乘波構(gòu)型前體的設(shè)計(jì)與性能計(jì)算.pdf

1、吸氣式高超聲速飛行器的推進(jìn)系統(tǒng)與機(jī)體是高度一體化的。前體為進(jìn)氣道提供預(yù)壓縮的氣流，同時(shí)前體的氣動(dòng)力對(duì)飛行器的氣動(dòng)性能有很大影響。前體設(shè)計(jì)是吸氣式高超聲速飛行器設(shè)計(jì)的關(guān)鍵之一。 乘波體是一種由已知超聲速或高超聲速流場(chǎng)生成的氣動(dòng)構(gòu)形，在設(shè)計(jì)點(diǎn)乘波體構(gòu)型的整個(gè)前緣產(chǎn)成貼附的激波。乘波構(gòu)型的設(shè)計(jì)采用反設(shè)計(jì)的方法，使其具有不同與傳統(tǒng)構(gòu)型的優(yōu)點(diǎn)。經(jīng)過(guò)激波后的高壓流動(dòng)被限制在下表面，并且流場(chǎng)非常均勻。乘波構(gòu)型的這些優(yōu)良性能，使其成為很有應(yīng)用

2、前景的一體化吸氣式高超聲速飛行器的前體構(gòu)型。 本文介紹了兩種乘波構(gòu)型－錐導(dǎo)乘波構(gòu)型和吻切錐乘波構(gòu)型－的設(shè)計(jì)原理，分別編寫了相應(yīng)的設(shè)計(jì)程序；針對(duì)前體的設(shè)計(jì)，編寫了從乘波構(gòu)型出口型線出發(fā)的逆向流線追蹤程序。設(shè)計(jì)程序還實(shí)現(xiàn)了設(shè)計(jì)點(diǎn)的性能計(jì)算。 為了驗(yàn)證設(shè)計(jì)程序，對(duì)錐導(dǎo)乘波構(gòu)型前體和吻切錐乘波構(gòu)型前體，進(jìn)行了三維流場(chǎng)的數(shù)值模擬；還通過(guò)對(duì)非設(shè)計(jì)條件下乘波構(gòu)型前體流場(chǎng)的數(shù)值模擬，研究了飛行馬赫數(shù)和飛行攻角對(duì)乘波構(gòu)型前體流場(chǎng)和性能

3、的影響。非設(shè)計(jì)條件的計(jì)算中包括了設(shè)計(jì)馬赫數(shù)6，飛行攻角-6?！?6。時(shí)以及沿飛行軌道飛行馬赫數(shù)4、5時(shí)的乘波構(gòu)型前體的流場(chǎng)。 通過(guò)本文的研究，得出以下主要結(jié)論：所編寫設(shè)計(jì)程序符合乘波構(gòu)型的設(shè)計(jì)理論，對(duì)設(shè)計(jì)點(diǎn)性能的計(jì)算比較準(zhǔn)確，可用于乘波構(gòu)型前體的初步設(shè)計(jì)；設(shè)計(jì)點(diǎn)時(shí)，所設(shè)計(jì)錐導(dǎo)乘波構(gòu)型和吻切錐乘波構(gòu)型的前體，前緣激波基本是貼附的，下表面激波后形成均勻的預(yù)壓縮流場(chǎng)；小于設(shè)計(jì)馬赫數(shù)的性能沒有明顯的下降；正攻角時(shí)下表面的流場(chǎng)仍比較均勻