内流道对高超声速飞行器动态特性影响分析

发布时间：2021-07-02 12:09

　　采用数值模拟的方法针对典型吸气式高超声速内外流一体化飞行器X-43A开展了动态特性研究。对动态特性的研究方法采用强迫振动法,非定常流场的时间推进采用双时间步的LU-SGS方法。针对飞行器内流道堵塞与通流两种状态以及内流道对整机动态特性的影响进行了分析。基于X-43A飞行器与飞马座助推器分离之后的弹道实测数据,对进气道堵罩分离前后的整机动态稳定性与机动性变化进行了分析。研究结果表明,X-43A飞行器在内流道堵塞与通流两种不同状态下俯仰通道均处于动稳定状态。在马赫7飞行过程中,飞行器动稳定性在堵罩分离之前减小,堵罩分离之后动稳定性增大。 

【文章来源】：航空计算技术. 2020,50(05)

【文章页数】：5 页

【部分图文】：

俯仰力矩系数曲线

在X-43A马赫7飞行过程中,依照文献[8]中与助推器分离之后的飞行弹道实测数据作为计算条件,利用与3.2节类似的方法,对X-43A飞行器在各典型弹道点开展非定常动态仿真,基于仿真结果利用方程(4)对内流道堵罩分离前后的俯仰阻尼导数进行计算,得到随飞行时间历程变化的俯仰阻尼导数如图4所示。图中前两个点表示内流道堵罩分离前的状态变化,后两个点表示堵罩分离之后的状态变化,由于第2、3点之间的飞行数据未被公开,因此用虚线相连接。由图可知,内流道堵罩分离前后飞行器俯仰阻尼导数均为负值,说明飞行器一直处于动稳定状态。但是动导数的绝对值在堵罩分离前减小,说明飞行器在堵罩分离之前在攻角有所增加以及飞行高度基本保持不变的情况下,俯仰通道阻尼力矩的降低造成动稳定性有所降低。在内流道堵罩分离之后,俯仰阻尼导数进一步减小,此时攻角由分离前的2.329°进一步增大至7.684°,导致动稳定性进一步降低。在弹道点3至4的过程中,随着飞行速度与攻角的逐渐减小,动稳定性逐渐增大,此后飞行器攻角一直维持在6.5°～7.2°之间。4 结论

X-43A飞行器在来流马赫数为5、攻角为2°时的定常流场对称面压力云图如图1所示。图中展示了内流道堵塞与通流两种情况,高速来流均在飞行器前缘形成了楔形激波。当内流道处于堵塞状态时,原内流道入口处的封闭壁面前方形成了弓形激波,导致激波后方压力增大,因此在进气道入口堵罩上存在高压区。当内流道处于通流状态时,由于X-43A前体与进气道的一体化设计,经过飞行器前体下表面形成的激波打在进气道下沿唇口,激波在内流道内经过壁面三次反射之后从内流道出口射出,进气道唇口边缘为高压区。

【参考文献】：
期刊论文
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[3]基于CFD数值仿真技术的飞行器动导数计算[J]. 米百刚,詹浩,朱军.  空气动力学学报. 2014(06)
[4]俯仰阻尼导数分量的CFD数值模拟[J]. 席柯,阎超,黄宇,王文,袁武.  北京航空航天大学学报. 2015(02)
[5]高超声速内外流一体化飞行器动态特性[J]. 刘绪,赵云飞,王东方,刘伟.  弹道学报. 2013(03)
[6]高超声速飞行器加速度导数数值模拟[J]. 刘伟,杨小亮,赵云飞.  空气动力学学报. 2010(04)

硕士论文
[1]高超声速内外流一体化飞行器动态特性研究[D]. 刘绪.国防科学技术大学 2011



本文编号：3260436