水平起降高超聲速運載器氣動布局設計技術研究.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成功地進行了飛行驗證。在這樣的背景下，有必要對高超聲速飛行器氣動布局設計方法開展研究，發(fā)展實用的氣動布局設計方法，建立起高超聲速飛行器氣動布局的設計體系。本文重點對高超聲速飛行器實用型的氣動布局設計方法展開研究，并將發(fā)展的設計方法應用到實際的高超聲速飛行器氣動布局設計中。
　　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計方

2、法。在該設計方法中采用傾轉零攻角圓錐繞流（Taylor-Maccoll流動）在二階精度內逼近二級及后面級壓縮的基準流場，再由流線追蹤獲得各密切平面內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行多次激波壓縮，并且這些激波都能夠交于其底部截面內。將該設計方法應用到傳統(tǒng)錐導乘波體和密切錐乘波體設計方法中分別得到了多級壓縮錐導乘波體和多級壓縮密切錐乘波體。由數(shù)值模擬和風洞試驗驗證了多級壓縮乘波體設計方法的正確性，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行了前緣鈍化研究和膨脹式冪數(shù)函數(shù)上表面設計方法研究。
　　其次，高超聲速飛行器對一體化設計技術提出了比較高的要求，其中包括前體/進氣道一體化設計和后體/尾噴管一體化設計，本文對兩者的一體化設計方法進行了研究。在研究多級壓縮乘波體和Busemann進氣道的基礎上，考慮將兩者結合起來形成一體化構型，但由于Busemann進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進氣道的幾何一體化設計。由相同設計條件下的三級壓縮乘波體和一體化構型的對比分析得出一體化構型具有更加優(yōu)質的壓縮能力。結合遺傳算法和尾噴管數(shù)值模擬計算方法對后體/尾噴管一體化構型進行了優(yōu)化。采用C＃將Busemann進氣道設計方法和尾噴管優(yōu)化設計方法集成為軟件形式的設計工具，實現(xiàn)了這兩者可視化的參數(shù)輸入與設計。
　　再次，以發(fā)展的高超聲速飛行器氣動布局設

5、計方法為基礎，針對目前國內外流行的高超聲速飛行器方案，設計得到了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)值模擬結果表明：在高超聲速設計狀態(tài)，三級壓縮錐導乘波前體充分發(fā)揮了多級壓縮乘波體的對來流的預壓縮能力，經過乘波前體壓縮后到達兩組進氣道入口處的氣流流量系數(shù)分別達到3.3

6、16和3.402，總壓恢復系數(shù)分別為66.882％和61.168%，為超燃沖壓發(fā)動機提供了良好的進氣條件。無論是高超聲速巡航還是水平起飛，三級壓縮錐導乘波前體和機翼都是產生升力的主要部件。對這兩個飛行器的數(shù)值模擬結果表明，各氣動布局設計方法都成功地應用到飛行器設計中，達到了各自的設計預期與性能。
　　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行發(fā)射，對兩者組合在一起的布局形式進行了數(shù)值模擬分析。并對到達分離點后