高超声速飞行器前体/进气道参数重要性测度

针对机体推进高度一体化的吸气式高超声速飞行器前体/进气道相关参数对其性能指标的独立和交互作用问题,基于回归模型和二阶混合中心矩理论,以总压恢复系数为性能指标,提出了参数重要性测度新方法。设计了二维混压楔形前体/进气道变几何构型方案并给出重要性测度模型,定量和定性地对参数重要性进行了对比和分析。研究结果表明:前体/进气道相关参数间具有强的非线性作用,交互作用非常显著,独立作用可以忽略不计,且重要性测度模型易于扩展。     

“咽”式高超进气道流动特性及性能分析

采用数值模拟的方法比较分析了一种矩形型面的内收缩进气道和一种椭圆型面的"咽"式进气道的流动特性和性能.这两种内收缩进气道都是以四道平面斜激波三维流场为基本流场,利用流线追踪技术得到的.研究结果表明,该"咽"式进气道对设计状态下的攻角变化不太敏感;在非设计状态下具有较高的流量捕获和压缩能力;另外,由于其浸湿面积小,进气道内附面层增长缓慢,激波与附面层干扰较弱.因此,这种"咽"式流道可作为吸气式高超声速飞行器进气道的一个有利选择方案.      

升力体飞行器尾喷流模拟气动力试验方法研究

尾喷流对升力体高超声速飞行器的气动特性影响显著,风洞喷流模拟测力试验是研究升力体飞行器尾喷流干扰效应的重要手段。在尾喷流模拟气动力试验中,选取恰当的喷流模拟参数,以及克服喷流供气管路对天平测力的干扰以提高测量精准度,是需要解决的关键技术。在 CARDC 的Ф1米高超声速风洞中,研究了采用冷喷流模拟、飞行器整体模型测力的升力体飞行器尾喷流模拟测力试验方法。通过优化模型结构设计、选用小干扰的喷管分断缝隙密封措施,解决了带尾喷流模拟条件下的升力体飞行器气动力精确测量问题,提高了带喷流气动力试验数据精度,接近常规气动力试验的水平。     

二维高超声速吸气式飞行器部件构型设计初步研究

对马赫数为6条件下不同部件构型的二维高超声速吸气式飞行器进行了数值模拟,分别比较了机身上表面采用卡门曲线和直线构型,燃烧室采用多级后向台阶和多级扩张直线构型,尾喷管采用幂曲线和直线构型对气动性能的影响.采用二阶精度的Roe格式和minmod限制器进行空间离散求解,使用Menter提出的k-ωSST(Shearstresstransport)湍流模型模拟湍流流动,通过对壁面压力和摩擦力积分得到了各部件的升力、阻力和俯仰力矩,分析了每种部件构型对总体气动性能的影响,为高超声速吸气式飞行器构型设计提供了一定的依据.      

串联式TBCC进气道模态转换模拟器设计及其特性分析

为了实现涡轮基组合循环（TBCC）推进系统平稳模态转换过程的模拟,在前期风洞试验研究的基础上对串联式TBCC进气道模态转换模拟器进行重新设计。采用线性化及非对称的思路对该模拟器进行设计并对其特性展开数值仿真研究。结果表明：该模拟器不仅需要模拟发动机工况改变引起的背压变化,而且能通过流通截面面积线性变化,实现两个通道的流量分配。该装置的特点是能保证模态转换过程中每一点的涡轮/冲压通道的总堵塞比不变,使本文所研究的进气道在总堵塞比保持为65%时进行模态转换,结尾激波基本维持在喉道等直段内且进气道出口马赫数基本维持在0.30,流量系数基本为0.45,涡轮/冲压通道流量呈线性变化,与预期目标一致。     

吸气式高超声速民用运输机概念设计

介绍了高超声速民用运输机的概念设计方案。通过对气动布局、推进系统、全机重量的分配等方面进行初步分析和计算,完成了飞行性能的多轮数值计算,得到了满足初始任务需求的设计方案和飞行轨迹,并形成了快速的概念方案设计方法。     

二维带动力吸气式高超声速飞行器绕流的PNS-NS混合求解

为了提高吸气式高超声速飞行器绕流的求解效率,采用空间推进求解抛物化PNS(parabolizedNavier-Stokes)方程和时间迭代求解Navier-Stokes(N-S)方程的混合计算流体动力学(CFD)方法来求解高超声速飞行器整机绕流.在超声速占主导的流动区域采用空间推进求解抛物化N-S方程的方法,在亚声速和分离区采用时间迭代求解N-S方程的方法.对于求解二维带化学反应的吸气式高超声速飞行器绕流,混合CFD方法和完全时间迭代方法相比,可得到同等准确的数值模拟结果,并且求解效率提高了数倍.