高超声速飞行器气动外形一体化设计方法研究
发布时间：2021-12-16 21:43
高超声速飞行器以超过5倍声速的速度飞行,具有很高的民用和军用价值。在高超声速飞行器设计的关键技术中,气动外形设计技术是重中之重,是整个飞行器设计的基础。气动外形不仅决定了高超声速飞行器是否能够高效地完成高速度飞行,还对结构设计、载荷安排、操稳控制等有着极其重要的影响。因为高超声速飞行器的飞行环境恶劣,所以在进行气动外形设计时需要考虑的因素众多,不同的气动部件间需要进行耦合设计,同一气动部件也需要具备多样的优良性能。本文通过对现有高超声速飞行器气动外形设计方法进行分析和总结,将气动外形设计研究的重点放在一体化设计上。在本文中,“一体化”的概念不仅包括气动部件之间、气动部件与整体气动布局之间的一体化设计,还包括同一气动部件或布局在不同状态下的综合性能一体化设计。本文主要研究了高超声速气动外形一体化设计中涉及的优化设计方法、流场数值模拟方法、几何参数化建模方法和乘波构型设计方法等相关内容,主要工作及创新点如下:（1）采用分步优化设计方法,实现了高超声速内收缩进气道综合性能的一体化设计。首先,对内收缩进气道的原准流场进行优化,在不损失压缩能力的前提下,通过改变壁面型线提升原准流场总压恢复能力和...
【文章来源】：西北工业大学陕西省 211工程院校 985工程院校
【文章页数】：150 页
【学位级别】：博士
【部分图文】：
高超声速飞行器气动外形一体化设计系统要点示意图
2 高超声速内收缩进气道综合性能一体化设计马赫线）C 和流线0C ，其数学表达是如式(0-1)所示，而2-1 所示。tan oody vdx udydx 流线；左行特征线；右行特征线； 流线与 x 轴夹角； 流线与马赫线夹角。
西北工业大学博士学位论文速流场。借助数值方法求解特征线方程分是最为便捷的手段，分为正向推进和反向推进两种推进方法。对于有旋的特征线方线，这三条特征线需要交于一点。正向方法首先由两条特征线求解第三条特征线。而反向方法则是先确定一点，三条特征线准流场的求解中，本文使用正向推进方法。由于存在三条不同条特征线也存在三种选择方式，本文选择由两个初始点（initia马赫线，再求解其交点并由交点反向求解第三条特征线——流 2-2 所示。在进行数值求解时，需要先将特征线方程和相容方欧拉预估矫正方法进行求解，即使用已知点与预估结果的平均，再利用这些平均值求解差分方程的相关系数，进而求解差分达到收敛条件。由于物理边界的流动情况各不相同，因此在求动和几何特点大体可以分为如下几种情况：内部点、物面边界等，具体求解方法可以见参考文献[176]。
【参考文献】：
期刊论文
[1]美国高超声速技术研究体系分析及启示[J]. 蔡闻一,饶成龙,江凌彤,钟欣欣. 军民两用技术与产品. 2017(13)
[2]2016年世界武器装备与军事技术发展新动向[J]. 方勇. 战术导弹技术. 2017(02)
[3]美国空军四代机性能特点研究[J]. 李杭. 黑龙江科技信息. 2016(32)
[4]从美国国防部2017财年科研预算看高超声速技术发展态势[J]. 胡冬冬,杨依然. 现代军事. 2016(05)
[5]定后掠角密切锥乘波体的生成和设计方法[J]. 段焰辉,范召林,吴文华. 航空学报. 2016(10)
[6]超声速翼型气动优化设计[J]. 曹长强,蔡晋生,段焰辉. 航空学报. 2015(12)
[7]高超声速内收缩进气道分步优化设计方法[J]. 王骥飞,蔡晋生,段焰辉. 航空学报. 2015(12)
[8]三维内转式进气道双激波基准流场的设计方法[J]. 卫锋,贺旭照,贺元元,吴颖川. 推进技术. 2015(03)
[9]基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展[J]. 张堃元. 航空学报. 2015(01)
[10]2014年国外高超声速技术发展动态回顾[J]. 牛文,李文杰,胡冬冬,叶蕾,乞征. 飞航导弹. 2015(01)
博士论文
[1]飞行器气动外形优化设计方法研究与应用[D]. 王丹.西北工业大学 2015
[2]基于代理模型和MOEA/D的飞行器气动外形优化设计研究[D]. 马洋.国防科学技术大学 2015
[3]马赫数分布可控的高超声速内收缩进气道及其一体化设计研究[D]. 李永洲.南京航空航天大学 2014
[4]压升规律可控的高超声速内收缩进气道设计方法研究[D]. 南向军.南京航空航天大学 2012
[5]复杂燃烧流场数值模拟方法研究[D]. 刘晨.南京航空航天大学 2009
[6]高超声速飞行器气动力气动热数值模拟和超声速流动的区域推进求解[D]. 贺旭照.中国空气动力研究与发展中心 2007
[7]空间推进算法及超燃冲压发动机部件优化设计研究[D]. 陈兵.北京航空航天大学 2006
[8]高超声速飞行器机体/发动机一体化及总体多学科设计优化方法研究[D]. 罗世彬.国防科学技术大学 2004
硕士论文
[1]高超声速飞行器技术发展研究[D]. 赵彪.哈尔滨工业大学 2010
[2]吸气式高超声速飞行器后体尾喷管优化设计[D]. 周正.中国空气动力研究与发展中心 2008
[3]基于混合遗传算法和复合形法的翼型优化设计[D]. 余刚.西北工业大学 2007
本文编号：3538869
【文章来源】：西北工业大学陕西省 211工程院校 985工程院校
【文章页数】：150 页
【学位级别】：博士
【部分图文】：
高超声速飞行器气动外形一体化设计系统要点示意图
2 高超声速内收缩进气道综合性能一体化设计马赫线）C 和流线0C ，其数学表达是如式(0-1)所示，而2-1 所示。tan oody vdx udydx 流线；左行特征线；右行特征线； 流线与 x 轴夹角； 流线与马赫线夹角。
西北工业大学博士学位论文速流场。借助数值方法求解特征线方程分是最为便捷的手段，分为正向推进和反向推进两种推进方法。对于有旋的特征线方线，这三条特征线需要交于一点。正向方法首先由两条特征线求解第三条特征线。而反向方法则是先确定一点，三条特征线准流场的求解中，本文使用正向推进方法。由于存在三条不同条特征线也存在三种选择方式，本文选择由两个初始点（initia马赫线，再求解其交点并由交点反向求解第三条特征线——流 2-2 所示。在进行数值求解时，需要先将特征线方程和相容方欧拉预估矫正方法进行求解，即使用已知点与预估结果的平均，再利用这些平均值求解差分方程的相关系数，进而求解差分达到收敛条件。由于物理边界的流动情况各不相同，因此在求动和几何特点大体可以分为如下几种情况：内部点、物面边界等，具体求解方法可以见参考文献[176]。
【参考文献】：
期刊论文
[1]美国高超声速技术研究体系分析及启示[J]. 蔡闻一,饶成龙,江凌彤,钟欣欣. 军民两用技术与产品. 2017(13)
[2]2016年世界武器装备与军事技术发展新动向[J]. 方勇. 战术导弹技术. 2017(02)
[3]美国空军四代机性能特点研究[J]. 李杭. 黑龙江科技信息. 2016(32)
[4]从美国国防部2017财年科研预算看高超声速技术发展态势[J]. 胡冬冬,杨依然. 现代军事. 2016(05)
[5]定后掠角密切锥乘波体的生成和设计方法[J]. 段焰辉,范召林,吴文华. 航空学报. 2016(10)
[6]超声速翼型气动优化设计[J]. 曹长强,蔡晋生,段焰辉. 航空学报. 2015(12)
[7]高超声速内收缩进气道分步优化设计方法[J]. 王骥飞,蔡晋生,段焰辉. 航空学报. 2015(12)
[8]三维内转式进气道双激波基准流场的设计方法[J]. 卫锋,贺旭照,贺元元,吴颖川. 推进技术. 2015(03)
[9]基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展[J]. 张堃元. 航空学报. 2015(01)
[10]2014年国外高超声速技术发展动态回顾[J]. 牛文,李文杰,胡冬冬,叶蕾,乞征. 飞航导弹. 2015(01)
博士论文
[1]飞行器气动外形优化设计方法研究与应用[D]. 王丹.西北工业大学 2015
[2]基于代理模型和MOEA/D的飞行器气动外形优化设计研究[D]. 马洋.国防科学技术大学 2015
[3]马赫数分布可控的高超声速内收缩进气道及其一体化设计研究[D]. 李永洲.南京航空航天大学 2014
[4]压升规律可控的高超声速内收缩进气道设计方法研究[D]. 南向军.南京航空航天大学 2012
[5]复杂燃烧流场数值模拟方法研究[D]. 刘晨.南京航空航天大学 2009
[6]高超声速飞行器气动力气动热数值模拟和超声速流动的区域推进求解[D]. 贺旭照.中国空气动力研究与发展中心 2007
[7]空间推进算法及超燃冲压发动机部件优化设计研究[D]. 陈兵.北京航空航天大学 2006
[8]高超声速飞行器机体/发动机一体化及总体多学科设计优化方法研究[D]. 罗世彬.国防科学技术大学 2004
硕士论文
[1]高超声速飞行器技术发展研究[D]. 赵彪.哈尔滨工业大学 2010
[2]吸气式高超声速飞行器后体尾喷管优化设计[D]. 周正.中国空气动力研究与发展中心 2008
[3]基于混合遗传算法和复合形法的翼型优化设计[D]. 余刚.西北工业大学 2007
本文编号：3538869
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