一种弧形前缘前体/进气道方案数值仿真研究

针对吸气式高超声速飞行器推进/气动一体化设计问题,设计了一种以超燃冲压发动机为动力的吸气式高超声速飞行器。以此为约束,开展了弧形前缘和平直前缘前体/进气道一体化方案设计,并采用数值模拟的方法对前体/进气道的典型性能进行了仿真研究。结果表明:弧形前缘前体/进气道一体化设计方案满足指标要求;变强度配波的弧形前缘前体/进气道在设计点状态下各纵向剖面的外压缩波系均与进气道进口保持贴口状态,避免了部分外压缩激波入射到内通道加重热防护负担的问题;与平直前缘相比,一方面弧形前缘前体将使得前缘脱体激波沿展向蜕化,有利于进气道进口气流总压恢复性能的提高,另一方面弧形前缘的前体前缘形状不利于排除进气道进口边界层气流,导致了其进气道喉道和出口截面下壁面更多的低总压堆积区,使得进气道的总压损失进一步增大,因此,弧形前缘对内流性能的影响需要综合评价。     

类乘波前体／进气道一体化设计与仿真研究

设计了一种以超燃冲压发动机为动力的吸气式高超声速飞行器,针对推进／气动一体化设计的问题,提出了类乘波前体／进气道,采用数值仿真的方法评估了前体／进气道的典型性能,对类乘波前体／进气道在设计状态和非设计状态的流场结构进行了分析。结果表明：类乘波前体／进气道在避免完全乘波前体／进气道带来的结构和热防护问题的同时,也有利于进气道的流量特性和总压恢复性能的提高,且能够体现乘波体的优势,为飞行器提供更大的升阻比。     

超、高超声速大长细比飞行器气动特性快速计算

将牛顿碰撞类方法推广应用于超、高超声速细长体导弹的气动特性预测．根据飞行器的外形特征,将外形分成几个部分,根据各自几何特点和流场特性,对不同部分及其迎风面和背风面选用不同的方法,计算方法适用于Ma=3—25、攻角0—30°范围内大长细比导弹类飞行器的气动力特性快速计算．经过与风洞试验数据的对比,证明此方法具有计算速度快、精度高的特点．     

尾喷管构型对高超声速飞行器性能影响研究

采用二维耦合隐式欧拉方程对高超声速飞行器内定常无粘流场进行了数值仿真,离散采用二阶迎风格式,分析了尾喷管倾角为8°、11°、13°和15°时,对高超声速飞行器分别处于进气道关闭、发动机通流以及发动机点火三种不同的工作状态下性能的影响。结果表明当尾喷管倾角为11°时,飞行器的升力特性、阻力特性和俯仰力矩性能得到了较好的权衡。性能得到了较大的提高,为下一步的改进工作提供了参考。     

攻角对炮射冲压发动机进气性能的影响

采用结构化网格与二阶精度流场分区求解技术,对某冲压发动机超音速进气道特性进行了深入研究.通过数值模拟得到了在飞行高度3000m、飞行速度2.5Ma、不同攻角情况下,超音速进气道内外粘性流场复杂的波系结构,详细分析了攻角对进气道总压、流量等工作参数的影响.结果显示,随着来流攻角的增大,此进气道总压恢复系数变化不大,流量系数逐渐降低,而流场畸变则明显增大.     

斜激波/平板层流边界层相互干扰的数值研究

由楔／平板结构产生斜激波,人射到零攻角绝热平板上,促使可压缩层流边界层产生分离。在6°楔角的不同来流马赫数μ1下,比较了激波与边界层相互作用强度和边界层厚度等参数。得到人射激波强度是分离强弱及再附现象能否出现的主要原因,发现反射激波的状态是影响分离区范围的重要因素。     

高超声速三维内收缩式进气道研究进展

高超声速进气道是超燃冲压发动机的关键部件,综述了国外在高超声速三维内收缩式进气道方面的研究动态,分析了包括Busemann进气道、Jaws进气道、方转椭圆式进气道及内乘波式进气道在内的几类三维内收缩式进气道的特点。对高超声速进气道研究趋势进行了展望,指出乘波前体与三维内收缩式进气道的一体化设计以及主动流动控制技术在进气道上的应用可能给未来高超声速飞行器的设计带来变革。     

钝头前机体用的嵌入式大气数据传感系统的校准程序和结果

美国国家航空和航天局德莱登（Dryden）飞行研究中心通过钝头前机体压力数据来研究的嵌入式大气数据传感（FADS）系统的压力模型与算法的性能。该压力模型建立了表面压力测量结果与大气数据状态之间的关系,将流过球形的匀速流的位流模型与修正的牛顿流模型相结合,可适用于宽范围的钝头前机体形状和高马赫数飞行状态。给出了球形、球锥、兰金（Rankine）半体,以及F-14、F／A-18、X-33、X-34和X-38等飞行器结构下的校准结果。三个校准参数可适应飞行马赫数在0．25～5．0范围内,适应攻角在30°以上,侧滑角在15°以上。在跨声速段时,与传统的总静压系统的尖头形状校准变化的情况相反,FADS系统校准是马赫数、有效攻角和侧滑角的平滑单调函数。由于FADS系统校准对压力测压孔的位置十分敏感．所以需要精确测量测压孔在飞行器上的有效位置,并且风洞校准模型的压力测压孔应设置在类似的位置上。叙述了FADS系统的校准过程。     

高超声速飞行器一体化设计的新选择——缩颚进气道

介绍了一种应用于高超声速飞行器的新型三维内乘波进气道,即缩颚进气道(Jaws Inlet)的国外研究进展.对比基准进气道设计,分析了这种进气道的设计方法、流场特征和性能特点.国外研究结果表明,这种进气道通过四道激波面的设计,改善了激波/边界层以及激波/激波的相互作用,提高了进气捕获量,减少了溢流损失,有效地提高了推阻比.因此,可望通过对缩颚进气道的进一步研究,使其成为高超声速飞行器一体化设计的新选择.     

吻切锥高超声速乘波构型的优化

运用吻切锥法生成了高超声速乘波构型,对乘波构型进行了全三维流场计算,研究了乘波构型在不同飞行状态下的气动性能。采用结合惩罚函数的单纯形法对吻切锥乘波构型在设计状态下以升阻比最大为目标分别进行了不考虑约束条件以及以容积效率、前体长度为约束条件的构型优化,生成了更为适合工程应用的乘波构型。计算结果表明：吻切锥乘波构型的设计状态升阻比通过优化设计可以得到大幅提高,最大升幅为35．99％;考虑约束条件后升阻比仍有较大升幅,最大升幅24．91％。