高升阻比乘波體氣動特性研究.pdf

1、乘波體是一種“乘坐”在激波上的高超聲速飛行器，具有高升力、低阻力和高升阻比的特點。通過優(yōu)化乘波體的研究有望突破“升阻比屏障”，實現(xiàn)更加出色的氣動布局。因此乘波體的設計與研究已經成為國際航空航天領域的熱點之一，各個學科都將乘波體作為最新的高超聲速飛行器的氣動布局模型。
　　首先詳細介紹了乘波體的研究經歷和國內外發(fā)展現(xiàn)狀，通過分析不同流場生成乘波體的優(yōu)缺點，得出生成乘波體模型的適用流場；選取來流馬赫數(shù)Ma=6的圓錐流場為基準流場，利用

2、四階Runge-Kutta插值法計算錐形流場控制方程Taylor-Maccoll，得到激波角和流場流線方程；通過對選取自由來流的上表面方程與圓錐激波方程相交得到前緣曲線，采用反設計法建立了乘波體的數(shù)學模型。
　　在應用計算流體力學對乘波體各參數(shù)分析的基礎上，通過數(shù)值模擬計算出設計點及非設計點處乘波體氣動特性隨馬赫數(shù)、迎角的變化規(guī)律，得到設計點處滿足乘波體穩(wěn)定飛行的速度范圍，并證明了本文所用反設計方法理論的正確性。研究表明：乘波體的

3、升阻比隨迎角和馬赫數(shù)的增加而增加，且增長率逐漸變小，最終趨于平穩(wěn)；飛行高度不同對乘波體的氣動特性沒有明顯的影響；馬赫數(shù)Ma=6的錐導乘波體穩(wěn)定飛行的速度范圍是Ma=4.8~6.3。
　　最后對乘波體進行前緣鈍化，引入邊界層理論進行網格劃分，分析研究了不同鈍化半徑下設計點處乘波體氣動特性以及非設計點處來流馬赫數(shù)、迎角的變化對乘波體氣動性能的影響，得到乘波體前緣表面最大溫度；同時，綜合氣動性能、氣動熱和體積等因素得出最佳鈍化半徑方案。