临近空间高超声速飞行气动外形设计初探

根据临近空间大气特点、对临近空间高超声速飞行器的乘波体外形设计进行了初步探讨。论文介绍了乘波构型的概念和生成方法、基于楔形流场进行了两种∧型乘波体的外形设计,并且完成了数值模拟以及计算分析。数值模拟的结果验证了基于楔形流场∧型乘波外形设计方法和设计过程的可行性,为临界空间高超声速飞行器气动外形设计提供了参考。     

单级入轨运载器气动布局研究

对单级入轨运载器气动布局进行了研究,设计了一种翼身融合体气动布局,并进行了布局优化。计算结果表明该布局在Ma=6的时候,最大升阻比Kmax可以达到3.755,从高速到低速都能维持在4左右。通过与已有乘波体方案的对比,表明新设计的翼身融合体是一种很有潜力的单级入轨运载器气动布局可选方案。     

基于乘波体的高超音速运载器气动布局设计

采用基于无粘锥形流的反设计方法以Ma=6为设计点设计具有高升阻比的乘波体外形;取基准圆锥激波角为12°,并利用上表面的膨胀降压作用,这一外形优化有效提高了乘波体的升阻特性,在考虑粘性影响的情况下Ma=6时的升阻比可从3.356?3提高到4.598?1;将具有高升低阻效能的乘波体作为机身初步设计单级入轨运载器布局,通过数值模拟的方法进行研究,结果表明布局在大速度范围内的升阻比得到了令人满意的结果,同时具备静稳定性.     

高超声速巡航导弹关键技术的探讨

高超声速技术是当今军事强国关注的武器发展方向。文章介绍了高超声速导弹的特点, 探讨了高超声速巡航导弹设计中的几个关键技术,包括弹体外形设计、发动机的研制、控制与制导设计等,最后对高超声速巡航导弹的设计提供了一些研究方向。     

三级压缩锥导乘波体设计技术与实验分析

为了充分发挥乘波体布局作为吸气式高超声速飞行器前体的预压缩功能,基于吻切锥原理发展了一种多级压缩乘波体设计方法。通过该设计方法设计得到了三级压缩锥导乘波体。设计状态下的数值模拟结果显示,该乘波体产生的3道锥面激波按照设计预期相交于底部截面上。该三级压缩锥导乘波体的上表面采用膨胀式上表面布局设计并在底部与进气道相连,将进气道唇口取为设计条件下3道锥面激波相交的位置,由此获得了进行风洞实验的三级压缩锥导乘波体前体/进气道布局。对该型三级压缩锥导乘波体前体/进气道布局开展了数值模拟与高超声速风洞实验的对比校验,在流场波系结构方面得到了相吻合的结果,表明了设计方法的可靠性。     

密切曲面内锥乘波前体进气道设计和试验研究

介绍了密切曲面内锥乘波前体进气道(Osculating Inward turning Cone Waverider Inlet,OICWI)的一体化设计方法,对该型乘波前体进气道的性能进行了数值分析,针对该型一体化乘波前体进气道完成了风洞试验研究。理论设计结果和设计状态无粘模拟结果一致,设计状态下的计算结果表明,前体进气道具有较高的总压恢复、较好出口流场均匀度及较高的流量捕获率。试验研究结果表明,改型一体化前体进气道在马赫数5~7条件下顺利启动,流场波系及压力分布同数值分析结果吻合。     

密切曲面锥导乘波体的设计与理论分析

将密切锥导乘波体技术应用于一般曲面锥流场,以期获得升阻比、容积率更高的密切曲面锥导乘波体。首先,设定不同乘波体后缘激波型线,在两种代表性曲面锥流场内,生成了四种乘波体构型,利用数值方法验证乘波体设计方法可行性;然后构造了三类典型单一控制变量的曲面锥流场,对比分析了对应密切曲面锥导乘波体性能变化规律。研究表明：（1）密切曲面锥导乘波体流面压力分布、后缘激波型线与理论设计吻合,关键位置压力与理论值相对偏差约1%,说明利用密切技术在曲面锥流场中“截取”乘波体的方法是可行的。（2）曲面锥流场控制参数不同,可获得升阻系数、容积率、压缩量增加,升阻比降低的乘波体,也可获得升阻比、容积率增加,升阻系数降低的乘波体。     

乘波体特性研究现状及展望

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。     

全流面乘波前体进气道设计方法

基于流线追踪的飞行器乘波前体设计和发动机进气道设计已有大量的研究工作，但是高超声速飞行器前体与超燃冲压发动机进气道的一体化设计一直是个难点。为了提高前体进气道整体的总压恢复和流量捕获性能，在前期飞行器乘波前体设计和进气道压缩面流线追踪设计方法的基础上，将整个基准流场分为激波压缩流场和等熵压缩流场，顺序组合，从前体激波、外压缩面到进气道内压缩面、反射激波直到喉道进行无缝连续地流线追踪，实现了全流面乘波前体进气道设计。横向三维曲面生成采用类似密切方法进行控制以实现全流面设计；纵向基准流场的构建由交叉推进特征线方法生成的激波压缩流场和反向Prandtl-Meyer流动生成的等熵压缩流场组合而成，只需输入前缘激波形状与进气道喉道出口约束；所有的控制曲线采用一种四次样条曲线进行描述。这是一种统一的基于内、外锥基准流场的前体进气道设计方法，其主要优点是具有较高的流量系数和总压恢复系数，可广泛用于高超声速飞行器前体进气道内外流一体化设计。