高超声速乘波构型气动特性数值模拟研究

乘波构型是突破常规"升阻比屏障"的有效途径,已成为高超声速飞行器设计的一种重要参考。在锥导和吻切锥乘波构型生成方法分析的基础上;针对两种设计外形开展了无粘和有粘气动性能的数值分析,获得了基本的气动性能参数。计算结果表明:锥导和吻切锥乘波构型不仅在设计状态下具有良好的升阻比特性,而且在较宽范围非设计状态下仍然具有良好的升阻比特性。锥导乘波构型容积率高,结构紧凑,可作为无动力滑翔式飞行器的设计参考;吻切锥乘波构型底部流动均匀,且外形调整方便,是超燃动力飞行器机身/进气道一体化构型的良好参考。

基于扰动大气模型的乘波构型飞行器再入弹道仿真

作者在半速度坐标系建立临近空间乘波构型再入飞行器质心动力学方程,将地球扰动大气模型应用于飞行器再入弹道分析,讨论了再入点运动参数和飞行器设计参数对标准弹道的影响,完成了不同大气模型对飞行器再入弹道射程、高度、过载、热流特性影响的对比分析。仿真结果表明:大气模型的变化对临近空间乘波构型飞行器再入弹道终点高度、最大过载、最大热流、总吸热量等参数影响明显,飞行器总体、结构、热防护、导航、制导与控制等系统设计必须考虑大气参数变化的影响。

乘波构型的钝化方法及其对性能影响研究

前缘钝化是解决乘波构型飞行器气动热问题的有效方法之一。按照乘波构型的设计特点,对已有的两种钝化方法分别进行了改进。采用CFD方法分析了前缘钝化及不同钝化半径对乘波构型性能的影响,得出了乘波构型气动力和气动热性能参数随钝化半径的变化规律。计算结果表明:在相同的钝化半径下,按改进的Tincher方法钝化后的乘波构型与按改进的Takashima方法钝化后的乘波构型相比:升阻比大、总的表面积小、最大热流密度基本一样,非驻点区乘波构型前缘的热流密度峰值较大。因而按改进的Tincher方法钝化后的乘波构型气动性能明显好于按改进的Takashima方法钝化后的乘波构型,而气动热性能则略差于后者。分析表明:钝化后的乘波构型性能不仅与钝化半径有关,而且受钝化方法的影响也很大。在对高超声速乘波飞行器进行布局设计时,应针对乘波构型的设计特点,采用合适的钝化方法,综合考虑钝化方法和钝化半径对气动力和气动热性能的影响效应,寻找最佳的钝化方案。研究结论可为高超声速乘波飞行器的外形设计提供一定的依据。

边缘钝化对乘波构型性能影响分析

基于乘波构型设计高升阻比飞行器是新型高超声速飞行器布局设计的一种有效途径。受气动热和工艺限制实际应用中需要对乘波构型具有的尖锐边缘进行钝化。为了研究钝化对乘波构型性能的影响,利用计算流体力学方法研究了不同钝化半径对乘波构型气动力和气动热的影响。分析表明:乘波构型边缘钝化可以有效降低最大热流密度,但同时也会降低布局的气动性能。随着钝化半径的增大,乘波构型的气动性能降低较为明显,但对热流密度的影响逐渐减弱。在高超声速飞行器布局设计时应综合考虑钝化对气动力和气动热的影响效应,寻找最佳的平衡点。

锥导乘波构型设计、优化与分析

乘波构型是高超声速飞行器高升阻比气动布局设计的参考外形之一,设计中需要综合考虑升阻比、容积率和容积等要求。在锥导乘波构型参数化设计的基础上,采用工程估算和计算流体力学相结合的方法,通过正交试验设计分析了不同参数对目标影响的敏感性,合理选择设计参数优化区间,应用改进的多目标遗传算法对乘波构型进行了优化设计,针对优化外形开展了气动性能的数值模拟研究,并在高超声速炮风洞中完成了缩比模型的验证性实验。结果表明:优化设计外形具有良好的升阻比,且在一定攻角范围内升阻比较高,数值模拟和实验分析基本吻合。研究结果可为高超声速滑翔式飞行器的设计提供参考。

高超声速巡航导弹乘波构型优化设计与性能分析

对锥导乘波构型在高超声速巡航导弹气动外形设计上的应用问题进行了研究。以乘波体上表面底部基线为参数化几何建模对象,运用正交试验设计方法,分析了不同设计参数对乘波体几何性能和气动性能的影响。采用回归分析法建立了乘波体容积率和升阻比与设计参数之间的非线性数学模型,然后应用多目标遗传算法对乘波构型进行了优化设计。将优化后的乘波体作为高超声速巡航导弹的初步外形并对其气动性能进行了数值模拟分析。结果表明:以锥导乘波体为基础生成的高超声速巡航导弹初步外形具有良好的几何性能和气动性能,容积率大于0.42,升阻比接近6;参数化设计方法可根据应用对象来方便地控制乘波体的外形尺寸,大大提高了乘波体的适用性;通过回归分析建立的数学模型准确性好,数值模拟精度高,这些方法可以用于高超声速巡航导弹的总体概念设计和初步设计。

乘波构型钝化方法分析及性能研究

基于乘波构型设计高升阻比飞行器是新型高超声速飞行器布局设计的一种有效途径。受热防护系统设计和材料加工工艺等限制,实际应用中需要对乘波构型具有的尖前缘进行钝化。本文针对移除材料和增加材料两种边缘钝化方法进行了对比研究,分析了两种方法的共同点,并采用典型外形阐明了这一共性。在此基础上,基于移除材料方法对典型外形进行了一致钝化和非一致边缘钝化,利用CFD方法对两种钝化外形气动性能进行了仿真分析。流场计算表明:和一致边缘钝化相比,非一致边缘钝化有效降低了下表面高压气体向上表面的渗透,提高了外形所受的升力,降低了边缘所受的阻力,从而提高了钝化外形的升阻比;尖前缘乘波构型最大升阻比位于零度迎角,而钝化之后乘波构型最大升阻比在2°迎角附近取得;随着迎角的增大,钝化外形升阻比变化趋势和尖前缘外形变化趋势一致,非一致钝化乘波构型气动性能和尖前缘乘波构型气动性能较接近,非一致钝化方法得到外形的气动性能优于一致钝化外形。研究可为高超声速乘波飞行器的钝化修形设计提供参考依据。

吻切锥乘波构型优化设计与分析

吻切锥乘波构型是未来高超声速有动力巡航飞行器气动外形重要的设计参考。采用参数化设计方法实现了吻切锥乘波构型的设计,并利用工程估算的方法对构型的气动性能进行了分析;在多参数正交试验分析的基础上,开展了以升阻比,容积和容积率为目标的设计优化。CFD计算显示,优化的外形具有良好的升阻比和容积率性能,且底部流动均匀,是实现高超声速飞行器前体/超燃发动机进气道一体化的重要参考。

一种乘波构型边缘钝化方法的仿真与试验研究

乘波构型被视为近空间高超声速飞行器的理想气动布局,但其在实施钝化修形后气动力性能损失严重,使得其实用价值受到影响。根据乘波构型的典型气动加热特征,提出了一种新的边缘钝化方法,并通过数值模拟和风洞试验相结合的研究手段对其进行了分析。结果表明:新提出的边缘钝化方法可使乘波构型在满足防热需求的同时,气动力性能得到改善;采用经过优化设计的钝化方法,钝边缘的乘波构型仍可作为近空间高超声速飞行的重要候选布局。

基于吻切分析法的乘波构型前体设计与性能模拟

发展了一种基于分析法的高超声速乘波构型飞行器前体设计方法。运用该方法,设计了Ma=6.0具有三道封闭激波适用于匹配矩形高超进气道的乘波前体构型。对前体构型设计、非设计状态进行了全三维流场计算。计算结果显示:在设计状态下,前体构型具有优良的封闭激波性能,验证了设计方法的有效性;该前体在Ma=5.0~7.0、攻角-2°^+8°的范围内均具有良好的封闭激波性能。所设计的乘波前体在考虑进气道捕获能力的前提下,在-5°攻角下进气道总压恢复达到最大值。并且在-5°^+10°攻角范围内均有较高的总压恢复。

吻切锥乘波构型参数化设计与正交试验分析

为了获得外形控制参数对吻切锥乘波构型性能的影响程度,通过分析吻切锥乘波构型的生成特点和生成方法,在其参数化设计的基础上,运用正交试验设计方法分析了各个控制参数乘波构型性能的影响,确定了对气动性能和容积率影响较大的参数,为进一步合理确定优化空间和优化策略提供指导。运用CFD方法对典型外形进行了性能分析,结果显示:吻切锥乘波构型具有较高升阻比,下表面中心区流动均匀,可为高超声速飞行器机身/进气道一体化提供参考。作为应用,基于正交试验结果设计了以吻切锥乘波构型作为前体的一个高超声速飞行器,验证了设计方法的合理性。

再入滑翔式飞行器弹道特征与乘波构型设计

再入滑翔式飞行器是一种新型的远程快速精确投送工具。研究了滑翔式飞行器与常规再入飞行器的弹道特征;分析了速度倾角和升阻比对射程、高度和飞行时间的影响;建立了滑翔式飞行器对高升阻比的设计需求;采用改进的遗传算法开展了锥导乘波构型的多目标优化设计研究;并通过数值模拟和风洞实验分析了优化外形的气动性能。研究表明,高升阻比是滑翔式飞行器实现远程、快速、精确打击和机动能力的重要决定因素,乘波构型是实现高升阻比气动布局的有效手段;考虑到实际应用,需要综合升阻比、容积率和容积等要求进行多目标优化设计。数值模拟和风洞实验表明优化设计外形具有较好气动性能。

乘波构型优化设计与实验

乘波构型是高超声速飞行器高升阻比气动布局设计的重要参考外形之一,设计中需要综合考虑升阻比、容积率和容积等要求。本文开展了锥导乘波构型的参数化建模设计,采用改进的多目标遗传优化算法,完成了以升阻比、容积率和容积为多目标的乘波构型优化设计;在KD-01高超声速炮风洞中完成了不同攻角缩比模型的气动力实验,并同CFD计算结果进行了比较分析。结果表明:优化设计外形具有良好的升阻比,且在一定攻角范围内升阻比较高,数值模拟和实验分析基本吻合。研究结果可为高超声速滑翔式飞行器的设计提供参考。

乘波构型前体/进气道一体化设计仿真研究

研究了源于锥形流场乘波构型、源于相交锥流场乘波构型和密切分析法乘波构型三种比较有应用潜力的高超声速乘波构型前体。开展了对三种乘波构型前体气动性能的仿真计算和评估,为高超声速飞行器乘波前体/进气道一体化设计提供了参考。分析结果表明:具有单道前缘封闭激波的源于锥形流场的乘波构型应用价值有限,而具有三道封闭压缩激波的相交锥乘波构型和密切分析法乘波构型在完成相同压缩任务的条件下表现出了较大优势。在进气道进口截面处边界层厚度近似相等的情况下,后两种构型进气道总压恢复系数相比第一种构型分别提高了21.2%/和17.6%,流量系数分别提高了3.6%和1%,进气道出口截面流场不均匀度分别降低了8.9%和5.1%。

吻切锥高超声速乘波构型的优化

运用吻切锥法生成了高超声速乘波构型,对乘波构型进行了全三维流场计算,研究了乘波构型在不同飞行状态下的气动性能。采用结合惩罚函数的单纯形法对吻切锥乘波构型在设计状态下以升阻比最大为目标分别进行了不考虑约束条件以及以容积效率、前体长度为约束条件的构型优化,生成了更为适合工程应用的乘波构型。计算结果表明:吻切锥乘波构型的设计状态升阻比通过优化设计可以得到大幅提高,最大升幅为35.99%;考虑约束条件后升阻比仍有较大升幅,最大升幅24.91%。

改良锥导乘波构型的数值研究

对乘波构型的上表面进行膨胀设计,并将膨胀角与其他设计参数一起进行优化,考察了由该方法生成的乘波构型的气动性能,采用数值模拟方法研究了一个带膨胀角的优化锥导乘波构型的外流场.控制方程取为雷诺平均N-S方程,湍流模型取为标准k-ε模型,离散格式取为AUSM+格式,用有限体积法求解上述方程.模拟结果表明,在设计状态下用该优化方法生成的改良乘波构型流场前后均匀,下表面横向速度小,利于推进系统的安放;构型的迎角特性良好,适合巡航飞行,与设计初衷吻合.

类乘波构型机身的设计及钝化对其性能的影响

综合考虑理想乘波体的优缺点,设计了一种类乘波构型高超声速飞行器机体并针对其布局特点进行了钝化。按照等总压恢复系数原则设计二维前体,二维后体下表面和侧缘分别采用三次曲线和"上反"形式,得到了具有较好气动性能的类乘波构型机身。根据这种类乘波构型边缘线的特点,分别对前缘和侧缘进行了钝化。前缘采用了增加材料的钝化方法,钝化曲线为圆弧曲线;针对侧缘提出了一种基于三次Bézier曲线的钝化方法,这种钝化方法同时对侧面的上边缘和下边缘进行了处理,不仅保证了侧面连续光滑,而且增大了机身的容积。采用数值模拟方法研究了该钝化方法对这种类乘波构型气动力和气动热性能的影响。数值计算结果表明,钝化对气动力影响较小,对气动热影响较大,边缘钝化使升阻比降低了13%,但最大热流密度减少了77%。研究结果表明,这种钝化方法较好平衡了类乘波构型高超声速飞行器的气动力和气动热性能,可以为高超声速飞行器的外形设计提供参考。

一种给定容积空间的乘波构型参数化设计方法

乘波构型高超声速飞行器布局具有高升阻比的优点,但有效容积低和尖锐前缘使其在实际工程应用中受限。为弥补乘波构型飞行器有效容积低的不足,提出了一种乘波构型上表面参数化设计方法,同时开展了前缘钝化研究,采用增加前缘材料的方法进行钝化。分析了上表面不同设计参数对乘波构型飞行器容积率和气动性能的影响,研究了飞行器气动特性随迎角和马赫数的变化规律。计算结果表明,钝化后的经给定容积上表面设计的乘波构型有效提升了有效容积及容积率,并且仍能保持良好的乘波特性。数值仿真结果表明容积效率和气动性能是相互矛盾的关系,需要根据实际情况进行权衡。对于给定有效容积上表面设计的乘波构型高超声速飞行器,适合在一定范围的正迎角下飞行,并且能在较大的马赫数范围内保持优良的气动特性。研究可为提升高超声速乘波飞行器有效容积提供参考,提高了乘波构型飞行器的工程应用性。

乘波构型高超声速滑翔飞行器大包线反步控制方法

高超声速滑翔飞行器在高速突防、快速打击等方面具有重要应用前景,是航空航天领域的重要发展方向。针对高超声速飞行器快速、大空域的飞行环境特性复杂、姿态控制系统适应性要求高的特点,建立高超声速飞行器姿态运动模型,采用解耦设计方法,利用块控反步控制理论设计姿态控制器。经证明和仿真结果可知,该方法严格保证闭环系统的Lyapunov稳定性,控制律设计具有灵活性,响应速度快,能克服气动参数变化带来的影响,鲁棒性较好。

面向乘波体气动外形设计的代理模型特性分析及优化

代理模型在气动布局优化设计得到了广泛应用,研究探讨分析各代理模型的特性分析是重要的基础问题。文中基于3种Kriging和二阶多项式响应面模型等4种代理模型,以升阻比和容积率为样本,研究分析了其在乘波体优化设计中的的拟合精度和结构特性。研究表明,在高超乘波体优化设计中,基于自然指数型评估函数的Kriging模型具有相对突出的拟合精度。最后,在乘波体升阻力系数和容积率代理模型的多目标优化中,对比了基于自然指数型评估函数的Kriging模型和常用的基于高斯函数的Kriging模型的优化结果,发现基于自然指数型评估函数的Kriging模型对于峰值的拟合效果更好。