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相似文献
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1.
前体/进气道一体化设计是高超声速飞行的关键技术,一体化设计的核心是前体与进气道在基准流场上的气动融合.针对腹部进气布局中前体压缩后的非均匀流影响进气道性能的问题,文章基于局部收缩比处处一致的思想,提出了离散等收缩比设计方法,实现了乘波前体/内转式进气道流向气动融合与遵循气动规律的变截面流道设计.将进气道的三维流场分解成一簇具有相同收缩比的三维流管,视每根流管侧壁为轴对称流场;以锥导乘波前体压缩后的非均匀流作为来流条件,以总压恢复为目标对每根流管进行优化设计;通过匹配激波反射位置将流管重新组合起来,流管的对应边界组成内转式变截面进气道.该设计方法适配任何已知的非均匀来流,可灵活控制唇口位置,且适用于任意形状之间的变截面转换.数值研究表明,依托该方法设计的一体化构型性能符合预期,出口流场均匀,具有优越的抗反压能力,且非设计点流场波系结构良好.离散等收缩比设计方法为腹部进气布局中前体/进气道一体化气动融合设计提供了新思路.  相似文献   

2.
乘波飞行器构型方法研究   总被引:12,自引:0,他引:12  
高超声速飞行中,随着马赫数的升高,波阻和摩阻增加,就会形成升阻比``屏 障',而乘波飞行器构型是克服这一升阻比屏障的有效方法. 本文提出了一种变楔角楔/ 椭圆锥乘波体构型方法,并基于前体/进气道一体化设计思想,生成了高超声速乘波飞行器构 型. 经数值计算与实验验证,与传统锥形流场生成的乘波体相比,该方法生成的乘波体不仅 具有高升阻比,而且能为发动机提供所需的高温高压均匀来流.  相似文献   

3.
基于飞行器外形参数化设计,通过分析乘波构型外形设计参数,结合飞行器前体/进气道一后体/喷管一体化设计思想,进行了乘波机的概念设计研究。在性能计算中,对生成的乘波飞行器进行了设计点和非设计点包括升力、粘性阻力、波阻和升阻比、容积效率等各主要性能指标在内的性能计算。通过性能验算初步论证了本文进行的乘波飞行器外形参数化设计方案是可行的,所提出的参数化体系可以进一步为优化设计工作所利用。  相似文献   

4.
乘波构形和乘波飞行器研究综述   总被引:12,自引:0,他引:12  
赵桂林  胡亮  闻洁  彭辉  张绵纯 《力学进展》2003,33(3):357-374
乘波构形的特点是高升阻比,下表面上的流动是均匀的,因此是推进系统/机身一体化设计的理想候选构形.乘波飞行器是源于乘波构形的高超音速飞行器,利用了乘波构形的高升阻比,并可为吸气发动机提供已知的均匀流场.本文比较全面地总结了乘波构形的生成方法和乘波飞行器的设计方法,介绍了乘波构形的优化方法及影响因素,给出了优化的乘波构形, 并介绍了乘波飞行器的研究进展,提出了今后的研究重点.  相似文献   

5.
为了研究乘波体几何外形参数和飞行参数对前体/进气道一体化设计的影响,采用理论分析和数值模拟相结合的方法,以马赫数Ma=6和攻角α=0为设计状态、进气道总压恢复系数和前体阻力系数为目标函数,对乘波体前体/进气道进行了优化设计,并在此基础上研究了攻角、马赫数、前缘半径、前体宽度对气动参数的影响。结果表明:该乘波体前体/进气道构型具有良好的攻角特性,总压恢复系数比基准构型提高17.79%,阻力系数比基准构型降低78.5%,符合高超声速飞行器高升力、低阻力的要求,且非常适合小攻角高超声速巡航飞行;为了得到较高升阻比的前体,在前缘半径R≤2mm的范围内进行流场反设计时,可以将设计马赫数的取值比预期低一些。  相似文献   

6.
涡波一体宽速域乘波飞行器通过在低速引入涡效应,显著改善了传统乘波体在低速状态下的升阻特性,具有在未来宽速域空天飞行器总体气动设计当中得到广泛应用的巨大潜力.但是,该设计方法的研究尚不完善,特别是在基准流场建立过程中忽略了三维效应、低速效应、黏性效应以及头部/前缘的钝化效应,因此其高低速气动特性均有优化设计的空间.针对此问题,本文结合高保真RANS求解器、自由变形参数化方法、鲁棒的结构网格变形方法、离散伴随方法以及序列二次规划算法,发展了基于离散伴随的宽速域飞行器气动优化设计方法.基于上述方法,针对涡波一体乘波飞行器开展了兼顾低速与高超声速气动性能的三维整机气动优化设计研究,获得了宽速域优化构型并对其进行了流动机理分析.结果表明,相较于初始构型,宽速域优化构型可以将飞行器高超声速状态下升阻特性略微提升的同时,显著增强低速状态飞行器背风面的旋涡效应,进而使飞行器低速状态的升力和升阻比均提升10%以上,改善了涡波一体宽速域乘波飞行器的高低速气动性能.  相似文献   

7.
高超声速飞行器采用乘波构形后,将对其模型研究带来新挑战,主要体现在建模过程中应充分考虑气动、推进与控制作用相互耦合,因此为了保证建模的准确性,有必要引入新方法来研究高超声速飞行器的模型.本文基于高超声速空气动力学理论,提出了一种高超声速飞行器纵向模型研究的新方法,该方法采用斜激波理论、普朗特-迈耶关系式及瑞利流原理来估...  相似文献   

8.
吸气式高超声速飞行器动力学建模研究进展   总被引:4,自引:0,他引:4  
唐硕  祝强军 《力学进展》2011,41(2):187-200
高超声速飞行以及飞行器机身/超燃冲压发动机一体化设计的典型特点导致吸气式高超声速飞行器具有不同于常规飞行器的飞行动力学特性,而飞行器总体设计和控制系统设计都必须考虑这些新动力学特性的影响,因此为吸气式高超声速飞行器建立能够包含这些新特性的飞行动力学模型非常重要.本文对吸气式高超声速飞行器动力学建模的相关研究进行了总结:...  相似文献   

9.
基于局部偏转吻切方法的多级压缩乘波体设计   总被引:1,自引:0,他引:1  
乘波体因优异的气动特性, 被认为是突破现有“升阻比屏障”的有效途径之一, 已成为高超声速飞行器气动设计的研究热点. 针对常规单级压缩乘波前体压缩量不足的问题, 基于局部偏转吻切方法提出一种多级压缩乘波体设计方法, 实现了多道非轴对称激波的逆向乘波设计. 通过引入多道非轴对称激波, 可充分发挥乘波前体的预压缩效果, 并为复杂外形条件下的高超声速飞行器设计提供新的思路. 以基于非轴对称椭圆锥激波的两级压缩乘波体为例阐述了该多级设计方法, 并在相同条件下设计了3种不同长短轴比的两级椭圆锥压缩乘波体. 设计状态下的数值模拟结果表明, 无黏条件下, 该设计方法得到的壁面压力分布与CFD结果基本一致, 且对应气动力参数的最大误差仅为0.3%左右, 证明了该方法的可靠性. 相较于两级圆锥压缩乘波体, 长短轴比大于1的两级压缩乘波体拥有更好的压缩性能和升阻特性, 但总压恢复系数和容积特性有所下降, 而长短轴比小于1的两级压缩乘波体性能恰好与之相反. 黏性条件下, 此类乘波体的激波系结构变化不大, 两道椭圆锥激波在底部截面基本相交, 仍具备较佳的乘波特性.   相似文献   

10.
高超声速技术项目“Hyper-X” 不仅实现了在大气中的高超声速飞行, 验证了超声速燃烧与一体化设计的核心原理, 而且促进了世界范围高超声速技术的持续发展. 分析了Hyper-X 在高超声速基础技术和应用技术领域的研究过程, 特别是理论计算、地面试验和飞行试验相结合系统解决所面临的主要空气动力学问题的研究特色, 尝试在气动研究方法学上归纳整理Hyper-X 研究思路和方法, 指出所具有的分解与集成、递进与过渡、知识与准则、验证与确认等方法学精髓. 还介绍了该方法学在解决吸气式高超声速飞行器主要气动问题方面的一些应用.  相似文献   

11.
刘传振  白鹏  王骥飞  刘强 《力学学报》2019,51(4):991-997
乘波体因其高超声速阶段的高升阻比性能成为目前研究的热点,但其本身的诸多性能缺陷限制了其在工程中的实际应用. 密切锥乘波体设计 是目前应用较广的乘波体外形设计方法,具有较高的灵活性和生成效率. 本文以弥补乘波体性能缺陷,提高乘波体设计灵活性为目的, 拓展了密切锥乘波体设计方法,推导设计方法中激波出口型线、流线追踪起始线与平面形状轮廓线之间的几何关系,并使用一个微分方程 组给出了具体的数学表达,奠定了定平面形状乘波体设计的理论基础. 通过介绍此微分方程组的数值求解过程,并分析应用此关系的注意 事项,本文提出了给定前缘线平面形状的密切锥乘波体设计方法. 根据此设计几何关系,以渐变前缘、弯曲前缘和双后掠等为例生成定平 面形状乘波体外形,结合计算流体力学方法分析这几类外形的流场,通过流场分布与设计曲线的比较,说明通过此方法设计得到的乘波体 外形保持了高超声速状态的乘波特性,并可以方便的控制平面形状,为提高乘波体的设计灵活性、改善性能缺陷提供了新的途径.   相似文献   

12.
基于神经网络技术的乘波体优化设计   总被引:1,自引:0,他引:1  
乘波体是高超声速飞行器的主要组成部分,也是飞行器产生升力的主要部分. 针对基 于计算流体动力学(CFD)分析的乘波体优化设计问题,引入人工神经元网络响应面方法. 选 取一定数量的乘波体外形,进行气动性能分析后,利用乘波体的外形控制参数和气动参数做 为训练样本对乘波体进行训练. 利用这些训练样本对人工神经网络进行训练. 在优化计算中 以充分训练的神经网络替代CFD分析,发展了一种基于神经网络技术的乘波体优化设计方法. 利用该方法在马赫数6、雷诺数7\times 10^6条件下,分别对乘波体进行了最大升阻比的单目标和综 合考虑升阻比、容积及表面积的多目标优化. 计算结果表明,采用神经网络响应面技术可在 保证计算稳定性的条件下有效提高计算效率.  相似文献   

13.
密切内锥乘波体设计方法和性能分析   总被引:3,自引:0,他引:3  
贺旭照  倪鸿礼 《力学学报》2011,43(5):803-808
发展了密切内锥乘波体的设计方法. 密切内锥乘波体采用ICFA(internal conical flow A)流动作为基准流场, 在定义乘波体出口激波型线(inlet capture curve, ICC)和前缘型线(front capture tube, FCT)后, 采用密切轴对称技术及流线追踪技术, 设计生成密切内锥乘波体. 采用数值方法对 设计的密切内锥乘波体在设计状态下进行了模拟, 将理论设计结果和数值模拟结果进行了对 比验证, 数值模拟和理论设计结果一致吻合.  相似文献   

14.
高超声速飞行器气动防热新概念研究   总被引:4,自引:1,他引:3  
传统乘波构型的高超声速飞行器尖锐的前缘存在严重的气动加热问题,而简单的前缘钝化气动防热方法由于造成很大的升阻比损失,难以发挥实质性作用.引入"人工钝前缘(ABLE)"概念,拟以一种新的思路解决这一矛盾.通过定义ABLE构型的外形参数,并采用CFD数值计算方法研究了各参数对气动力和气动热特性的影响规律,在流场分析的基础上进行了外形优化,最终得到令人满意的新型高超声速飞行器头部外形,总结了运用ABLE概念进行气动防热的相关设计原则和规律.  相似文献   

15.
激波振荡是高超声速进气道不起动过程中常见的流动现象,会显著降低进气道气流捕获与压缩效率、产生剧烈的非定常气动力载荷而危害飞行器安全. 从激波振荡的控制出发,实验研究了前体转捩带位置的涡发生器对轴对称高超声速进气道激波振荡流动的影响. 分别在起动和激波振荡两种进气道流态下,选择无、0.5 mm与1 mm高度涡发生器工况进行对比研究. 并采用高速纹影与壁面动态测压同步记录非定常流动特征. 结果表明,1 mm高度内的涡发生器对起动状态的进气道主流流场结构、壁面压强分布影响不显著. 但对于激波振荡流动,涡发生器会明显缩小外压缩面分离区运动范围,缩短振荡周期,提升振荡周期内壁面压强的时均值. 涡发生器的影响程度随其高度的增大而增强,其中振荡周期从无涡发生器的4 ms缩短到1 mm高度涡发生器的3.13 ms. 此外,0.5 mm高度涡发生器会使得进气道内部测点的压强振荡幅值整体下降,相比无涡发生器工况的下降幅度可达23%. 流场结构与壁面压强信号的分析表明,涡流发生器主要通过其产生的流向涡影响激波振荡流动,包含流向涡对下游边界层的扰动以及流向涡与分离区的相互干扰.   相似文献   

16.
IntroductionTheintegrateddesignofairframe propulsionofhypersonicvehicleisoneofthekeytechnologyfortheair_breathingenginehypersonicvehicles[1~4 ].Thepurposestodointegrateddesignofforebody inletaretoputtheforebodyasthepre_compressiveramp ,toprovideuniformflowfield ,whichmeanssmallpressureandvelocitygradient,smallorientalangleofgasflowandlowaverageMachnumberattheentryoftheinlet,andenoughfluxfortheinlet,furthermoretomeetthedesignrequestofinlet.Ontheotherhand ,itmustbenon_sensitivetotheMachnumbera…  相似文献   

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