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马赫数离散方式对吻切锥变马赫数乘波飞行器构型和气动性能的影响

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航空学报 2020年第12期41卷 168-184页

作者：赵振涛黄伟金宏盛王宏董媛平中国人民解放军96755部队260分队通化134000 国防科技大学高超声速冲压发动机技术重点实验室长沙410073

为进一步认识吻切锥变马赫数乘波飞行器(Osculating Cone Variable Mach number WaveRider,OCVMWR)设计方法、拓展乘波飞行器在空天飞机等可重复使用飞行器设计领域的实用性,利用数值仿真方法对比了设计马赫数离散方法对吻切锥变马赫数... 详细信息

为进一步认识吻切锥变马赫数乘波飞行器(Osculating Cone Variable Mach number WaveRider,OCVMWR)设计方法、拓展乘波飞行器在空天飞机等可重复使用飞行器设计领域的实用性,利用数值仿真方法对比了设计马赫数离散方法对吻切锥变马赫数乘波飞行器几何构型和气动性能的影响。为确保开展的研究具有代表性,从函数的(非)线性、单调性和凹凸性3个方面出发,选取了线性递减函数、正弦函数、余弦函数、1-正弦函数和1-余弦函数作为给定设计马赫数区间的离散方法。研究结果表明,设计马赫数离散方法的不同特性均对OCVMWR的几何构型和气动性能产生了不同程度上的影响;其中,单调性的影响最大。具体来说,离散方法具有单调递增性质的OCVMWR构型比具有单调递减性质的OCVMWR构型在构型中间处更长、更厚一些,而在构型边缘处则更窄一些;同时,其升阻比更低。

关键词：乘波飞行器吻切锥宽速域飞行器变马赫数马赫数离散方式气动性能

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吻切锥高超声速乘波构型的优化

弹箭与制导学报 2008年第6期28卷 183-185,188页

作者：肖洪吴丁毅刘振侠廉小纯西北工业大学动力与能源学院西安710072

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... 详细信息

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%。

关键词：乘波构型吻切锥优化升阻比

基于吻切锥理论的全速域乘波飞行器气动设计方法研究

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基于吻切锥理论的全速域乘波飞行器气动设计方法研究

作者：赵振涛国防科技大学

学位级别：硕士

随着高超声速飞行器时代的来临,发展新一代天地往返飞行器—“空天飞机”—逐渐成为了航空航天技术发展的前沿热点问题。该类飞行器要求具有尽可能高的亚/跨/超/高超声速升阻比特性,传统单一速域下设计的飞行器气动外形已然不能满足要求... 详细信息

随着高超声速飞行器时代的来临,发展新一代天地往返飞行器—“空天飞机”—逐渐成为了航空航天技术发展的前沿热点问题。该类飞行器要求具有尽可能高的亚/跨/超/高超声速升阻比特性,传统单一速域下设计的飞行器气动外形已然不能满足要求,设计出适合在宽速域条件下飞行的气动外形布局已迫在眉睫。同时,由于乘波飞行器构型比其他传统高超声速飞行器外形提供更多潜在优势,因此,被看成是最具有应用前景的高超声速飞行器构型。其具有升阻比高、设计过程简单、便于参数化设计等优点,但同时也存在非设计条件下,气动性能变差等缺陷。因此,为了满足实际发展需求,以乘波飞行器设计理论为基础,开展新型宽速域乘波飞行器气动外形设计显得十分必要。本文首先对当前国内外所提出的各种宽速域乘波飞行器设计方案进行了详细综述,分析了每种设计方案的优势与存在的不足,并对其进行了分类。在此基础上,参考飞行器空气动力特性的发展特点提出了宽速域乘波飞行器可能的发展方向。随后,为了便于开展吻切锥宽速域乘波飞行器设计理论的研究,本文在给出锥导乘波飞行器设计原理的基础上,详细地介绍了吻切锥乘波飞行器的设计思路与设计步骤。并对本文所采用的数值仿真方法进行了介绍与验证。然后,以锥导乘波飞行器设计方法为例,介绍了变马赫数宽速域乘波飞行器的设计思想,并详细地给出了锥导变马赫数宽速域乘波飞行器的设计步骤。在此基础上,考虑到锥导乘波飞行器所固有的缺陷,本文将吻切锥乘波飞行器设计方法与变马赫数宽速域乘波飞行器设计思想相结合,提出了吻切锥变马赫数宽速域乘波飞行器设计方法,并给出了其设计步骤。进一步,考虑到后掠翼对飞机气动性能的改善情况,本文通过调整乘波飞行器中的设计曲线,提出了吻切锥涡升宽速域乘波飞行器设计方法,并给出了其详细的设计约束条件。其主要目的是为了结合乘波飞行器高速时的乘波特性与低速时的涡升力特性,以期进一步深入改善乘波飞行器的宽速域、大空域飞行性能。最后,在详细地介绍了本文所采取的气动性能对比分析策略之后,对本文中所提出的两类吻切锥宽速域乘波飞行器的高、低速气动性能优势进行了对比分析,同时对其中的气动性能差异进行了初步探讨,得到了一些有价值的结论。

关键词：吻切锥乘波飞行器宽速域变马赫数乘波飞行器涡升力定后掠翼低速气动性能

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高超声速乘波体扩容设计及流场快速预测

航空动力学报 2021年第3期36卷 564-574页

作者：侯强苏纬仪孙斐崔晟王谋远南京航空航天大学能源与动力学院南京210016

为发展一种兼具乘波体高升阻比和升力体高容积率的气动设计与预测方法,开展了3个方面的研究工作。基于升力体和乘波体融合设计理念,提出了一种大容积率、高升阻比的乘波前体的扩容设计方法。对扩容设计的乘波前体进行了数值模拟,获得了... 详细信息

为发展一种兼具乘波体高升阻比和升力体高容积率的气动设计与预测方法,开展了3个方面的研究工作。基于升力体和乘波体融合设计理念,提出了一种大容积率、高升阻比的乘波前体的扩容设计方法。对扩容设计的乘波前体进行了数值模拟,获得了典型设计参数对前体容积率、升阻比等气动性能参数的影响规律。基于本征正交分解理论和径向基函数建立了高超声速乘波前体流场结构和气动性能参数的快速预测模型,并对扩容设计的乘波前体流场开展了快速预测研究。研究表明:相比于未扩容之前,高度为5、10 mm时,容积增加8.00%和15.00%;基于本征正交分解理论的快速预测方法可精确、快速地获得不同几何设计参数下乘波前体的流场,预测误差不高于2.00%。

关键词：乘波体吻切锥流线追踪本征正交分解径向基函数快速预测

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乘波机的构型设计与优化

乘波机的构型设计与优化

作者：肖洪西北工业大学

学位级别：硕士

本文首先利用泰勒—麦克尔模型和特征线方法分别计算了高超声速圆锥流场和轴对称物面绕流流场，并以此为基础运用锥导理论、吻切锥理论、吻切轴对称理论生成了三种不同类型的乘波机。乘波机的性能计算包括升力、粘性阻力、波阻、升阻比... 详细信息

本文首先利用泰勒—麦克尔模型和特征线方法分别计算了高超声速圆锥流场和轴对称物面绕流流场，并以此为基础运用锥导理论、吻切锥理论、吻切轴对称理论生成了三种不同类型的乘波机。乘波机的性能计算包括升力、粘性阻力、波阻、升阻比、乘波机长度、体积、容积效率等乘波机的各主要性能指标。计算结果表明：乘波机相对于一般升力体具有很高的升阻比，其值已经突破了库希曼给出的“升阻比屏障”;源流场锥角是锥导乘波机、吻切锥乘波机性能的决定性因素;乘波机捕捉流管母线曲率、进气道进口高度分别是锥导乘波机、吻切锥乘波机性能的另一重要的决定性参数;在乘波机容积效率要求较高的设计要求下，粘性阻力占乘波机阻力的主导地位，其初设计过程也必须考虑粘性的影响。乘波机的生成过程和性能计算充分证明了乘波机作为高超声速飞行器和空天飞机外形的三项无与伦比的性能：较高的升阻比、由流场推算乘波机外形的反设计和一体化设计性能。进一步的优化过程采用结合惩罚函数的单纯形法对吻切锥乘波机以升阻比最大为目标、以容积效率、长度为约束条件进行了乘波机构型优化，生成了更为适合应用的乘波机外形。不同优化目标的计算结果表明：乘波机的性能通过优化设计可以得到很大程度的提高;同时对乘波机的优化过程必须综合考虑各工程要素，而不是单纯追求某一或某几个目标。

关键词：乘波机锥导吻切锥吻切轴对称优化单纯形惩罚函数

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乘波体飞行器气动外形设计及其数值验证

乘波体飞行器气动外形设计及其数值验证

作者：赵博哈尔滨工程大学

学位级别：硕士

高超声速飞行器是二十一个世纪航空航天技术领域至关重要的发展方向。其中，乘波构型飞行器凭借其高升阻的优势而备受关注。乘波体是一种外形特殊的高超声速飞行器，它在高超声速飞行时就好像乘坐在激波面上。激波附着于乘波体的前缘，... 详细信息

高超声速飞行器是二十一个世纪航空航天技术领域至关重要的发展方向。其中，乘波构型飞行器凭借其高升阻的优势而备受关注。乘波体是一种外形特殊的高超声速飞行器，它在高超声速飞行时就好像乘坐在激波面上。激波附着于乘波体的前缘，激波后的流场不会在飞行器上下表面间泄露，产生的高压区域集中在飞行器的下表面，所以这种构型飞行器具有很高的升阻比。本文介绍了乘波体的设计方法和生成原理;结合泰勒—麦克科尔模型的特征线法理论，由激波面推算波后流场和物面，编制了流场计算程序，实现了高超声速圆锥流场的求解;并以此为基础，分别编写了锥导乘波体和吻切锥乘波体的设计生成程序。为了验证设计程序，本文对所设计吻切锥乘波体进行了三维流场的数值模拟;还通过对其进行了非设计条件下的全流场数值模拟，研究了其在非设计马赫数和不同攻角条件下的气动性能。由模拟计算结果可以看出，本文编写的设计生成程序满足乘波体的设计原理，适用于设计生成简单的乘波体飞行器。在设计点时，激波贴附在所设计吻切锥乘波体的前缘激，下表面形成均匀的预压缩流场。在小于设计马赫数飞行时，乘波体可以保持良好的气动性能;乘波体的气动特性受攻角影响较大，其在较小正攻角飞行时气动性能最好。

关键词：乘波体锥导吻切锥数值模拟气动性能

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一种新型乘波体设计方法研究

航空工程进展 2019年第5期10卷 673-680,690页

作者：陈立立郭正邓小龙侯中喜汪文凯国防科技大学空天科学学院

吻切锥乘波体是一种非常重要的高超声速飞行器设计构型,设计出既具有较高升阻比又能保持较高容积效率的乘波体,仍然是研究的难点。提出一种新型吻切乘波体设计方法,以圆锥流场为基准,在上表面出口型线(FCC)和下表面激波出口型线(ICC)基... 详细信息

吻切锥乘波体是一种非常重要的高超声速飞行器设计构型,设计出既具有较高升阻比又能保持较高容积效率的乘波体,仍然是研究的难点。提出一种新型吻切乘波体设计方法,以圆锥流场为基准,在上表面出口型线(FCC)和下表面激波出口型线(ICC)基础上引入一条新的出口激波圆心曲线;通过调整出口激波曲率半径达到改变乘波体体积和容积率的目的;设计四种乘波体——传统吻切锥乘波体、激波半径减小乘波体、激波半径加长乘波体和直线ICC乘波体,并采用CFD数值模拟方法对四种乘波体进行对比分析。结果表明:所提乘波体设计方法合理可行;在无粘条件下,容积率小的乘波体拥有更大的升阻比;在粘性条件下,四种乘波体升阻比接近,本文设计的乘波体具有更大的容积率和更好的应用价值。

关键词：高超声速乘波体吻切锥升阻比容积率

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基于三维内转式进气道的前体一体化设计

机械制造与自动化 2023年第4期52卷 60-63页

作者：李铮袁化成杨德壮南京航空航天大学能源与动力学院江苏南京210016

提出一种基于气动融合的内转式进气道/吻切锥乘波前体的一体化设计方法。介绍吻切锥乘波前体设计方法并进行仿真验证,提出基于给定内转式进气道的吻切锥前体匹配方法,根据一体化方法进行典型构型设计与数值仿真。仿真结果表明:基于此方... 详细信息

提出一种基于气动融合的内转式进气道/吻切锥乘波前体的一体化设计方法。介绍吻切锥乘波前体设计方法并进行仿真验证,提出基于给定内转式进气道的吻切锥前体匹配方法,根据一体化方法进行典型构型设计与数值仿真。仿真结果表明:基于此方法得到的前体/进气道构型在设计状态流量捕获系数达到了0.963,进气道喉道总压恢复系数为0.675。

关键词：飞行器吻切锥乘波前体内转进气道一体化设计

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激波出口型线对吻切乘波体性能的影响

激波出口型线对吻切乘波体性能的影响