一种高超声速飞行器一体化气动特征研究

摘要

近年来，吸气式高超声速飞行器的发展受到世界各军事强国的重点关注。其中，机体／推进系统一体化设计是该类飞行器研究的重要方向。目前，比较具有罩程碑意义的代表飞行器是美国X-43A和X-51A飞行器。X-51A具有较多独特的关键技术，特别在气动外形方面，具有更紧凑的结构和一体化设计特征，因此，有必要对该类飞行器开展气动外形研究，为我国高超声速飞行器一体化优化设计提供数据参考。
　　 本文参考国内外公开文献的美国X-51A高超声速飞行器外形，建立了一种与其几何近似的高超一体化飞行器模型，继而以此为对象开展了数值模拟，评估了该模型冷／热流态的气动性能，并结合内外流动特征以及各主要部件的气动力分布，分析了该飞行器模型的一体化气动特征，主要有以下结论：
　　 (1)通过公开文献的数据对比可见，本文建立的飞行器模型与美国X-51A飞行器在几何外形上和总体尺寸上较为接近，且数值模拟得到的气动特性（升阻比等）曲线规律与文献[38]提供的数据基本吻合，也与国内外升力体／乘波体的气动特性相似，说明本文的飞行器模型与美国X-51A飞行器具有较高的相似性。
　　 (2)由冷态气动特性结果分析可知，X-51A类飞行器符合国内外乘波体气动特征，其升／阻力主要由一体化的机身和前体贡献。在气动性能上，未显现小攻角下的高升阻比特性，而是在-10°～10°范围内相对变化平缓，线性区间较宽。
　　 (3)由热态气动特性结果分析可知，X-51A类飞行器的升力系数在攻角范围内冷热态差别较小，说明其发动机内流道设计与整个飞行器进行了一体化优化，将其产生的推力主要用于克服阻力，使飞行器在小攻角范围内的加速飞行中易于保持纵向平衡状态。
　　 总之，基于上述研究，本文通过公开文献进行逆向建模并通过数值仿真加以确认的方法和模型，可以为国内较快地了解和掌握国外高超飞行器的研制动态提供参考。

目录

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摘要

图表目录

第1章 绪论

1.1 研究背景与意义

1.2 研究进展与文献综述

1.2.1 乘波构型研究进展

1.2.2 乘波体与发动机一体化设计研究进展

1.2.3 X-51A

1.2.4 国内相关研究进展

1.2.5 数值研究手段

1.3 本文主要研究工作

第2章 数值方法和物理模型

2.1 Fluent简介、数值方法及验证

2.1.1 Fluent简介

2.1.2 数值方法

2.1.3 算例验证

2.2 X-51A近似模型及网格生成

2.2.1 X-51A近似模型

2.2.2 来流条件

2.2.3 计算网格及边界条件

2.3 本章小结

第3章 发动机冷流状态下飞行器气动特性研究

3.1 设计状态流场及粘性因素影响分析

3.1.1 设计状态流场分析

3.1.2 粘性因素对乘波特征的影响分析

3.2 攻角对飞行器内外流及气动性能的影响

3.2.1 攻角对飞行器内外流场的影响

3.2.2 攻角对飞行器气动特性的影响

3.2.3 飞行器各部件气动力贡献分布

3.2.4 结果分析

3.3 马赫数对飞行器内外流场及气动性能的影响

3.3.1 马赫数对飞行器内外流场的影响

3.3.2 马赫数对飞行器气动特性的影响

3.4 本章小结

第4章 发动机热力状态下飞行器气动特性研究

4.1 前人工作

4.2 释热法及算例验证

4.2.1 UDF源项添加法

4.2.2 能量源项定义及释热法

4.2.3 释热法算例验证

4.3 热力状态下飞行器气动特性研究

4.3.1 发动机模型及煤油燃烧相关计算

4.3.2 释热分布对发动机流场特征的影响

4.3.3 攻角对飞行器内外流场的影响

4.3.4 攻角对飞行器气动性能的影响

4.4 本章小结

第5章 结论与展望

5.1 本文工作总结

5.2 未来工作展望

参考文献

致谢

攻读硕士学位期间发表的学术论文