流偏转角γ减小。据此,基于幂函数进气道前体构形,给出了前缘激波不脱体的限制条件及具体的判定方法,分析了乘波体典型几何特征参数对前缘激波不脱体的影响规律,结果显示在相同的来流马赫数和压缩角度下,增大前缘形状因子n,减小前体的长宽比L/W及增大前缘角均有利于激波不脱体。根据给出的前体几何参数对前缘激波脱体的影响规律曲线,对一种"前体几何外形构造+前缘激波附体条件限制"的正向前体乘波器工程设计方法进行了研究,给出了具体设计流程,并进行了初步的数值仿真验证,表明通过该方法设计的乘波前体流动特征与预期的结果吻合,说明文中所给出的激波附体条件及影响规律是可信的,乘波前体设计方法是可行的。     

一个非常规前体机身的流动显示研究

描述了有类似Ｅｒｉｃｋｓｏｎ前体的非常规机身的初步流动显示研究结果,包括测力、表面油流和激光片光流动显示结果和用层流Ｎ－Ｓ方程进行数值模拟的结果。计算和试验的参数范围：α＝０°～５０°,β＝０°～２０°,虽然计算与试验所用的外形在后部有一些不同,但是两者在涡的位置方面显示了良好的一致性。同时研究也表明,大攻角的流动特性可以通过改变机身前体形状进行控制。通过研究还表明,这类前体在改善大攻角横侧方向安定性方面具有很大的潜力。     

带抑流楔升力前体设计初探

升力前体由于前缘激波不能附着于前体前缘,其上下表面流场存在相互耦合,进而导致其下表面流场存在较强的横向流动,这会对腹部进气系统的设计造成不利影响.为了使前体出口流场能较好地保持二维流动特征,通过在升力前体两侧增加小角度抑流斜楔,以抑制横向流动.这种升力前体及一体化进气系统的数值模拟表明,该升力前体出口流场二维特征良好,采用该前体的进气系统能较好地维持理想的流场结构,并具有较优的性能.     

不同截面机身头部吹气方式对侧向力的影响

研究了机身头部法向吹气和具有不同指向角的喷管切向吹气对于不同截面的机身前体所产生的影响.在风洞中采用测力的方法给出了不同截面形状的非细长机身的实验结果.讨论了迎角、吹气方式、喷管指向角及截面形状对机身侧力的影响.实验表明,法向吹气和喷管切向吹气都是有效的控制手段,吹气对其中圆锥截面模型的影响最大,椭圆截面模型次之,对带棱截面模型影响最小.      

跳跃式跨大气层飞行弹道仿真分析

针对跳跃式跨大气层飞行弹道的特殊性,建立了其飞行动力学模型,在此基础上,对其弹道进行了仿真分析,得知乘波构型是跳跃式跨大气层飞行器理想气动布局,研究对比了跳跃弹道和惯性弹道的不同性能,结果表明跳跃飞行具有惯性飞行所无法比拟的突防能力。所得结论对跳跃式跨大气层飞行和未来新型武器装备的发展方向的研究具有一定的参考价值。     

前机身对飞机大迎角气动特性的影响

通过对一些相关文献的分析，得出了前机身外形是要求具有过失速机动能力的飞机气动设计的关键这一结论，并建议在气动布局工作中加强对前机身特性研究。     

A parameterized geometry design method for inward turning inlet compatible waverider

Intensive studies have been carried out on generations of waverider geometry and hypersonic inlet geometry. However, integration efforts of waverider and related air-intake system are restricted majorly around the X43A-like or conical flow field induced configuration, which adopts mainly the two-dimensional air-breathing technology and limits the judicious visions of developing new aerodynamic profiles for hypersonic designers. A novel design approach for integrating the inward turning inlet with the traditional parameterized waverider is proposed. The proposed method is an alternative means to produce a compatible configuration by linking the off-the-shelf results on both traditional waverider techniques and inward turning inlet techniques. A series of geometry generations and optimization solutions is proposed to enhance the lift-to-drag ratio. A quantitative but efficient aerodynamic performance evaluation approach （the hypersonic flow panel method） with lower computational cost is employed to play the role of objective function for opti- mization purpose. The produced geometry compatibility with a computational fluid dynamics （CFD） solver is also verified for detailed flow field investigation. Optimization results and other numerical validations are obtained for the feasibility demonstration of the proposed method.     

不同头部形状单孔位微吹气扰动控制实验研究

在亚临界流动范围内,对具有不同头部形状的尖拱形细长旋成体在无侧滑大迎角下进行单孔位微吹气扰动控制实验.通过对物面压力分布、截面侧向力分布和以前细长旋成体结果的对比和分析,发现单孔位微吹气扰动对于细长旋成体横侧向控制作用在于模型头部背风侧非对称二涡结构对扰动的敏感性.实验分析表明,单孔位微吹气扰动这一大迎角非对称控制手段具有较强的适应能力,其控制能力的大小则由该头部形状的初始状态决定.     

飞行高度及设计长度对锥形流乘波体优化的影响

高超声速条件下,乘波体布局具有高升阻比特性,本文应用单纯形加速法,以最大升阻比为目标,开展了锥形流乘波体布局优化设计研究.特别是,研究了在高层大气飞行时雷诺数效应与气动特性的关系,从乘波体飞行高度与设计长度两方面探讨雷诺数对乘波体优化的影响,结果表明：给定设计马赫数和圆锥角情况下,对于最大升阻比优化乘波体,其雷诺数越小,摩擦阻力越大,而升阻比越低.     

高超声速巡航导弹前体/进气道概念设计与优化

基于高超声速巡航导弹总体设计要求,采用等激波强度方法设计了前体/进气道基准构型,并运用数值模拟方法对基准构型进行了性能分析.在试验设计和CFD计算结果的基础上建立了前体/进气道优化设计模型,运用多目标粒子群算法对前体/进气道进行了优化设计,对优化后的前体/进气道进行了性能验证分析.结果表明:前体/进气道设计方法正确有效,基准构型能够满足设计的要求;通过多目标优化设计,可以找到设计变量之间的有效组合,能够进一步提高前体/进气道的综合性能.研究结果对导弹用超燃冲压发动机的总体设计具有一定参考价值.