飞行器总体设计.docx

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1、雷Jvp球研究生课程考试答题册得分：学号姓名考试课目飞行器总体设计考试日期西北工业大学研究生院声明：本文选取的进气道模型为外压式三锲进气道(见后图)。故计算方法与构型设计仅针对此类进气道。1.高超声速进气道相关专业术语声明：(1)捕获高度（三）,即当飞行器或发动机高度方向垂直于自由流方向时，以进气道唇口和外压缩面构成的最大高度差，单位根。(2)捕获宽度(W),即当飞行器或发动机高度方向垂直于自由流方向时，进气道侧缘构成的最大宽度，单位根。(3)捕获面积(4),即流入进气道的气流在远前方自由流管的横截面积，单位Tn2o(4)基准捕获面积U0),即当攻角为0时，由划归于进气道的外压缩面和进气道前缘

2、所围成的面积逆流远前方在其垂直面上的投影面积。外压缩面可包括部分或全部预压缩前体，计入捕获面积的最大高度不超过捕获高度,最大宽度不超过捕获宽度，单位租2。(5)基准捕获流量go),即当攻角为0时，按基准抽获面积计算的自由流管流量，单位3/S。(6)内通道进口面积(A。，即构成进气道全时闭管道起始位置的截面积，该截面垂直于当地气流平均速度方向，单位Hl?。(7)喉道，即进气道内通道最小截而处，般为隔离段进口。(8)总收缩比(Cr),即基准捕获面积与喉道横截面积之比：r4。Cr=-AtkAq-基准捕获面积(Hl?)；喉道横截面积(m2)。(9)内收缩比(Cr1),即内通道进口面积与喉道面积之比：r

3、4。F4-内通道进口面积(m2)；2.高超声速进气道性能参数定义高超声速进气道性能评估的指标很多，其中最常用、最重要的指标就是代表压缩效率的总压恢复系数、代表流量捕获能力的流量系数。此外，进气道的起动能力、抗反压能力、进气道的阻力特性等也是进气道性能的重要指标，在此我们仅探讨前两项重要指标总压恢复系数与流量系数。(1)流量系数(),即实际进人进气道的流量与基准捕获流量之比：=hm0m-实际进入进气道的流量(Ws);(2)总压恢复系数(。)，即进气道出口处气流总压与来流总压之比：o=Pi/Po；3.外压式多级进气道构型下各参数设计原理与性能计算细则为保证进气道总压恢复系数损失较小，对于具有n-1

4、道斜激波，一道正激波的多波系进气道，KQSWatiSCh提出了用于求极值的方法来确定总压恢复系数的理论。经过任一道激波的总压恢复系数为：。产结(i=OJ,.n-l)Pi对于绝热压缩过程：对于整个激波系:由平面激波理论:P,k-l21p2k+1k+fl2sin2lP，22.2oAI=-M：sinB.-T-Pik+,A+1PiPl故可得总压恢复系数:另外，激波前后马赫数之间关系为:l . A 】，2I 十 -M) T C22 _ ( _ PR”f门P曲21令:将上式代入波前波后马赫数关系式得:6=&L=局g,EPi子=f,g,故通过全部11道激波的总压恢复系数为：巴=*=nL=Il户gMPo=Pi

5、i=0现问题为确定各激波的倾斜角例(i=0,1,2.n-2),使得最终的总压恢复系数达到最大值。为简化计算，对上式取对数并求其最大值。In4=卜inf,+In心TPoI限制条件为：X川=ifgtXl=ylt-t具体步骤省略，运用拉格朗日多项式求极值方法可以得到：=y=%=yt-2即，为得到最大的总压恢复系数，各斜激波前的法向马赫数应该相等，即AfOSinBo=AflSinl=M2sin2=AfISinBT因而，各斜激波的总压恢复系数相等：,=常数Pi此外，极值分析还可得到:i+-!/Ll+AzlAel-g。尸.V0-I(DML +根据上式，即可确定MO时的最大总压恢复系数，且各道斜激波的Mi,

6、t,以及气流经过斜激波的折角色,Mn-I可以由以下近似公式确定：实例示例:AfI=0.94MoSinBO（1.5Af05,n=2.3.4时）采用如上三级压缩进气道，设计马赫数为2.2,通过上述方法计算可得到，三级压缩的转角约为8（近似数值计算下的最优解），全部激波汇聚于唇口，唇罩内壁倾斜角为24。其余参数设置：W=2.5m,tHc=0.5m;/=Ilm0（1为进气道长度）转折角实际解算结果：（一级略小于8,三级略大于8）237.36858.05478.5769流量系数解算：当来流马赫数为2.2时，即按照规定设计运行，此时三道斜激波汇聚于唇口，流量系数为K当来流马赫数大于2.2时，激波角减小，来

7、流不存在损失，流量系数仍为K当来流马赫数小于2.2时，激波角增大，超出唇口位置，流量系数减小：为简化运算，在考虑二维平面时，流量系数可近似表示为：从唇口处逆向计算，考虑唇口高度为HO,经过斜激波1则扩张为HI当经过所有斜激波后，扩张为Hn-I,则此时，流量系数可表示为：=HnT/%其中，“8为进气道最大迎风口高度。解算结果：0.950.90.850.80.7511111-1.522.533.544.55马赫数即，在小于额定马赫数是，激波角增大使得气流未能完全压缩进入喉道，达到额定马赫数后恰好完全进入。总压恢复系数由前文多级乘算得到：OS=l23在规定马赫数2.2下，由上文的KQswatisch

8、最优设计原理，其各个激波处前后的总压恢复系数应当相同（名最大时各量极值处）：1=2=3=0.9922t-lIxldouble11I0.9922总压恢复系数为：s=123=0.97691print总压恢复系数=0.97691流量系数=1W考虑在不同马赫数时总压恢复系数的变化：0.55 ,1.522.533.544.55马林数白喉期B*图中在三马赫数处出现明显错误：原因分析:算法并未考虑波系相交问题;当马赫数增大，斜激波角度减小，此时在喉道处可能产生波系相交（见下图）:即两个斜激波相交后聚合为更强的斜激波，此时新生成的激波角介于汇聚前的两个激波角之间，可由以下公式确定：PCPbcDyMtc,泗，C

9、PBCJM（C1小MQjC-1处理方案：修正激波角参数，当两激波相交时由上式计算新激波角，并用该激波代替相交前激波。修正后，不同马赫数下总压恢复系数计算：（在发生波系相交前Ma小于2.2时几乎没有变化）10.950.90.850.80.750.70.650.60.551.522.533.544.5与文献吻合度较高。调研目标：Hyper-X43A高超音速飞行器简介：X-43A是美国国家航空航天局(NASA)旗下德莱顿飞行研究中心所开发的极音速飞行实验机,它就是一款速度达到1.15万公里/小时的飞机，也是迄今为止人类所造出使用外进气动力的飞行器中，速度最快的纪录保持者。一.气动外形设计方法：376

10、cm一76Cm366cm-图示为X-43尺寸与结构参数。到目前为止，大量关于X43的研究工作主要集中在飞行器前体与进气道的融合设计、后体和尾喷管的匹配研究、飞行器壁面与进气道的优化设计、乘波体构形与进气道的耦合影响以及燃烧室的工作状态对飞行器气动特性的影响。事实上，推进系统各部件的流道之间存在强烈的耦合作用，并对飞行器的气动力特性有着显著的影响。考虑其飞行包线，X43采用了乘波体构型，作为一种特殊的升力体构型，其升力/升阻比优于旋成体或一般升力体，有效容积大于薄翼构型。X43的机身后部设计有全动式水平尾翼和双垂直尾翼与方向舵。同时，为满足10倍马赫数的高超声速巡航需求，为了将气动阻力降至最小，

11、X43A的前豫设计采用了非常小的曲率半径（0.08cm,后放宽到0.13cm）,控制面也相应的很薄。前机身下部的外形设计可以为超燃冲压发动机进气道提供外部压缩斜面，同时后机身下部的外形设计则可以提供单膨胀喷管面。机体的上表面采用缓和的曲率，机身前端包含有大块的压舱段，从而使飞行器的重心足够靠前，以提供近似中性的纵向稳定性。X43气动外形设计方法主要通过风洞实验及数值模拟研究，分析流道特征，研究飞行攻角、来流马赫数、雷诺数等对飞行器气动力特性的影响。高超声速流是速度远大于声速的流动，通常用自由流马赫数大于5作为高超声速流的一种标志。X43在大气密度很低的高空飞行，高超声速流的低密度效应对空气动力

12、的影响很显著，由于大气密度很低，以至于分子的平均里程与飞行器的特征长度具有相同的量级，空气介质不再连续，必须用分子运动论替代连续流的研究方法。低密度效应对高超声速飞行器的影响在于增加了其表面的负载，并且俯仰力矩系数也明显增大。飞行器在高超声速飞行时，其表面激波层薄，而边界层随机体表面温度增加而变厚，边界层的厚度与激波层相比不能略去，甚至还会出现整个激波层都具有粘性的情况。边界层变厚对无粘流产生影响，无粘流的变化反过来影响边界层的增长，出现了高超声速流的粘性相互作用。粘性效应使得高超声速飞行器的有效气动表面不再是机体表面而是边界层加上机体表面，与无粘分析相比，机体表面因粘性效应的影响存有摩擦，使

13、得高超声速飞行器压力分布与阻力都发生较为明显的变化。高超声速流的高温效应是由于高超声速飞行器运行在高动压条件下，高超声速气流通过激波压缩或粘性阻滞而减速时，运动的动能转化成热能，表面温度升高，当温度达到一定程度时，气体呈“非完全气体”模式。高超声速流的高温效应对高超声速飞行器影响最为明显的部分是其燃烧墙、进气道斜坡以及控制舵面。燃烧墙和进气道斜坡的温度高低直接影响到发动机能否正常工作，而控制舵面温度的高低则会影响到其操纵面的偏转和配置，这些都会对整个系统的稳定性产生影响。因此，必须采用耐高温材料和主动的制冷技术来抑制高温效应对高超声速飞行器的影响。X43助推器气动外形设计：X-43A的三次飞行

14、试验均采用飞马座火箭助推器。飞马座火箭第一级上的专用适配器是由轨道科学公司制造的。计划用B-52飞机将X-43A飞行器和“飞马座”火箭提升到初始的工作高度。试验旨在获得x-43从助推器分离后所需正净推力，以及试飞器在高超声速自由飞行条件下的空气动力系数。用所得空气动力数据和推力数据验证并改进现有的模拟和预测技术。飞马座火箭的气动外形类似一架飞机，火箭在外形、尺寸与发射质量方面均与X-15试验机相似。飞马座的基体结构、机翼与尾翼全部由质量轻、强度高的石墨纤维复合材料制成。在整个飞马座火箭结构质量中，石墨纤维复合材料占94乐铝合金只占5%,钛合金占1%。”飞马座火箭也是美国第一种完全利用计算机进行气动设计的运载火箭。它在NASA艾姆斯研究中心的数值气动模拟设施-克雷2、克雷XMP巨型计算机上，利用计算流体力学软件进行计算并完成了设计，整个研制过程没有进行风洞与缩比模型试验。二.热防护系统设计在穿越或飞行于大气层过程中表面受到强气动加热的作用，温度可达13272727。C甚至更高，因此对飞行器表面热防护系统提出异常苛刻的要求，同时高速飞行器表面不同部位在往返过程中将承受不同的热腐蚀环境，其表面须采用不同功能的热防护材料。其鼻锥、前缘、垂尾等部位采用的是高温/超高温防热材料，而飞行器表面其它部位则主要采用可重复使用的非烧蚀防隔热材料，外加热防护涂层。于是