Forebody compressibility research of hypersonic vehicle

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

高超声速飞行器前体压缩性能研究

用数值模拟的方法研究了高超声速飞行器前体不同型面与进气性能的关系,分析了二级压缩构型在不同压缩角组合和来流攻角下的流场品质和产生的压缩效果．研究结果表明,对于高超声速飞行器,采用多级压缩的前体构型可以得到较好的预压缩效果和优良的流场品质;同时,攻角和不同的压缩角组合会对压缩性能产生影响．因此,采用多级压缩的前体构型、优化各级压缩角的组合是决定飞行器前体预压缩性能的重要因素,同时也是开展前体/发动机一体化设计的关键．     

高升阻比乘波构型优化设计

在M∞ =6, 30km高空条件下,以升阻比为目标函数,进行了锥形流乘波体的黏性优化设计,讨论 了影响乘波体升阻比的因素,并对优化结果进行了数值验证. 结果表明：对于升阻比最大的 黏性优化乘波体,存在最优圆锥角使得源自该基本流场的乘波体升阻比最大;摩阻和波阻处 于同一量级;体积率、细长比和展长比都随着基本流场圆锥角的增大而增大.     

高超声速边界层流动转捩研究

针对高超声速飞行器前体预压缩性所需求的气动构型,开展了具有-级压缩效果的压缩面边界层的流动稳定性分析.采用有限体积法数值求解NS方程组得到基本流场,应用当地局部平行流假设和线性稳定性理论求解了扰动波参数的特征值问题.分析了来流马赫数M_∞=6情况下二维扰动波的演化规律,并进-步关联扰动的空间放大率,结合EN方法进行了转捩预测.     

乘波飞行器构型方法研究

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.     

钝锥绕流流动稳定性分析与转捩预报

研究了超音速钝锥绕流的稳定性和转捩点预报的数值计算方法,首先采用Euler方程求解钝锥绕流基本流场,用所得到的物面压力分布作为粘性边界层的外缘压力分布,给出了基本流场的初值;然后应用反迭代法与边界层渐近匹配的方法求解了钝锥边界层的稳定性方程,得到了钝锥边界层转捩数据.该方法可提高计算精度,节约计算时间.