二元高超聲速飛行器前體-進氣道設(shè)計方法及氣動特性研究.pdf

1、本文采用數(shù)值仿真的方法對二元高超聲速前體/進氣道一體化設(shè)計技術(shù)開展了研究，給出了基于圓錐截線、流線追蹤和乘波-楔形組合的三種前體/進氣道設(shè)計方法及流程，并對相關(guān)幾何控制變量對氣動性能的影響開展了三維數(shù)值仿真分析。
　　首先，設(shè)計了一種前體/進氣道二維構(gòu)型，開展了二維數(shù)值仿真研究。研究表明：進氣道在不同來流馬赫數(shù)Ma∞和飛行攻角α下，流動通道內(nèi)無大分離，隨著來流馬赫數(shù)和飛行攻角的增加，前體/進氣道靜壓比、流量系數(shù)逐漸增大，而總壓恢復(fù)

2、系數(shù)減小。
　　其次，在前體/進氣道二維型面基礎(chǔ)上，給出了以二次有理Bez ier形式圓錐截線為橫向截面控制曲線的前體設(shè)計方法，并對不同幾何控制變量對前體/進氣道氣動性能的影響開展了三維數(shù)值模擬研究，結(jié)果顯示：在研究范圍內(nèi)，增大寬度比W1/W0、形狀參數(shù)ρCD與水平控制曲線次數(shù)n，減小角度βDG、角度βCG，可減小前體展向壓力梯度，減小橫向溢流，提高前體/進氣道的內(nèi)流性能；增大角度βCF，減小形狀參數(shù)ρBC，可減小阻力，增大升力，

3、提高升阻比。據(jù)此，給出了一種結(jié)合前體可實現(xiàn)性約束下的前體/進氣道氣動設(shè)計方案，三維數(shù)值模擬分析顯示：不同來流馬赫數(shù)Ma∞下，靜壓比、總壓恢復(fù)系數(shù)及流量系數(shù)相比二維流動的差值均在-5％~10%以內(nèi)，在不同飛行攻角α下，靜壓比、總壓恢復(fù)系數(shù)和流量系數(shù)相比二維流動的差值均在-5%~15%以內(nèi)。
　　再次，在相同的前體/進氣道二維型面基礎(chǔ)上，給出了一種基于流線追蹤的乘波前體/進氣道設(shè)計思路，并對前體寬度比W1/W0，角度θ，上、下表面控制

4、曲線次數(shù)nup和ndown對前體/進氣道氣動性能的影響開展了三維數(shù)值模擬分析，結(jié)果顯示：相比于基于圓錐截線的前體構(gòu)型，該構(gòu)型第一級壓縮段外壓激波接近“附體”，進氣道內(nèi)通道寬度內(nèi)沿展向壓力梯度較小，第二、三級壓縮段內(nèi)接近為零，阻力較低，升阻比較高；增大W1/W0、角度θ和上表面控制曲線次數(shù)nup，減小下表面控制曲線次數(shù)ndown，可減小前體展向壓力梯度，減小橫向溢流，提高進氣道的氣動性能。
　　最后，基于一種乘波前體氣動設(shè)計方案，開