水平起降高超聲速運(yùn)載器氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)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(diǎn)，多個(gè)高超聲速演示驗(yàn)證飛行器已經(jīng)成功地進(jìn)行了飛行驗(yàn)證。在這樣的背景下，有必要對(duì)高超聲速飛行器氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)方法開展研究，發(fā)展實(shí)用的氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)方法，建立起高超聲速飛行器氣動(dòng)布局的設(shè)計(jì)體系。本文重點(diǎn)對(duì)高超聲速飛行器實(shí)用型的氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)方法展開研究，并將發(fā)展的設(shè)計(jì)方法應(yīng)用到實(shí)際的高超聲速飛行器氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)中。
　　首先，針對(duì)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(jí)壓縮乘波體設(shè)計(jì)方

2、法。在該設(shè)計(jì)方法中采用傾轉(zhuǎn)零攻角圓錐繞流（Taylor-Maccoll流動(dòng)）在二階精度內(nèi)逼近二級(jí)及后面級(jí)壓縮的基準(zhǔn)流場(chǎng)，再由流線追蹤獲得各密切平面內(nèi)的流線從而生成多級(jí)壓縮乘波體。多級(jí)壓縮乘波體具有多個(gè)壓縮面對(duì)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(jì)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(jì)方法中分別得到了多級(jí)壓縮錐導(dǎo)乘波體和多級(jí)壓縮密切錐乘波體。由數(shù)值模擬和風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證了多級(jí)壓縮乘波體設(shè)計(jì)方法的正確性，并對(duì)比分

3、析了不同壓縮級(jí)數(shù)乘波體的性能。為了解決尖銳前緣的氣動(dòng)加熱和容積率低的問題，對(duì)多級(jí)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(jì)方法研究。
　　其次，高超聲速飛行器對(duì)一體化設(shè)計(jì)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(jì)和后體/尾噴管一體化設(shè)計(jì)，本文對(duì)兩者的一體化設(shè)計(jì)方法進(jìn)行了研究。在研究多級(jí)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(diǎn)問題使兩者流

4、場(chǎng)無法連接，通過在兩者之間增加過渡段的方式實(shí)現(xiàn)了多級(jí)壓縮乘波體與Busemann進(jìn)氣道的幾何一體化設(shè)計(jì)。由相同設(shè)計(jì)條件下的三級(jí)壓縮乘波體和一體化構(gòu)型的對(duì)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(jì)算方法對(duì)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(jì)方法和尾噴管優(yōu)化設(shè)計(jì)方法集成為軟件形式的設(shè)計(jì)工具，實(shí)現(xiàn)了這兩者可視化的參數(shù)輸入與設(shè)計(jì)。
　　再次，以發(fā)展的高超聲速飛行器氣動(dòng)布局設(shè)

5、計(jì)方法為基礎(chǔ)，針對(duì)目前國內(nèi)外流行的高超聲速飛行器方案，設(shè)計(jì)得到了TBCC（Turbine Based Combined Cycle）動(dòng)力的水平起降高超聲速運(yùn)載器和超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)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(yùn)載器在高超聲速和低速水平起飛時(shí)的氣動(dòng)性能。數(shù)值模擬結(jié)果表明：在高超聲速設(shè)計(jì)狀態(tài)，三級(jí)壓縮錐導(dǎo)乘波前體充分發(fā)揮了多級(jí)壓縮乘波體的對(duì)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(dòng)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(jí)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(duì)這兩個(gè)飛行器的數(shù)值模擬結(jié)果表明，各氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)方法都成功地應(yīng)用到飛行器設(shè)計(jì)中，達(dá)到了各自的設(shè)計(jì)預(yù)期與性能。
　　巡航飛行器采用由運(yùn)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(duì)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(duì)到達(dá)分離點(diǎn)后