基于几何一体化方法的高超声速飞行器气动布局设计与数值模拟研究

摘要

本文旨在研究非矩形截面的超燃冲压发动机与乘波体机身一体化概念设计方法和气动性能分析。本文首先搭建了类X-43A高超声速飞行器概念设计与分析程序框架，其主要包括类X-43A飞行器构型参数化设计程序，UG自动化造型程序和气动力/热工程估算程序，能够实现类X-43A飞行器的快速设计与分析评估。此外，本文还开发了精确锥导法和近似锥导法两种乘波体设计程序，Busemann进气道程序和气流推力函数程序，为后续的新型高超声速飞行器一体化设计与分析作准备。
　　本文其次开发了一套格心有限体积CFD程序，适用于可压缩量热完全气体定常和非定常问题，实现了可压缩计算空气动力学传统数值技术，包括时间算法，通量重构，通量格式，湍流模型，边界处理以及MPI并行加速等。此外，本文开发的CFD程序添加了采用新型压力项的AUSM系列通量格式，前台阶算例表明新AUSM系列格式可以显著提高数值计算的分辨率。本文选取了一系列标准算例，验证了自主开发的CFD程序的可靠性和准确性，表明其可用于后续的工程数值模拟工作。
　　本文基于无旋特征线方法，采用质量守恒和消波原理两种方法确定喷管型面，开发了最短长度喷管设计程序，可用于设计定比热或变比热情况下的二维或轴对称喷管。与质量守恒方法相比，采用消波原理设计的各种喷管，尤其是轴对称喷管，其出口流场均匀性会更好。本文选择定比热轴对称喷管作为基准流场，考虑圆形入口，基于流线追踪提取技术和附面层经验修正公式，获得了一系列不同偏置位置的三维非对称尾喷管无粘构型和粘性构型，并数值模拟分析了偏置位置对于尾喷管的几何，流场和性能影响。针对完全等熵膨胀的尾喷管型面过长问题，本文采用二维非线性压缩截短方法，提出了一种新颖的三维尾喷管长度截短方式。本文先将轴对称基准流场进行非线性压缩，再对处理后的轴对称基准流场进行CFD无粘计算，重新提取流线拟合生成截短尾喷管。本文数值模拟分析和比较了非线性压缩截短方法的两个参数对于三维非对称截短尾喷管的几何，流场和性能影响，研究表明:各截短尾喷管成功地避免了型面不光顺问题;各截短尾喷管的长度与要求的设计长度基本相一致;各截短尾喷管的安装推力系数都高于0.93，对于某些截短参数，其安装推力系数大于1.0。另外本文基于流线渐变融合技术，设计了圆形进口转方形出口的三维非对称截短尾喷管，并与同样设计条件的圆形截短尾喷管作了几何尺寸和性能对比。
　　本文针对内收缩进气道与乘波体机身一体化这一关键问题，提出了几何一体化设计方法，其核心思想是将乘波体机身所在的外流激波面与内收缩进气道入口所在空间面（激波面、马赫波面或几何圆锥面等）进行多次几何处理，最终获得内收缩进气道入口形状与乘波体机身前缘部分重合，且进气道入口形状完全正好落在乘波体机身上的一体化构型。本文选择截短Busemann进气道和近似锥导法生成的乘波体机身，采用本文提出的一体化设计方法，获得了二者几何一体化构型，并在无粘设计点初步分析和比较了一体化构型与原始单独部件的流场和性能情况，本文的研究表明:本文提出的几何一体化概念可采用典型成熟的内收缩进气道和乘波体设计方法;与原始乘波体对比，一体化后的乘波体流场基本不受进气道影响，其前缘依然具有激波附着，升阻比略高;与原始进气道对比，一体化后的迸气道流场在唇口位置存在少量溢流，其气流捕获量依然提高了7.4％，出口压力提高到了1.7倍，出口气流非均匀度下降了12％，而出口总压有所下降，这主要是由于乘波体对来流的压缩损失一部分总压，同时乘波体下表面高压气体横向流入进气道，造成进气道入口气流不均匀，加剧了总压损失。
　　本文基于气流推力函数分析，得到了超燃冲压发动机的总体性能和发动机各部件的进出口面积比和流动参数，然后将所设计的非规则转圆形出口的截短Busemann进气道，圆形等截面隔离段，圆形截面突扩燃烧室和轴对称尾喷管等部件组成超燃冲压发动机模型。根据本文提出的几何一体化设计方法，实现了机体与推进一体化设计，得到了乘波体和升力体两种飞行器构型，本文采用自主开发的CFD程序，选取了等动压工况点，开展两种飞行器构型的流场和气动性能分析。本文研究表明:从粘性设计点流场可以看出，与升力体构型相比，乘波体构型具有明显的乘波效应，但其机身前缘由于粘性导致机身上下面气体溢流加剧;两构型相同部分的流场几乎一致，即两构型的发动机工作状态相同;乘波体构型在所有工况点，即使低来流马赫数并且负来流攻角飞行，其升阻比依然高达1.8以上，乘波体构型在巡航点的升阻比超过2.4;除去负来流攻角，其他工况点的升力体构型升阻比超过1.0，最大值接近1.8，其在巡航点的升阻比超过1.5;在相同的工况点，升力体构型的阻力较乘波体构型下降超过一半以上，这有利于实现推阻平衡。

目录

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致谢

摘要

图目录

表目录

符号清单

1．1 研究背景和意义

1．2 高超声速飞行技术相关研究介绍

1．2．1 高超声速飞行技术国外研究概况

1．2．2 后体／尾喷管研究现状

1．2．3 进气道与乘波体一体化研究现状

1．3 本文研究内容

第2章 高超声速飞行器机体／推进一体化概念设计与分析

2．1 高超声速飞行器部件设计方法介绍

2．1．1 乘波体

2．1．2 进气道

2．1．3 隔离段

2．1．4 燃烧室

2．1．5 尾喷管

2．2 气流推力函数

2．2．1 理论模型

2．2．2 热力学过程

2．2．3 发动机部件参数

2．3 类X-43A高超声速飞行器概念设计程序框架

2．3．1 概念设计程序

2．3．2 UG API自动化造型

2．3．3 气动力／热工程估算与分析

2．4 本章小结

第3章 数值方法介绍及程序开发验证

3．1 流动控制方程

3．2 湍流模型

3．3 控制方程的无量纲化

3．4 控制方程的离散化

3．5 重构和通量格式

3．5．1 界面原始变量重构

3．5．2 通量格式

3．6 粘性项处理方法

3．7 时间算法

3．7．1 时间步长

3．7．2 显式算法Runge-Kutta

3．7．3 隐式算法LUSGS

3．7．4 控制方程源项处理

3．8 边界条件

3．9 并行处理

3．10 程序验证

3．10．1 Sod／Lax／Shu问题

3．10．2 前台阶问题

3．10．3 Schardin问题

3．10．4 层流平板问题

3．10．5 湍流平板问题

3．10．6 压缩拐角问题

3．10．7 进气道问题

3．11 本章小结

第4章 三维非对称尾喷管的设计与分析

4．1 基于特征线法的基准流场设计与验证

4．1．1 基准流场的控制方程

4．1．2 控制方程的求解方法

4．1．3 基准流场的设计过程

4．1．4 基准流场设计程序的CFD验证

4．2 流线追踪技术与渐交融合、附面层修正

4．2．1 流线追踪技术

4．2．2 流线渐变融合

4．2．3 附面层修正

4．3 偏置位置对尾喷管性能的影响

4．4 非线性压缩截短对尾喷管性能的影响

4．4．1 非线性压缩截短方法与截短方式

4．4．2 不同截短参数对尾喷管性能的影响

4．5 圆形尾喷管与圆转方形尾喷管的性能比较

4．6 本章小结

第5章 几何一体化的新型高超声速飞行器气动布局与分析

5．1 内收缩进气道与乘波体几何一体化设计与分析

5．1．1 几何一体化设计方法

5．1．2 几何一体化性能分析

5．2 超燃冲压发动机三维流道一体化设计

5．3 两种新型飞行器构型的气动性能分析

5．3．1 两种新型飞行器构型的模型与网格

5．3．2 两种新型飞行器构型的流场与气动力

5．4 本章小结

6．1 本文工作总结

6．2 本文的创新点

6．3 后续工作展望

参考文献

作者简历及攻读博士学位期间学术成果