水平起降高超聲速運載器氣動布局設(shè)計技術(shù)研究.pdf

1、高超聲速飛行器近年來成為各國研究的熱點，多個高超聲速演示驗證飛行器已經(jīng)成功地進(jìn)行了飛行驗證。在這樣的背景下，有必要對高超聲速飛行器氣動布局設(shè)計方法開展研究，發(fā)展實用的氣動布局設(shè)計方法，建立起高超聲速飛行器氣動布局的設(shè)計體系。本文重點對高超聲速飛行器實用型的氣動布局設(shè)計方法展開研究，并將發(fā)展的設(shè)計方法應(yīng)用到實際的高超聲速飛行器氣動布局設(shè)計中。
　　首先，針對傳統(tǒng)乘波體存在壓縮量不足的問題，基于密切錐原理發(fā)展了一種多級壓縮乘波體設(shè)計方

2、法。在該設(shè)計方法中采用傾轉(zhuǎn)零攻角圓錐繞流（Taylor-Maccoll流動）在二階精度內(nèi)逼近二級及后面級壓縮的基準(zhǔn)流場，再由流線追蹤獲得各密切平面內(nèi)的流線從而生成多級壓縮乘波體。多級壓縮乘波體具有多個壓縮面對來流進(jìn)行多次激波壓縮，并且這些激波都能夠交于其底部截面內(nèi)。將該設(shè)計方法應(yīng)用到傳統(tǒng)錐導(dǎo)乘波體和密切錐乘波體設(shè)計方法中分別得到了多級壓縮錐導(dǎo)乘波體和多級壓縮密切錐乘波體。由數(shù)值模擬和風(fēng)洞試驗驗證了多級壓縮乘波體設(shè)計方法的正確性，并對比分

3、析了不同壓縮級數(shù)乘波體的性能。為了解決尖銳前緣的氣動加熱和容積率低的問題，對多級壓縮乘波體進(jìn)行了前緣鈍化研究和膨脹式冪數(shù)函數(shù)上表面設(shè)計方法研究。
　　其次，高超聲速飛行器對一體化設(shè)計技術(shù)提出了比較高的要求，其中包括前體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計和后體/尾噴管一體化設(shè)計，本文對兩者的一體化設(shè)計方法進(jìn)行了研究。在研究多級壓縮乘波體和Busemann進(jìn)氣道的基礎(chǔ)上，考慮將兩者結(jié)合起來形成一體化構(gòu)型，但由于Busemann進(jìn)氣道的奇點問題使兩者流

4、場無法連接，通過在兩者之間增加過渡段的方式實現(xiàn)了多級壓縮乘波體與Busemann進(jìn)氣道的幾何一體化設(shè)計。由相同設(shè)計條件下的三級壓縮乘波體和一體化構(gòu)型的對比分析得出一體化構(gòu)型具有更加優(yōu)質(zhì)的壓縮能力。結(jié)合遺傳算法和尾噴管數(shù)值模擬計算方法對后體/尾噴管一體化構(gòu)型進(jìn)行了優(yōu)化。采用C＃將Busemann進(jìn)氣道設(shè)計方法和尾噴管優(yōu)化設(shè)計方法集成為軟件形式的設(shè)計工具，實現(xiàn)了這兩者可視化的參數(shù)輸入與設(shè)計。
　　再次，以發(fā)展的高超聲速飛行器氣動布局設(shè)

5、計方法為基礎(chǔ)，針對目前國內(nèi)外流行的高超聲速飛行器方案，設(shè)計得到了TBCC（Turbine Based Combined Cycle）動力的水平起降高超聲速運載器和超燃沖壓發(fā)動機(jī)動力的高超聲速巡航飛行器布局方案。通過數(shù)值模擬考察運載器在高超聲速和低速水平起飛時的氣動性能。數(shù)值模擬結(jié)果表明：在高超聲速設(shè)計狀態(tài)，三級壓縮錐導(dǎo)乘波前體充分發(fā)揮了多級壓縮乘波體的對來流的預(yù)壓縮能力，經(jīng)過乘波前體壓縮后到達(dá)兩組進(jìn)氣道入口處的氣流流量系數(shù)分別達(dá)到3.3

6、16和3.402，總壓恢復(fù)系數(shù)分別為66.882％和61.168%，為超燃沖壓發(fā)動機(jī)提供了良好的進(jìn)氣條件。無論是高超聲速巡航還是水平起飛，三級壓縮錐導(dǎo)乘波前體和機(jī)翼都是產(chǎn)生升力的主要部件。對這兩個飛行器的數(shù)值模擬結(jié)果表明，各氣動布局設(shè)計方法都成功地應(yīng)用到飛行器設(shè)計中，達(dá)到了各自的設(shè)計預(yù)期與性能。
　　巡航飛行器采用由運載器將其帶到巡航速度和巡航高度后分離的方式進(jìn)行發(fā)射，對兩者組合在一起的布局形式進(jìn)行了數(shù)值模擬分析。并對到達(dá)分離點后