旁侧进气高超声速飞机概念研究及优化设计

	旁侧进气高超声速飞机概念研究及优化设计
英文题名	Conceptual Design and Aerodynamic Optimization of Hypersonic Airplane with Double Flanking Air Inlets
	胡守超
导师	杨国伟 ; 崔凯
	2014
学位授予单位	中国科学院研究生院
学位授予地点	北京
学位类别	博士
学位专业	流体力学
摘要	吸气式高超声速飞行器是近空间探索和未来可重复使用空天运载工具的主要载体，关于这一领域的研究也是目前国内外的热点问题。目前以超燃冲压发动机演示验证为目标的研究型飞行器已取得了较多重要进展，随着此领域研究的深入，以吸气式超燃冲压发动机为动力的高超声速飞机已逐渐为国内外学者所重视，而且可以预见，也必将为未来主要的研究方向之一。本文主要基于这一背景，从吸气式高超声速飞机气动构型的新概念构型和先进数值优化方法研究两个主要方面开展工作，主要完成的研究内容如下：针对吸气式高超声速飞机的特点和需求，首次提出了一种基于双乘波体旋转对拼的旁侧进气前体设计方案。以CFD数值模拟为气动性能评估手段，对具有不同基准乘波面、不同拼装参数的前体构型进行了分析，数值分析结果表明，该方案下左右乘波面可在较大程度上保持乘波体的优势，一方面可对来流进行合理压缩，保证进气道入口截面处的流场均匀性以及较高的来流捕获量；另一方面亦具有较好的升阻性能。以降低飞行器前缘热流峰值及热流分布均匀化为目标，基于数值分析和优化设计，给出了一种热流密度峰值最小化的新型钝化前缘型线。与圆弧钝化相比，在相同钝化厚度下其热流密度峰值减小了约20%，且前缘热流密度值在驻点附近区域呈近似均匀分布。尽管其热流密度峰值随着飞行攻角的增加而有所增加，但在攻角小于15°时，其热流密度峰值相对于圆弧前缘仍能减小4%以上，即在较大的攻角范围内表现出了良好的气动热防护性能，适用于本文高超声速飞机的气动热防护要求。此外，该前缘型线应用于轴对称鼻锥钝化时，具有相似的热防护效果（与对应的圆锥钝化相比，热流密度峰值减小25%~30%）。开展了代理模型优化设计方法研究，基于CMAC神经网络构建思想提出了一种新的广义基函数代理模型（GBF）。GBF模型从某种意义上而言可将常规的多项式、Kriging、RBF代理模型概括为它的一种特例，并对它们作出拓展。文中采用Fortran语言开发了均匀试验设计、多项式代理模型、Kriging代理模型、RBF代理模型以及基于径向基函数的GBF代理模型程序模块。同时，以高超声速飞机方案-II构型为分析案例，对比分析了上述代理模型的拟合精度。针对两种不同的前体构型，采用翼/身融合设计思路，开展了高超声速飞机方案-I、方案-II两个整机构型设计及气动性能数值评估，并基于代理模型优化设计方法对方案-II构型完成了整机气动性能优化分析。从整机分析结果来看，旁侧进气的气动布局设计将整个内流道完全包裹在飞行器内部，为机身尤其是腹部外形的设计提供了较大的自由度，且可增大飞行器的升力面。同时，在进气道流量捕获方面，旁侧进气布局继承了腹部进气的优势，即在大攻角飞行状态下亦能较好地保证进气道的流量捕获。本文工作为未来吸气式高超声速飞机的构型设计提出了一种可行的新思路，其结果可为进一步的实际设计提供参考。
索取号	31130
语种	中文
文献类型	学位论文
条目标识符	http://dspace.imech.ac.cn/handle/311007/48975
专题	高温气体动力学国家重点实验室
推荐引用方式 GB/T 7714	胡守超. 旁侧进气高超声速飞机概念研究及优化设计[D]. 北京. 中国科学院研究生院,2014.

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