高超声速远程滑翔飞行器外形设计方法

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1、2011年第3期导弹与航天运载技术No．32011总第313期MISSILESANDSPACEVEHICLESSumNo．313文章编号：1004—7182(201I)03-0001-06高超声速远程滑翔飞行器外形设计方法刘建霞，侯中喜，陈小庆(国防科技大学航天与材料工程学院，长沙，410073)摘要：结合高超声速远程滑翔飞行器在升阻比、容积率和容积等方面的性能需求，对锥导乘波构型底部基线方程的确定方法、构型顶点至基本流场顶点的距离等问题进行研究；采用面元法计算分析了各外形控制变量对飞行器性能的影响规律；总结得出高超声速远程滑翔飞行器各外形设计变量确定的先后顺序及准则。关键词：高超声速飞行

2、器；锥导乘波构型；升阻比；容积率中图分类号：V411文献标识码：AResearchonGeometryDesignforHypersonicGlideVehicleLiuJianxia，HouZhongxi，ChenXiaoqing(CollegeofAerospaceandMaterialsEngineering，NationalUniversityofDefenseTechnology，Changsha，410073)Abstract：Thispaperaddressedsomeproblemsduringwave·riderdesigning，suchasthedeterminati

3、onofbaselineequationforconicwave-rider,thedistancebetweenapexofthevehicleandthebasicfield，withtheconsiderationofrift-dragratio，plotratioandvolumeforhypersonicglidevehicle(HGV)．TheeffectsofcontrolvariablesofeachconfigurationontheperformanceofHGValeanalyzedbythemethodofsurfaceelementandthesequencean

4、drolestoconfLrrathedesignvariablesforHGVa托summarized．KeyWords：HypersonicVehicle；ConicDerivedWave·-rider；Lift-·to-·dragratio；Plotratio0引言自1959年Nonweiler提出乘波构型的设计方法以来，关于锥导乘波构型设计方法的研究从未间断【l_141，其基本设计思想为：在圆锥激波绕流流场的底部圆上给定乘波构型底部基线方程，根据上表面平行来流、下表面平行流线的原则，逐点描绘出上下表面和前缘曲线，从而构建实体，获得完整外形。右端点斜率是各锥导乘波构型生成方法中常考虑

5、的因素。通过对比发现，该变量极易造成几何特性的不合理，使得其取值范围非常有限，势必带来右端点斜率对升阻比(L／D)等性能影响的局限性。在锥导乘波构型设计过程中，该变量存在的必要性值得讨论。底部基线方程是影响锥导乘波构型升阻比、容积率等性能的重要设计因素。近年来，采用四次曲线作为底部基线方程的设计方法被广泛使用‘10“31。考虑构型左右对称的特点，通常在方程中只包含偶次项。高超声速远程滑翔飞行器作为一类新概念飞行器，采用只含偶次项的底部基线方程，将影响到初步设计阶段方案的多样性。流线追踪是生成锥导乘波构型下表面的较完备方法。在对基于网格的流场进行流线追踪时，其准确程度和所得下表面的光滑度、完

6、整度却往往难以得到保证。文献[10】在生成锥导乘波构型时，做出如下近似：假定激波后流线平行于物面。同时指出这一近似在距离锥顶一定距离之后的区域较为准确。关于该距离的合理取值问题，文献中却鲜有讨论。针对以上问题，本文借助数值模拟等手段，分别进行研究，并形成锥导乘波构型设计的一种新思路；以新生成的锥导乘波构型为研究对象，采用面元法计算并分析各设计变量对升阻比、容积率、容积等性能的影响规律：最后，总结得到高超声速远程滑翔飞行器设计过程中，确定各外形控制变量取值的先后顺序及准则。本文工作对新型高超声速远程滑翔飞行器总体方案的选型，以及进一步耦合弹道、气动热等学科开展总体方案优化设计具有一定的参考意

7、义。收稿日期：2010-07—13；修回日期：2010-08—27作者简介：刘建霞(1983．)，女，博士生，主要研究方向为高超声速飞行器外形设计2导弹与航天运载技术2011年1外形选型升阻比是影响高超声速远程滑翔飞行器弹道形状的重要因素，进而影响其实现远程快速达到、灵活机动突防等能力。在固定关机点高度、速度等参数的条件下，改变升阻比取值，研究高超声速远程滑翔飞行器弹道形状与升阻比之间的关系，仿真结果如图1所示。图1升阻