基于马赫数分布可控曲面外/内锥形基准流场的前体/进气道一体化设计

提出了一种高超声速飞行器乘波前体的外锥形基准流场设计方法,在锥面马赫数分布规律给定的条件下,通过有旋特征线法实现反设计,提高了基准流场设计的灵活性。该基准流场通过锥形"下凹"弯曲激波和波后等熵压缩波系压缩气流,可以在较短的长度内完成高效压缩。基于反正切马赫数分布外锥形基准流场设计的乘波前体具有较高的容积率,乘波特性良好且出口均匀,设计点时有黏升阻比为1.89。另外,基于该乘波前体和马赫数分布可控的内收缩进气道给出了一种双乘波的前体与进气道一体化设计方案,实现了内外流分别独立乘波,充分发挥了乘波前体和内收缩进气道的各自优势。     

基于类咽式进气道的高超声速飞行器一体化设计

针对吸气式高超声速飞行器高空巡航飞行时净推力和升力不足的难题,探索了一种基于类咽式进气道的高超声速飞行器一体化设计方法。该方法耦合了具有高升阻比特性的乘波机体和气流压缩性能优异的三维内收缩进气道,获得了一种气动性能较优的高超声速飞行器一体化构型。在设计过程中,对一种咽式进气道的几何外形和激波系结构进行了适当改变,得到了能与楔形乘波前体进行一体化设计的类咽式进气道构型,并采用遗传算法对进气道参数进行了优化;以所得到的进气道和乘波体为基础对飞行器整体构型进行了飞行器内外流一体化设计。无黏计算所得流场与理论设计吻合良好,有黏计算结果表明该飞行器在马赫数7时最大升阻比达到3.4,具有良好的气动性能。     

基于替代模型的高超声速前体/进气道一体化优化

采用基于替代模型的渐进优化策略对二维高超声速前体/进气道进行一体化设计优化,采用拉丁超立方试验设计法选择样本点,采用二维粘性CFD方法计算进气道流场来建立样本数据库,综合运用了多项式响应面、Kriging模型、BP神经网络和径向基神经网络等替代模型.相对于基准构型,前体/进气道的优化构型在设计态时提高了流量捕获与来流压缩能力,提高了总压恢复性能,同时减小了阻力系数,综合性能提高了5.3%;在非设计态时优化构型的综合性能也有不同程度的改善.      

轴对称近似等熵压缩流场的乘波前体优化设计

以升阻比为优化目标，在来流马赫数Ma=2—4及飞行高度H=20km-24km条件下，进行了轴对称近似等熵压缩流场的乘波前体优化设计，通过CFD验证Ma=4优化乘波体的气动特性，并研究了Ma=3优化乘波前体在非设计条件下的气动特性。结果表明：近似等熵压缩下表面的乘波前体在设计条件下具有良好的气流压缩效果，可满足机体／发动机一体化设计的需要；乘波前体升阻比在1．5—1．9之间，纵向压心位置靠后；非设计条件下，压缩波不聚焦，小于设计马赫数升阻比时降低，大于设计马赫数时升阻比略大。     

高超声速二维混压式前体/进气道设计方法研究

以飞行Ma数Ma=6,H=25km为设计点,分别采用等激波角和等激波强度设计方法,并考虑变比热、激波与附面层干扰等因素的影响,分别对唇口平直和唇口带有斜楔的超燃冲压发动机二维混压式前体/进气道进行了初步设计,分析并比较了几种方案进气道的设计点和非设计点性能及二维流场。研究表明,在低飞行Ma数下,唇口带有斜楔的前体/进气道起动性能和总压恢复优于唇口平直的,在高飞行Ma数下,唇口平直的前体/进气道冲压比高、外罩阻力小,而唇口带有斜楔的前体/进气道总压恢复系数高,外罩阻力相对较大。另外,分别采用等激波角和等激波强度方法设计的前体/进气道性能相近。本文提出的方法对于二维混压式高超声速前体/进气道方案的初步筛选具有一定的适用性。      

大迎角细长体非对称空间流场特性的试验研究

应用七孔探针定量流场测试技术,在低速风洞中通过定量测试细长旋成体背风区三维空间流场,研究了零侧滑条件下细长旋成体在典型大迎角情况下(迎角为55°)背风区附体和离体涡系的空间演化规律,加深了对细长旋成体背风区不对称涡系空间结构的认识。解释了截面侧向力沿模型体轴分布为幅值递减波形的形成机制。给出了有、无头部小扰动片及小扰动片非定常摆动控制三种情况下的细长体背风区不同的多涡空间结构。细长旋成体背风区横截面的涡量和总压分布测量结果表明在模型头部固定小扰动片可以改变非对称涡的非对称特性,但不能使非对称涡变为对称涡,而在头部非定常小扰动的控制下模型背风区流动呈现对称涡的流态特征。     

锥导乘波构型设计、优化与分析

乘波构型是高超声速飞行器高升阻比气动布局设计的参考外形之一,设计中需要综合考虑升阻比、容积率和容积等要求。在锥导乘波构型参数化设计的基础上,采用工程估算和计算流体力学相结合的方法,通过正交试验设计分析了不同参数对目标影响的敏感性,合理选择设计参数优化区间,应用改进的多目标遗传算法对乘波构型进行了优化设计,针对优化外形开展了气动性能的数值模拟研究,并在高超声速炮风洞中完成了缩比模型的验证性实验。结果表明:优化设计外形具有良好的升阻比,且在一定攻角范围内升阻比较高,数值模拟和实验分析基本吻合。研究结果可为高超声速滑翔式飞行器的设计提供参考。     

高超声速二维前体进气道一体化优化设计研究

在飞行器前体进气道的一体化优化设计中,最大总压恢复系数是一个必须考虑的参数.本文从二维高超声速进气道的最大总压恢复系数入手,通过理论分析给出了高超声速飞行器从2波系到6波系的二维高超声速飞行器前体进气道的一体化优化设计计算模型.采用拉格朗日乘子法和序列二次规划法(SQP)分别计算了进气道内一道内激波和两道内激波时的情况,给出了进气道的最大总压恢复系数、进气道内马赫数、激波偏转角和激波强度随来流马赫数的变化关系.比较两种方法的计算结果可知采用的计算方法是合理的.     

大迎角细长体侧向力的比例控制

介绍了一种新的大迎角细长旋成体侧向力的比例控制技术。通过在细长旋成体头部施加非定常小扰动,可以对细长旋成体非对称背涡的非对称程度进行比例控制。风洞试验研究结果表明,该控制方法能以很小的能量输入将大小和方向随机变化的侧向力加以精确控制;不仅可以控制侧向力的方向,也可以连续改变侧向力的大小,使其变成有利于飞行控制的气动力和力矩,达到变不利为有利的目的。     

前体非对称涡流动临界雷诺数效应及分区特性

通过模型表面测压和油流显示,对旋成体于50°迎角在临界雷诺数区域(0.13×106~0.81×106)的压力分布和侧向力特性随雷诺数变化的演化规律进行了研究,结果表明,随着Re数从亚临界增加至临界区域,模型表面的低位涡侧首先出现层流分离气泡成为转捩分离(Tr),而高位涡侧仍处于亚临界层流分离(L),非对称更为显著,侧向力较亚临界区有所增加;随着雷诺数进一步增加,高位涡侧才成为转捩分离,此时非对称流动逐渐演变成对称流动,压力分布呈对称的平台状,侧向力明显减小,因此,通过流动分离前的压力恢复值作为判则,根据旋成体两侧边界层分别处于L/Tr和Tr/Tr状态,可将临界雷诺数区域划分为临界起始发展区和临界区。最后据此判则讨论了旋成体绕流沿轴向多种流态共存的现象。