基于局部偏转吻切方法的多级压缩乘波体设计

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...     

基于神经网络技术的乘波体优化设计

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.     

给定前缘线平面形状的密切锥乘波体设计方法

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.      

上下反翼对双后掠乘波体低速特性的影响

相比于传统乘波体外形, 双后掠乘波体在保持高超声速良好性能的条件下能够提升乘波体低速气动性能, 但其仍存在低速稳定性不好等缺陷. 本文从密切锥乘波体理论提出给定前缘型线的乘波体设计方法, 通过给定三维前缘型线分别生成具有相同平面投影形状的上反和下反机翼双后掠乘波体. 使用CFD技术评估不同上下反程度外翼乘波体的低速性能, 分析升阻特性以及流场涡结构特点. 选取稳定性判据, 研究上下反翼对纵向和横侧向稳定性的影响. 结果表明, 机翼上下反对乘波体低速升阻特性影响较小; 不同外形均为纵向静不稳定的, 且俯仰力矩变化趋势比较类似, 机翼下反可使气动焦点位置后移, 提升纵向稳定性; 机翼上反有助于提升乘波体的横向静稳定性, 而下反则会下降; 机翼上反可以提升侧向稳定性, 且上反程度越大提升效果越明显; 同时机翼上反使乘波体的偏航动态稳定性有明显提升, 下反则会降低, 影响程度与机翼上下反程度呈正相关. 通过结果分析, 说明通过机翼上下反改善乘波体低速稳定性是可行的, 为乘波体在宽速域高超声速飞行器中的应用拓展了途径.      

高超声速钝前缘乘波构型优化设计研究

乘波体的高升阻比优势使其在高超声速飞行器设计中极具应用前景. 在实际工程应用中, 为了满足防热要求, 乘波体前缘必须进行钝化处理, 前缘钝化对乘波体气动性能会产生显著影响. 因此, 原始尖前缘最优乘波体并不能保证钝化后仍为最优. 针对这一问题, 首先研究了前缘钝化对不同构型升阻特性的影响程度和作用机理. 结果表明: 前缘钝化会造成乘波体升力小幅度降低, 阻力大幅增加, 升阻比显著降低; 其中钝前缘本身的波阻在阻力增量中起主导作用, 而钝前缘本身的摩阻增加量与物面的摩阻降低量十分接近. 基于上述结果, 提出了一种高效评估钝前缘乘波体气动力的方法, 并结合遗传算法, 开展了直接考虑前缘钝化影响的乘波构型优化设计研究, 获得了钝前缘最优构型. 通过CFD数值模拟对最优构型的气动力特性进行评估, 结果表明: 在不同飞行高度、不同升力和不同钝化半径约束下, 相比尖前缘最优构型, 钝前缘最优构型宽度变窄, 相同纵向位置处的后掠角增大, 且升阻比显著提升. 在M_∞ = 15, H = 50 km, CL = 0.3约束条件下, 钝化半径R = 10 mm的钝前缘最优构型设计点升阻比相比尖前缘最优构型提升量可达9.32%.      

乘波体压缩面变化对其气动性能影响分析

乘波体是一种利用激波包裹特性获得高升阻比的高速飞行器构型.已有研究中,乘波体气动性能的改善主要依赖于给定源流场条件下的前缘型线优化.本文采用数值优化和计算流体力学模拟为主要手段分析了乘波体压缩面变化对其气动性能的影响,以期有效拓展乘波体的设计空间.主要内容如下:首先给出了一种基于表面局部变形的乘波体设计方法.其次结合运用增量修正参数化方法、计算流体力学分析和微分演化算法构造了乘波体压缩面外形气动优化设计流程,以一种椭圆锥形流场生成的乘波体作为基准构型开展了无黏优化.之后从优化结果中选择升阻比递增的6个典型构型进行前缘钝化处理后,基于N-S方程对其气动性能进行了评估.最后综合依据无黏/黏性计算结果分析了乘波体压缩面变化对其气动性能的影响.结果表明该部分形状的改变对乘波体气动性能影响十分明显,在升力面积不变的条件下,乘波体压缩面形状变化可导致其升阻比出现成倍变化,即使在升力不减条件下,升阻比较基准构型也可获得超过14%的提升.此外,还可导致乘波体相对压心系数出现明显偏移.     

一种宽速域乘波体的设计及气动特性研究

为了解决乘波体偏离设计条件下气动特性会恶化,特别在低速时,升力严重不足这个问题,提出了通过增大后掠角生成前缘涡,增加背风面的升力,以改善乘波体低速气动性能.首先使用Visual Basic编程语言,并通过CATIA软件二次开发技术,实现了锥导乘波体的参数化设计和自动生成.再通过控制圆锥角和流场长度这两个设计参数,获得了大后掠乘波体构型.最后,运用剪切应力输运（shear-stress-transport,SST）模型,计算了所得乘波体的气动特性,并分析了流场变化,发现乘波体在设计状态下激波能很好附着在前缘上,在小的正攻角下,乘波体可获得比设计状态更高的升阻比,满足巡航要求.运用k-ω模型计算了乘波体的低速气动特性,得到了不同攻角下升力、阻力和升阻比的变化规律.研究结果发现,乘波体在低速下产生了明显的涡结构,在合适攻角下,能产生数量可观的附加升力,提高了乘波体的水平起降性能.      

中国科学院高温气体动力学重点实验室研究进展

<正>中国科学院高温气体动力学重点实验室是在钱学森先生和郭永怀先生创立的科研队伍的基础上于1994年组建的.实验室成立以来一直坚持钱学森先生倡导的"工程科学"理念,面向国家安全和国民经济的重大战略需求,主要研究高温、高超声速极端条件下,具有分子振动与转动激发、解离、电离等内态变化介质的流动规律,推动气体动力学科的创新与发展;并通过发展新理论、     

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.     

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.