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二元高超声速飞行器前体/进气道设计方法及气动特性研究

陈文芳  
【摘要】:本文采用数值仿真的方法对二元高超声速前体/进气道一体化设计技术开展了研究,给出了基于圆锥截线、流线追踪和乘波-楔形组合的三种前体/进气道设计方法及流程,并对相关几何控制变量对气动性能的影响开展了三维数值仿真分析。首先,设计了一种前体/进气道二维构型,开展了二维数值仿真研究。研究表明:进气道在不同来流马赫数Ma∞和飞行攻角α下,流动通道内无大分离,随着来流马赫数和飞行攻角的增加,前体/进气道静压比、流量系数逐渐增大,而总压恢复系数减小。其次,在前体/进气道二维型面基础上,给出了以二次有理Bezier形式圆锥截线为横向截面控制曲线的前体设计方法,并对不同几何控制变量对前体/进气道气动性能的影响开展了三维数值模拟研究,结果显示:在研究范围内,增大宽度比W_1/W_0、形状参数ρ_(CD)与水平控制曲线次数n,减小角度β_(DG)、角度β_(CG),可减小前体展向压力梯度,减小横向溢流,提高前体/进气道的内流性能;增大角度β_(_(CF)),减小形状参数ρ_(_(BC)),可减小阻力,增大升力,提高升阻比。据此,给出了一种结合前体可实现性约束下的前体/进气道气动设计方案,三维数值模拟分析显示:不同来流马赫数Ma_∞下,静压比、总压恢复系数及流量系数相比二维流动的差值均在-5%~10%以内,在不同飞行攻角α下,静压比、总压恢复系数和流量系数相比二维流动的差值均在-5%~15%以内。再次,在相同的前体/进气道二维型面基础上,给出了一种基于流线追踪的乘波前体/进气道设计思路,并对前体宽度比W_1/W_0,角度θ,上、下表面控制曲线次数n_(up)和n_(_(down))对前体/进气道气动性能的影响开展了三维数值模拟分析,结果显示:相比于基于圆锥截线的前体构型,该构型第一级压缩段外压激波接近“附体”,进气道内通道宽度内沿展向压力梯度较小,第二、三级压缩段内接近为零,阻力较低,升阻比较高;增大W_1/W_0、角度θ和上表面控制曲线次数n_(up),减小下表面控制曲线次数n_(_(down)),可减小前体展向压力梯度,减小横向溢流,提高进气道的气动性能。最后,基于一种乘波前体气动设计方案,开展了沿来流方向直切和阶梯切,构建了多个乘波-楔形组合前体/进气道设计方案,并对其开展了三维数值模拟分析,结果表明:在进气道侧壁对应的马赫锥位置之后对前体两侧进行直切和阶梯切,进气道内通道宽度范围内的前体外压激波基本不变,与进气道矩形进口匹配较好;直切和阶梯切对进气道内流气动性能影响较小,降低了前体/进气道的阻力系数、升力系数以及升阻比,提高了总压恢复系数;相比阶梯切,直切的阻力系数和总压恢复系数相对较小,而升力系数和升阻比则相对较高。


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