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为提高高超声速飞行器设计的水平，提出一种结合优化设计和灵敏度分析的新设计策略，并将其应用于高超声速乘波飞行器的二维一体化构型的设计。结合实验设计方法、响应面技术和遗传算法构建了一套改进的优化方法，结合设计参数取值域、正交设计和方差分析发展了一种灵敏度分析方法。在优化设计过程中，通过参数化建模、网格自动生成和CFD求解，应用改进的优化方法对飞行器进行了多点多目标设计，得到了Pareto最优前沿面和优...
滚转运动对乘波飞行器气动特性的影响
乘波飞行器 AUSM+up格式 滚转运动
2009/3/5
乘波飞行器运动过程中的非定常气动特性是高超声速飞行中的重要物理问题之一。采用数值模拟方法模拟了乘波飞行器在固定迎角下绕其对称轴强迫滚转运动这一过程。比较了在不同频率和滚转角下乘波飞行器的气动特性。计算格式采用AUSM类格式中最新的AUSM+up格式。计算结果表明：AUSM+up能很好地模拟飞行器滚转运动这一非定常过程；滚转运动时，所设计的乘波飞行器能使高压气体很好地附着在乘波飞行器下表面从而使其具...
乘波飞行器气动力、热特性的数值模拟研究
乘波飞行器 并行计算 高超声速 数值模拟
2014/4/24
采用多块分区网格以及并行计算技术对给定乘波构形的高超声速飞行器进行了数值模 拟，分析了飞行器前缘小半径钝化对飞行器气动性能的影响，计算了前缘钝化后飞行器表面 的热流分布状况。结果表明，前缘钝化对飞行器的升力影响不大，对阻力和升阻比的影响较 大。对于曲率半径为1cm的钝化前缘，与原尖前缘飞行器相比，其升力降低了0.78％，阻 力增加6.96％，升阻比下降7.21％。前缘钝化后，乘波飞行器仍具有较好的...
采用二维耦合隐式NS方程和标准kε湍流模型对超燃冲压发动机进气道/隔离段进行了数值仿真研究，分析了隔离段出口反压、长高比以及进气道入口马赫数对进气道出口性能参数的影响，发现反压对进气道出口参数影响很小；长高比对进气道出口上下壁面处静压影响较大，但对出口处马赫数及静温影响很小；进气道入口马赫数的变化对出口上下壁面处静压影响剧烈，且随着入口马赫数的增加，进气道出口马赫数和静温均增加，入口马赫数越低，进...
乘波构形和乘波飞行器研究综述
乘波构形 乘波飞行器 高超音速
2007/7/28
摘要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.
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乘波飞行器构型方法研究
乘波飞行器 变楔角楔/椭圆锥乘波体 气动力 升阻比
2007/7/28
摘要高超声速飞行中，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.
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