"X"布局高超声速倒置进气道激波与附面层干扰

采用标准k-ω SST湍流模型数值计算方法,针对二元高超声速倒置进气道激波与附面层严重的干扰现象,采用分流楔抑制激波与附面层干扰方法,对有无分流楔的进气道性能及流动机理特征进行了详细的研究。结果表明:采用分流楔的流动控制方法,有效抑制了激波/附面层产生的分离包对进气道内流动的干扰;提高倒置进气道的气动性能,进气道的总压恢复系数和流量捕获系数均有提高,计算模型的壁面总阻力系数得到一定程度的减小。数值计算结果表明,在分流楔尾迹中强剪切流动在一定程度上缓解了激波与附面层干扰的强度;在分流楔后缘存在稳定的横向涡,由于气流进入尾迹驻涡是来自附面层外的总压较高的高能流体,提高了附面层的抗逆压能力;由于尾迹驻涡的存在使得分离涡没有向弹体周向扩散,减小了阻力。该方法实现了对高超声速倒置进气道激波/附面层干扰的抑制,揭示了其抑制的机理。     

冲压发动机-飞行器加速过程轨迹最优化研究

为了研究吸气式飞行器加速过程的最优轨迹,针对一个以冲压发动机为动力的超声速飞行器,由起始状态19km(约2.7马赫)至终点状态25km(约6.0马赫)的加速爬升过程,提出了一种考虑发动机推进机理的加速过程轨迹最优化方法。将理想的冲压发动机模型与竖直平面飞行器动力学模型相结合,考虑不启动保护约束,分别定义了最小油耗和最小时间两种轨迹最优化问题,并应用高斯伪谱法进行求解。结果表明,轨迹最优化问题的实质是将发动机比冲和推力性能与飞行器动力学性能进行最优化匹配。最小油耗轨迹较最小时间轨迹增加了30.3%的加速时间,节约了4.7%的燃油消耗。不同的起飞重量对最小油耗轨迹有一定的影响,较大的起飞重量需要飞行器在爬升前获得更大的动压。     

“X”型布局锯齿唇口进气道的超声速飞行器气动与隐身一体化研究

针对"X"型布局超声速飞行器气动外形与隐身性能一体化设计研究,采用标准k-ωSST湍流模型和多层快速多极子(MLFMA)数值计算方法,对比分析了有/无锯齿进气道唇口飞行器流动机理和散射机理,获得了有/无进气道唇口的气动性能和飞行器的雷达散射截面(RCS)。研究结果表明:在入射频率15GHz时,采用锯齿外形进气道唇口的飞行器在垂直极化(VV)和水平极化方式(HH)时能够降低飞行器的RCS;在锯齿区域附近出现大量的小尺度激波和涡流结构,扰乱了进气道正常流动;无锯齿时,进气道流量系数较大,其次是锯齿角度为90°外形,锯齿角度为45°时进气道的流量系数相对最小,主要是因为锯齿角度45°时的进气道进口泄漏量相对较小;得到了无锯齿时进气道的总压损失最小,同时,无锯齿进气道唇口飞行器的阻力系数相对较小。