曲外锥乘波体进气道实用构型设计和性能分析.pdf

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1、航空学报ActaAerOnauticaelAstrOnauticaSinicaJun．252017V01．38NO．6SSN1000．6893CN11．1929／VhttD：∥hkxb．buaa．edu．cnhkxb@buaa．edu．cn曲外锥乘波体进气道实用构型设计和性能分析贺旭照*，乐嘉陵中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力学研究所／高超声速冲压发动机技术重点实验室，绵阳621000摘要：介绍了新型曲外锥乘波前体进气道(CCwI)的一体化设计方法，设计了理论构型并验证了设计方法。在几何参数约束下，获得了隔离段矩形出口，考虑前缘钝度及展向切除的乘波前体进气道构型。

2、基于验证的数值仿真工具及计算网格策略，分析了几何切除及钝度和黏性对一体化构型性能的影响。在来流马赫数为4．O和6．o，迎角(AoA)在一4。～8。范围内，对设计的乘波前体进气道的基本性能进行了雷诺平均Navier-Stokes数值仿真，结果表明，该乘波前体进气道具有较高的流量捕获和总压恢复特性，隔离段出口参数满足超燃冲压发动机人口需求。该新型乘波前体进气道一体化方案及研究结果为一体化曲外锥乘波飞行器及一体化乘波推进流道的研究奠定了技术基础。关键词：乘波体；进气道；一体化；实用化设计；试验验证；数值仿真中图分类号：V235．213文献标识码：A文章编号：1000一6893(

3、2017)06—120690一11吸气式高超声速飞行器的推阻特性，还存在进一步提升优化的紧迫需求[1]。飞行器的升阻比是随飞行马赫数的增加而降低的[2]。同时发动机的比冲随飞行马赫数增加而减小[33；在一般情况下，发动机捕获流量随飞行速度和高度的增加而减小。综合的结果是飞行器阻力增加，而发动机的推力减小。从空气动力学的角度看，解决推阻问题，就要增加飞行器的升阻比和提高发动机的流量捕获性能。乘波构型是高升阻比飞行器的最佳选择，但基于现有乘波体设计方法获得的飞行器外形，存在较低的容积率、弯曲的异型结构及不易调节的气流压缩能力等缺陷[4]。在高超声速条件下可以设计出具有优良性能

4、的进气道[51]，如高的总压恢复能力和较高的流量捕获能力、较好的流动均匀性等。但进气道本身的设计并未充分考虑与飞行器前体的流动参数及几何外形的一体化。乘波构型的异型曲面结构，增大了进气道和乘波体的匹配难度，而采用人工修型的方法，会破坏乘波体以及进气道自身的流场结构，会带来附加的升阻比及进气性能损失，使得乘波体和进气道集成于飞行器前体后，很难达到单独设计的指标[8]。在高超声速飞行器一体化设计方面，Mary和Mark[钉采用锥导乘波体，在锥形流场中流线追踪出进气道的唇罩，而进气道近似采用二维构型几何变换获得。Takashima和Lewis[10]、O’Brien和Mark【

5、113采用密切锥方法[1胡生成前体，前体对称面部分有相对平缓的区域，通过贴合二维进气道的方法完成乘波体和进气道的耦合。Ryan和Mar“133采用变楔角法生成乘波前体，在前体对称面附近设计了同样的平缓区域，贴合二维进气收稿日期：2016-08—22；退修日期：2016-09—26；录用日期：2016一”．04；网络出版时间：2016．12—2115：20网络出版地址：www．cnki．net／kcms／detail／11．1929．V．20161221．1520012．htmI基金项目：国家自然科学基金(51376192)*通讯作者E．mail：hexuzhao@sina

6、com瑚吊格武t餐抠照．乐嘉凌．曲外锥乘渡体进气道实甩构型设计和性能分析￡J]．航空学报．2017。38(6)：120690．HExz．LEJLiDe．s啪ana。e哟∞anceana

7、ysiso{。ractica

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10、etCJ]，ActaAeronautIcaetAstronautIcas{nlca．2017，38(6)：120690．120690．1航空学报道与乘波体耦合。You⋯1和Li[151等主要是沿着展向采用密切内锥／外锥的方法获得一体化的前体进气道。现有的研究多停留在概念设计阶段，缺少详细的流动结构及参数的分析研究，以确

11、认设计方法的可行性。同时一体化前体进气道在宽范围内的流动压缩特性，也应重点关注。设计的新型构型必须具有高容积特性和良好的结构可实现性。笔者前期构建了一套密切曲面内锥乘波前体进气道(OsculatingInwardturningConeware—riderforebodyInlet，OICwI)设计方法[16r17]，并完成了仿真和试验研究[17-18]。基于内锥的一体化前体进气道，流动压缩性能优良，但在装载容积和结构实现方面，存在进一步提升的空间。本文介绍了新型曲外锥乘波前体进气道(CurvedConeWaveriderfor