吻切锥乘波机的构型设计与性能研究 被引量：4

1

作者 肖洪 商旭升 +1 位作者 王新月 廉小纯 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2004年第2期127-130,共4页

以圆锥绕流流场为基础,给定进气道进口曲线运用吻切锥理论生成了不同的乘波机构型,并对乘波机进行了包括升力、粘性阻力、波阻、升阻比、乘波机长度、体积、容积效率等各主要性能指标在内的性能计算,初步确定出了吻切锥乘波机构型和性... 以圆锥绕流流场为基础,给定进气道进口曲线运用吻切锥理论生成了不同的乘波机构型,并对乘波机进行了包括升力、粘性阻力、波阻、升阻比、乘波机长度、体积、容积效率等各主要性能指标在内的性能计算,初步确定出了吻切锥乘波机构型和性能的变化规律及其决定性定型参数。计算结果表明:源流场圆锥半锥角、进气道进口高度是乘波机性能的决定性因素;在乘波机容积效率要求较高的设计要求下,粘性阻力占乘波机阻力的主导地位,其初设计过程也必须考虑粘性的影响。乘波机的生成过程和性能计算充分证明了乘波机作为高超声速飞行器和空天飞机外形的三项无与伦比的性能:较高的升阻比、由流场推算乘波机外形的反设计和一体化设计性能。 展开更多

关键词 乘波机 吻切锥 构型 性能

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乘波依赖区

2

作者 孟旭飞 白鹏 +2 位作者 刘建霞 陈立立 刘传振 《力学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第6期1644-1654,共11页

在应用乘波体设计气动布局时,一般默认乘波面不可修改,这带来了例如下表面修形困难、容积不可调等问题.文章提出乘波依赖区的概念,即决定乘波体主激波的物面区域,借助特征线理论,确定无黏轴对称超声速流场中激波依赖的流场区域,将此部... 在应用乘波体设计气动布局时,一般默认乘波面不可修改,这带来了例如下表面修形困难、容积不可调等问题.文章提出乘波依赖区的概念,即决定乘波体主激波的物面区域,借助特征线理论,确定无黏轴对称超声速流场中激波依赖的流场区域,将此部分区域流场作为基准流场,追踪流线生成相应的乘波曲面即为乘波依赖区.根据斜激波理论初步分析了影响乘波依赖区大小的因素,并使用计算流体力学技术对保留不同乘波面范围的测试外形进行了验证,分析后缘截面及对称面流场激波结构及升阻力特性和纵向稳定性.结果表明,仅保留乘波依赖区即可维持主要的激波形状,使得激波附着于测试外形前缘,保持良好的乘波特性.乘波依赖区力图在不破坏乘波效应的基础上,确定乘波体的哪些区域可以修改,对乘波体扩容、减阻、宽速域设计和进气道安装布置具有一定参考意义. 展开更多

关键词 乘波体 密切锥 激波 依赖区 特征线

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一种新型乘波体设计方法研究 被引量：5

3

作者 陈立立 郭正 +2 位作者 邓小龙 侯中喜 汪文凯 《航空工程进展》 CSCD 2019年第5期673-680,690,共9页

吻切锥乘波体是一种非常重要的高超声速飞行器设计构型,设计出既具有较高升阻比又能保持较高容积效率的乘波体,仍然是研究的难点。提出一种新型吻切乘波体设计方法,以圆锥流场为基准,在上表面出口型线(FCC)和下表面激波出口型线(ICC)基... 吻切锥乘波体是一种非常重要的高超声速飞行器设计构型,设计出既具有较高升阻比又能保持较高容积效率的乘波体,仍然是研究的难点。提出一种新型吻切乘波体设计方法,以圆锥流场为基准,在上表面出口型线(FCC)和下表面激波出口型线(ICC)基础上引入一条新的出口激波圆心曲线;通过调整出口激波曲率半径达到改变乘波体体积和容积率的目的;设计四种乘波体——传统吻切锥乘波体、激波半径减小乘波体、激波半径加长乘波体和直线ICC乘波体,并采用CFD数值模拟方法对四种乘波体进行对比分析。结果表明:所提乘波体设计方法合理可行;在无粘条件下,容积率小的乘波体拥有更大的升阻比;在粘性条件下,四种乘波体升阻比接近,本文设计的乘波体具有更大的容积率和更好的应用价值。 展开更多

关键词 高超声速 乘波体 吻切锥 升阻比 容积率

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给定前缘线平面形状的密切锥乘波体设计方法 被引量：4

4

作者 刘传振 白鹏 +1 位作者 王骥飞 刘强 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2019年第4期991-997,共7页

乘波体因其高超声速阶段的高升阻比性能成为目前研究的热点,但其本身的诸多性能缺陷限制了其在工程中的实际应用.密切锥乘波体设计是目前应用较广的乘波体外形设计方法,具有较高的灵活性和生成效率.本文以弥补乘波体性能缺陷,提高乘波... 乘波体因其高超声速阶段的高升阻比性能成为目前研究的热点,但其本身的诸多性能缺陷限制了其在工程中的实际应用.密切锥乘波体设计是目前应用较广的乘波体外形设计方法,具有较高的灵活性和生成效率.本文以弥补乘波体性能缺陷,提高乘波体设计灵活性为目的,拓展了密切锥乘波体设计方法,推导设计方法中激波出口型线、流线追踪起始线与平面形状轮廓线之间的几何关系,并使用一个微分方程组给出了具体的数学表达,奠定了定平面形状乘波体设计的理论基础.通过介绍此微分方程组的数值求解过程,并分析应用此关系的注意事项,本文提出了给定前缘线平面形状的密切锥乘波体设计方法.根据此设计几何关系,以渐变前缘、弯曲前缘和双后掠等为例生成定平面形状乘波体外形,结合计算流体力学方法分析这几类外形的流场,通过流场分布与设计曲线的比较,说明通过此方法设计得到的乘波体外形保持了高超声速状态的乘波特性,并可以方便的控制平面形状,为提高乘波体的设计灵活性、改善性能缺陷提供了新的途径. 展开更多

关键词 密切锥 乘波体 几何关系 定平面 渐变前缘

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高超声速乘波体扩容设计及流场快速预测 被引量：4

5

作者 侯强 苏纬仪 +2 位作者 孙斐 崔晟 王谋远 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第3期564-574,共11页

为发展一种兼具乘波体高升阻比和升力体高容积率的气动设计与预测方法,开展了3个方面的研究工作。基于升力体和乘波体融合设计理念,提出了一种大容积率、高升阻比的乘波前体的扩容设计方法。对扩容设计的乘波前体进行了数值模拟,获得了... 为发展一种兼具乘波体高升阻比和升力体高容积率的气动设计与预测方法,开展了3个方面的研究工作。基于升力体和乘波体融合设计理念,提出了一种大容积率、高升阻比的乘波前体的扩容设计方法。对扩容设计的乘波前体进行了数值模拟,获得了典型设计参数对前体容积率、升阻比等气动性能参数的影响规律。基于本征正交分解理论和径向基函数建立了高超声速乘波前体流场结构和气动性能参数的快速预测模型,并对扩容设计的乘波前体流场开展了快速预测研究。研究表明:相比于未扩容之前,高度为5、10 mm时,容积增加8.00%和15.00%;基于本征正交分解理论的快速预测方法可精确、快速地获得不同几何设计参数下乘波前体的流场,预测误差不高于2.00%。 展开更多

关键词 乘波体 吻切锥 流线追踪 本征正交分解 径向基函数 快速预测

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吻切锥高超声速乘波构型的优化

6

作者 肖洪 吴丁毅 +1 位作者 刘振侠 廉小纯 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2008年第6期183-185,188,共4页

运用吻切锥法生成了高超声速乘波构型,对乘波构型进行了全三维流场计算,研究了乘波构型在不同飞行状态下的气动性能。采用结合惩罚函数的单纯形法对吻切锥乘波构型在设计状态下以升阻比最大为目标分别进行了不考虑约束条件以及以容积效... 运用吻切锥法生成了高超声速乘波构型,对乘波构型进行了全三维流场计算,研究了乘波构型在不同飞行状态下的气动性能。采用结合惩罚函数的单纯形法对吻切锥乘波构型在设计状态下以升阻比最大为目标分别进行了不考虑约束条件以及以容积效率、前体长度为约束条件的构型优化,生成了更为适合工程应用的乘波构型。计算结果表明:吻切锥乘波构型的设计状态升阻比通过优化设计可以得到大幅提高,最大升幅为35.99%;考虑约束条件后升阻比仍有较大升幅,最大升幅24.91%。 展开更多

关键词 乘波构型 吻切锥 优化 升阻比

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基于密切曲锥的乘波构型一体化飞行器设计方法研究 被引量：11

7

作者 吴颖川 贺元元 +1 位作者 贺伟 乐嘉陵 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2014年第1期8-13,共6页

描述了基于密切曲锥的乘波构型一体化飞行器设计方法。其特点是采用曲面乘波压缩前体,前体进气道压缩面基准流场由激波和等熵压缩波轴对称流场组成,三维乘波面采用密切曲锥方法由前缘线各点流线跟踪拟合构成流面;前体上表面由变半径轴... 描述了基于密切曲锥的乘波构型一体化飞行器设计方法。其特点是采用曲面乘波压缩前体,前体进气道压缩面基准流场由激波和等熵压缩波轴对称流场组成,三维乘波面采用密切曲锥方法由前缘线各点流线跟踪拟合构成流面;前体上表面由变半径轴对称特征线法生成基准流场并流线跟踪构成流面;尾喷管根据发动机燃烧室出口参数构造特征线流场并流线跟踪得到膨胀型面。快速的分析工具采用工程计算、一维燃烧室计算与经验公式相结合的方法对飞行器性能进行初步评估。所设计的三米量级一体化模型飞行器通过数值计算和风洞试验对性能进行了验证,结果表明,飞行器在设计状态基本达到设计要求,发动机正常点火工作,飞行器得到正推力,采用的气动性能快速分析估算方法对气动力的预测较为准确。 展开更多

关键词 高超声速飞行器 一体化设计 密切曲锥 流线跟踪 乘波体 性能验证

全文增补中

密切曲内锥乘波前体进气道低马赫数性能试验研究 被引量：8

8

作者 周正 贺旭照 +1 位作者 卫锋 乐嘉陵 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第8期1455-1460,共6页

基于密切曲内锥乘波前体进气道的一体化设计方法,生成了内外流匹配的一体化三维乘波前体进气道理论构型。在几何约束条件下,完成了实用化构型设计,其总收缩比4.6,内收缩比2.0。开展了来流马赫数3.0,3.5,4.0条件下的风洞试验研究。试验... 基于密切曲内锥乘波前体进气道的一体化设计方法,生成了内外流匹配的一体化三维乘波前体进气道理论构型。在几何约束条件下,完成了实用化构型设计,其总收缩比4.6,内收缩比2.0。开展了来流马赫数3.0,3.5,4.0条件下的风洞试验研究。试验研究结果表明,一体化前体进气道可以在来流马赫数3.5及以上自起动;在马赫3.5和4.0,攻角0°时,其流量捕获系数分别为0.65和0.73,最大抗反压性能分别为26倍和38倍的来流压力。本文的试验研究结果,证实了设计的一体化密切内锥乘波前体进气道能够在吸气式高超声速飞行器的低马赫数端正常工作,并具备较高的流量捕获系数。 展开更多

关键词 乘波体 进气道 一体化 密切内锥 风洞试验

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基于离散伴随的高超声速密切锥乘波体气动优化设计 被引量：3

9

作者 刘超宇 屈峰 +3 位作者 孙迪 刘传振 钱战森 白俊强 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第4期59-77,共19页

基于定平面形状的密切锥乘波体设计方法能够显著提高传统乘波体的设计灵活性和整体升阻特性。但是该类乘波体在设计时忽略了三维效应、黏性效应以及头部/前缘的钝化效应,在设计工况下仍会出现溢流,升阻比难以达到最优;另外,这类乘波体... 基于定平面形状的密切锥乘波体设计方法能够显著提高传统乘波体的设计灵活性和整体升阻特性。但是该类乘波体在设计时忽略了三维效应、黏性效应以及头部/前缘的钝化效应,在设计工况下仍会出现溢流,升阻比难以达到最优;另外,这类乘波体仍具有传统乘波体在偏离设计条件下气动特性会出现恶化的不足。因此,有必要在考虑黏性的情况下,针对定平面形状的密切锥乘波体开展全机气动优化设计。结合基于全速域通量求解方法和RANS湍流模型的高精度CFD求解器、鲁棒的结构网格变形方法、自由变形参数化方法、离散伴随方法以及序列二次规划算法,实现了基于离散伴随的高超声速飞行器气动优化设计方法。基于上述方法,针对定平面形状的密切锥乘波体开展了单点和多点的三维整机气动优化设计。在400万多块结构网格、600个设计变量以及303个设计约束条件下,所采用的离散伴随优化方法仅花费2240CPU小时和3360CPU小时即完成了三维整机单点和多点的优化设计。结果表明,相较于初始构型,单点优化得到的构型在设计状态下的升阻比提升了近5%;多点优化得到的构型可保证在设计点状态升阻特性没有损失的同时,将非设计点的升阻比提升10%以上,进而在一定程度上改善了定平面密切锥乘波体的理论局限性。 展开更多

关键词 高超声速 气动优化设计 离散伴随 密切锥乘波体 定平面

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曲面乘波进气道非设计状态性能研究 被引量：3

10

作者 吴颖川 姚磊 +2 位作者 杨大伟 王铁军 贺元元 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2015年第4期26-31,共6页

高超声速进气道在宽马赫数工作范围内保持高性能一直是个技术难点。设计了一种曲面乘波压缩进气道，并通过改变封口激波马赫数以满足宽马赫数范围内（Ma4．5～Ma6）高性能的要求。数值及实验研究结果表明：适当降低进气道的封口马赫数（... 高超声速进气道在宽马赫数工作范围内保持高性能一直是个技术难点。设计了一种曲面乘波压缩进气道，并通过改变封口激波马赫数以满足宽马赫数范围内（Ma4．5～Ma6）高性能的要求。数值及实验研究结果表明：适当降低进气道的封口马赫数（从 Ma6降至 Ma5．5）可以有效提高非设计点低马赫数时进气道的流量系数，从而提高超燃冲压发动机的非设计状态低马赫数推进性能；选择适当进气道侧板豁口后掠角度，又能保证低马赫数时进气道能够自起动，同时高马赫数时的发动机性能也能够基本保持，适当减小封口马赫数的进气道能够满足宽马赫数范围工作要求。 展开更多

关键词 高超声速 进气道 乘波体 非设计状态

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定后掠角密切锥乘波体的生成和设计方法 被引量：22

11

作者 段焰辉 范召林 吴文华 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第10期3023-3034,共12页

对定后掠角密切锥乘波体(OCWRCAS)的生成方法和考虑黏性的设计方法进行了研究。定后掠角乘波体的前缘具有特定的后掠角,能够在上表面产生稳定分离涡从而改善乘波体的气动性能。本文首先在传统密切锥乘波体生成方法的基础上给出了定后掠... 对定后掠角密切锥乘波体(OCWRCAS)的生成方法和考虑黏性的设计方法进行了研究。定后掠角乘波体的前缘具有特定的后掠角,能够在上表面产生稳定分离涡从而改善乘波体的气动性能。本文首先在传统密切锥乘波体生成方法的基础上给出了定后掠角密切锥乘波体的生成方法;从前缘后掠的几何特征中提取了后掠角、激波角和前缘曲线程度等设计变量,并研究了设计变量的取值范围;以遍历设计空间的思路对两类定后掠角密切锥乘波体进行了设计分析,研究了升阻比、体积效率随设计变量的变化规律,然后在设计空间内进行了多目标寻优;最后使用计算流体力学方法对定后掠角乘波体的乘波特性和涡升力特性进行了验证。结果表明,由本文生成方法得到的定后掠角密切锥乘波体具有明显的乘波特性并且能够在较高的升阻比时保证一定的体积效率;定后掠角前缘能够在一定的迎角下在上表面产生稳定的分离涡,产生涡升力。 展开更多

关键词 乘波体 密切锥 黏性 后掠角 涡升力

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基于三维内转式进气道的前体一体化设计

12

作者 李铮 袁化成 杨德壮 《机械制造与自动化》 2023年第4期60-63,共4页

提出一种基于气动融合的内转式进气道/吻切锥乘波前体的一体化设计方法。介绍吻切锥乘波前体设计方法并进行仿真验证,提出基于给定内转式进气道的吻切锥前体匹配方法,根据一体化方法进行典型构型设计与数值仿真。仿真结果表明:基于此方... 提出一种基于气动融合的内转式进气道/吻切锥乘波前体的一体化设计方法。介绍吻切锥乘波前体设计方法并进行仿真验证,提出基于给定内转式进气道的吻切锥前体匹配方法,根据一体化方法进行典型构型设计与数值仿真。仿真结果表明:基于此方法得到的前体/进气道构型在设计状态流量捕获系数达到了0.963,进气道喉道总压恢复系数为0.675。 展开更多

关键词 飞行器 吻切锥 乘波前体 内转进气道 一体化设计

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马赫数离散方式对吻切锥变马赫数乘波飞行器构型和气动性能的影响 被引量：3

13

作者 赵振涛 黄伟 +2 位作者 金宏盛 王宏 董媛平 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第12期168-184,共17页

为进一步认识吻切锥变马赫数乘波飞行器(Osculating Cone Variable Mach number WaveRider,OCVMWR)设计方法、拓展乘波飞行器在空天飞机等可重复使用飞行器设计领域的实用性,利用数值仿真方法对比了设计马赫数离散方法对吻切锥变马赫数... 为进一步认识吻切锥变马赫数乘波飞行器(Osculating Cone Variable Mach number WaveRider,OCVMWR)设计方法、拓展乘波飞行器在空天飞机等可重复使用飞行器设计领域的实用性,利用数值仿真方法对比了设计马赫数离散方法对吻切锥变马赫数乘波飞行器几何构型和气动性能的影响。为确保开展的研究具有代表性,从函数的(非)线性、单调性和凹凸性3个方面出发,选取了线性递减函数、正弦函数、余弦函数、1-正弦函数和1-余弦函数作为给定设计马赫数区间的离散方法。研究结果表明,设计马赫数离散方法的不同特性均对OCVMWR的几何构型和气动性能产生了不同程度上的影响;其中,单调性的影响最大。具体来说,离散方法具有单调递增性质的OCVMWR构型比具有单调递减性质的OCVMWR构型在构型中间处更长、更厚一些,而在构型边缘处则更窄一些;同时,其升阻比更低。 展开更多

关键词 乘波飞行器 吻切锥 宽速域飞行器 变马赫数 马赫数离散方式 气动性能

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密切内锥乘波前体进气道一体化设计和性能分析 被引量：29

14

作者 贺旭照 周正 倪鸿礼 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第4期510-515,共6页

采用特征线方法设计了具有直线初始激波、内收缩段消除激波反射、出口参数均匀可控的基准内锥流场。基于密切内锥(Osculating Inward turning Cone,OIC)乘波体设计方法,发展了密切内锥乘波前体进气道(Os-culating Inward turning Cone W... 采用特征线方法设计了具有直线初始激波、内收缩段消除激波反射、出口参数均匀可控的基准内锥流场。基于密切内锥(Osculating Inward turning Cone,OIC)乘波体设计方法,发展了密切内锥乘波前体进气道(Os-culating Inward turning Cone Waverider Inlet,OICWI)一体化设计技术。基于基准内锥流场和前体进气道一体化设计技术,设计了密切内锥乘波前体进气道。采用数值方法对设计的密切内锥乘波前体进气道进行了计算分析,结果表明无粘流场结构和基准内锥流场吻合,无粘模拟结果和理论设计结果吻合。粘性数值模拟结果显示一体化进气道具有较高的流量捕获率及总压恢复特性,进气道出口流场分布均匀。 展开更多

关键词 超声速进气道 乘波前体 一体化设计 密切内锥 流线追踪

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密切内锥乘波体设计方法和性能分析 被引量：23

15

作者 贺旭照 倪鸿礼 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2011年第5期803-808,共6页

发展了密切内锥乘波体的设计方法.密切内锥乘波体采用ICFA(internal conical flow A)流动作为基准流场,在定义乘波体出口激波型线(inlet capture curve,ICC)和前缘型线(front capture tube,FCT)后,采用密切轴对称技术及流线追踪技术,设... 发展了密切内锥乘波体的设计方法.密切内锥乘波体采用ICFA(internal conical flow A)流动作为基准流场,在定义乘波体出口激波型线(inlet capture curve,ICC)和前缘型线(front capture tube,FCT)后,采用密切轴对称技术及流线追踪技术,设计生成密切内锥乘波体.采用数值方法对设计的密切内锥乘波体在设计状态下进行了模拟,将理论设计结果和数值模拟结果进行了对比验证,数值模拟和理论设计结果一致吻合. 展开更多

关键词 乘波体 密切方法 密切内锥 流线追踪

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一种乘波前体进气道的一体化设计及性能分析 被引量：15

16

作者 贺旭照 秦思 +1 位作者 周正 倪鸿礼 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第6期1270-1276,共7页

采用特征线方法设计了具有直线初始激波、内收缩段消除激波反射、出口参数均匀可控的基准内锥流场.基于密切内锥(osculating inward turning cone,OIC)乘波体设计方法,发展了一体化密切内锥乘波前体进气道(osculating inward turning co... 采用特征线方法设计了具有直线初始激波、内收缩段消除激波反射、出口参数均匀可控的基准内锥流场.基于密切内锥(osculating inward turning cone,OIC)乘波体设计方法,发展了一体化密切内锥乘波前体进气道(osculating inward turning cone waverider inlet,OICWI)设计技术.基于一体化基准内锥流场和前体进气道设计技术,设计了密切内锥乘波前体进气道.采用数值软件对设计的乘波前体进气道进行了仿真分析,结论如下:①OICWI的设计是遵循气动原理的.②一体化密切内锥乘波前体进气道的前缘形状、内收缩比及出口参数可以根据需求定量准确设计.③理论设计结果和模拟结果吻合一致,证明设计方法是正确可靠的.④数值模拟研究结果表明一体化密切内锥乘波前体进气道具有较好的出口流场均匀度及较高的流量捕获率和较高的总压恢复特性. 展开更多

关键词 乘波前体 超声速进气道 一体化设计 密切内锥 流线追踪

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多级压缩锥导/吻切锥乘波体设计与对比分析 被引量：8

17

作者 吕侦军 王江峰 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第11期2103-2109,共7页

将乘波体作为以吸气式超燃冲压发动机为动力的高超声速飞行器的前体,不仅可以发挥乘波体优异的气动力性能,而且起到了高超声速飞行器前体对来流的预压缩作用.为了进一步提升乘波前体的预压缩作用,基于Sobieczky提出的吻切锥原理,发展了... 将乘波体作为以吸气式超燃冲压发动机为动力的高超声速飞行器的前体,不仅可以发挥乘波体优异的气动力性能,而且起到了高超声速飞行器前体对来流的预压缩作用.为了进一步提升乘波前体的预压缩作用,基于Sobieczky提出的吻切锥原理,发展了一种新的多级压缩乘波体外形的设计方法.将该设计方法应用到锥导和吻切锥乘波体的设计中,生成了具有多个压缩面的多级压缩锥导和吻切锥乘波体,同时对相同设计条件和具有相同投影曲线的前缘条件下获得的三级压缩锥导和吻切锥乘波体的性能进行了对比分析.研究结果表明数值模拟计算结果与设计预期完全吻合,该多级压缩乘波体设计方法可以应用于锥导和吻切锥乘波体. 展开更多

关键词 气动布局 高超声速 多级压缩 锥导乘波体 吻切锥乘波体

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密切曲面内锥乘波前体进气道设计和试验研究 被引量：8

18

作者 贺旭照 周正 +1 位作者 毛鹏飞 乐嘉陵 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2014年第3期39-44,共6页

介绍了密切曲面内锥乘波前体进气道（Osculating Inward turning Cone Waverider Inlet，OICWI）的一体化设计方法，对该型乘波前体进气道的性能进行了数值分析，针对该型一体化乘波前体进气道完成了风洞试验研究。理论设计结果和设计... 介绍了密切曲面内锥乘波前体进气道（Osculating Inward turning Cone Waverider Inlet，OICWI）的一体化设计方法，对该型乘波前体进气道的性能进行了数值分析，针对该型一体化乘波前体进气道完成了风洞试验研究。理论设计结果和设计状态无粘模拟结果一致，设计状态下的计算结果表明，前体进气道具有较高的总压恢复、较好出口流场均匀度及较高的流量捕获率。试验研究结果表明，改型一体化前体进气道在马赫数5～7条件下顺利启动，流场波系及压力分布同数值分析结果吻合。 展开更多

关键词 乘波体 进气道 一体化设计 密切内锥 流线追踪 试验研究

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吻切锥乘波构型优化设计与分析 被引量：5

19

作者 陈小庆 侯中喜 +1 位作者 何烈堂 柳军 《国防科技大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第4期12-16,共5页

吻切锥乘波构型是未来高超声速有动力巡航飞行器气动外形重要的设计参考。采用参数化设计方法实现了吻切锥乘波构型的设计,并利用工程估算的方法对构型的气动性能进行了分析;在多参数正交试验分析的基础上,开展了以升阻比,容积和容积率... 吻切锥乘波构型是未来高超声速有动力巡航飞行器气动外形重要的设计参考。采用参数化设计方法实现了吻切锥乘波构型的设计,并利用工程估算的方法对构型的气动性能进行了分析;在多参数正交试验分析的基础上,开展了以升阻比,容积和容积率为目标的设计优化。CFD计算显示,优化的外形具有良好的升阻比和容积率性能,且底部流动均匀,是实现高超声速飞行器前体/超燃发动机进气道一体化的重要参考。 展开更多

关键词 吻切锥乘波构型 多目标 容积 容积率

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吻切锥乘波构型参数化设计与正交试验分析 被引量：3

20

作者 陈小庆 侯中喜 +1 位作者 何烈堂 李健 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第4期385-389,400,共6页

为了获得外形控制参数对吻切锥乘波构型性能的影响程度,通过分析吻切锥乘波构型的生成特点和生成方法,在其参数化设计的基础上,运用正交试验设计方法分析了各个控制参数乘波构型性能的影响,确定了对气动性能和容积率影响较大的参数,为... 为了获得外形控制参数对吻切锥乘波构型性能的影响程度,通过分析吻切锥乘波构型的生成特点和生成方法,在其参数化设计的基础上,运用正交试验设计方法分析了各个控制参数乘波构型性能的影响,确定了对气动性能和容积率影响较大的参数,为进一步合理确定优化空间和优化策略提供指导。运用CFD方法对典型外形进行了性能分析,结果显示:吻切锥乘波构型具有较高升阻比,下表面中心区流动均匀,可为高超声速飞行器机身/进气道一体化提供参考。作为应用,基于正交试验结果设计了以吻切锥乘波构型作为前体的一个高超声速飞行器,验证了设计方法的合理性。 展开更多

关键词 吻切锥乘波构型 机身/进气道一体化 数值仿真 正交试验设计

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