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| 1 | 乘波概念应用于吸气式高超声速飞行器机体/进气道一体化设计方法研究综述显示文摘乘波体构型应用于吸气式高超声速飞行器设计主要有两大优势:一是可以高效地捕获预压缩后的气流;二是通过优化,可以实现飞行器的高升阻比性能设计。基于这两个优势,乘波概念应用于高超声速飞行器机体/进气道气动一体化设计可分为两大类:乘波前体/进气道一体化设计和乘波机体/进气道一体化设计,前者主要利用乘波体高效捕获预压缩气流的特性,而后者则同时利用乘波设计的两个优势。本文总结了国内外学者将乘波概念应用于机体/进气道一体化设计的两大类方法,对其进行了较为细致的分类,归纳总结出'通过设计基准流场进行流向设计、应用吻切理论或几何拼接方法进行展向设计'的总体设计思路,分析了今后的研究发展趋势。 | 丁峰 柳军 沈赤兵 刘珍 陈韶华 黄伟 | 2018 | 实验流体力学2018，32，6： | 12 |
| 2 | 高压捕获翼位置设计方法研究显示文摘高压捕获翼构型是一种合理利用机体/上置翼(简称捕获翼)间的耦合关系提高飞行器升力,进而大幅提高升阻比的高速飞行器新概念构型.基于其设计原理,捕获翼的位置与机体压缩激波和自身二次压缩激波的位置均直接相关,一般难以利用理论方法直接获得.针对这一问题,本文运用均匀实验设计方法在设计空间内获取样本点并利用计算流体力学分析和迭代获得其设计位置,之后通过构造代理模型建立捕获翼位置与设计参数间的模拟映射关系,进而发展了一种捕获翼位置设计的有效方法.在方法研究基础上以锥体-捕获翼组合构型作为实例对其进行验证.结果表明,该方法可在较大设计空间范围内准确判定捕获翼的设计位置.此外,针对这一构型还开展了基于代理模型的设计参数单因素分析.发现在设计空间内,前缘压缩角、来流马赫数、和捕获翼钝化半径等3个关键参数均与捕获翼位置呈单调正比例关系. | 李广利 崔凯 肖尧 徐应洲 | 2016 | 力学学报2016，48，3： | 9 |
| 3 | 基于实验设计方法的高超声速飞机前缘型线优化分析显示文摘为探索前缘线变化对吸气式高超声速飞机气动性能的影响,基于一种旁侧进气布局翼身融合体构型,在飞行马赫数6,攻角4?和高度26 km的巡航飞行条件下,结合运用增量修正参数化设计方法、均匀实验设计方法和计算流体力学模拟,分析了飞行器前缘型线与其升阻力系数及纵向压心等性能参数间的关系.计算结果表明,前缘线形状对飞行器升阻力系数明显高于其对纵向压心影响,设计空间范围内升力系数变化约21.3%,阻力系数变化约31.8%,升阻比变化范围约10.63%,但相对压心变化范围仅为3.87%.在此基础上,通过对典型构型物面压力分布进行分析,发现前缘线形状适当弯曲可利用飞行器下表面侧壁压缩产生的高压气流,利用二者的耦合效应使飞行器获得额外的升力增量. | 胡守超 崔凯 李广利 肖尧 司徒明 | 2016 | 力学学报2016，48，2： | 7 |
| 4 | 高压捕获翼构型跨声速流动特性初步研究显示文摘高压捕获翼是一种可以在高超声速条件下同时获得高升阻比、高容积率和高升力系数的新型布局概念。为初步分析该类新型布局的宽速域气动特性,以一种圆锥-圆台体组合高压捕获翼原理性构型为计算模型,以典型跨声速条件(马赫数0.92、0°攻角)为计算工况,进行了计算和分析。流场分析结果表明,在跨声速流动条件下,机体与高压捕获翼之间存在比较强烈的气动干扰,且干扰的强烈程度与高压捕获翼-机体间的垂向距离大小直接相关。与不带捕获翼的参考构型相比,增加捕获翼会导致机体尾部分离区范围增大,并在机体与捕获翼之间的开放通道内形成类似于变截面收缩管的流动,致使沿流向方向出现了明显的激波串,进而导致捕获翼下表面壁面压力出现较为明显的波动。同时,由于机体和捕获翼间的垂直距离沿展向方向逐渐增加,导致该波动在对称面附近最为剧烈,然后随展向位置逐渐增加,压力波动逐渐减弱。 | 王浩祥 李广利 徐应洲 崔凯 | 2020 | 空气动力学学报2020，38，3： | 5 |
| 5 | 高压捕获翼构型亚跨超流动特性数值研究显示文摘为研究高压捕获翼布局在亚跨超条件下的流动特性,选取圆锥-圆台机体组合捕获翼概念构型,在马赫数0.3~3速域范围内,选取典型状态点,采用数值模拟在0°攻角条件下进行了计算和分析.结果表明,在整个速域范围内,由于机体与捕获翼在对称面附近的垂向距离最小,因此二者之间的气动干扰最为明显,且沿展向逐渐减弱.同时,随马赫数增大,机体与捕获翼间的流场结构明显不同,具体表现为:当Ma<0.5时,未出现流动分离现象,当Ma>0.5时,机体后段开始出现明显的流动分离,由于捕获翼与机体形成先收缩后扩张的等效通道,捕获翼下表面和机体上表面的压力均先减小后增大;进入跨声速速域后,在捕获翼的影响下,流动分离更加明显,机体与捕获翼之间开始出现激波,并且与分离区相互作用,同时出现激波串,捕获翼下表面产生明显的压力波动现象, Ma=1.5时,通道内激波位置基本到达机体尾部,分离区基本消失;当Ma>2以后,整个流场呈现以激波为主导的结构形式,捕获翼下表面和机体上表面的压力分布逐渐趋于平缓. | 王浩祥 李广利 杨靖 肖尧 王小永 徐应洲 许先贵 崔凯 | 2021 | 力学学报2021，53，11： | 4 |
| 6 | 吸气式高超声速飞行器大迎角气动特性分析显示文摘吸气式高超声速飞行器在飞行过程中受到大气紊流等外部干扰的作用时,飞行姿态很可能会出现大迎角情况。针对大迎角飞行时飞行器可能出现的气动问题,对一种典型吸气式高超声速飞行器的流场进行了数值模拟。以雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程为控制方程,采用标准k-ε湍流模型求解,得到其流场特征和气动特性。重点针对大迎角情况,分别对整机气动特性、进气道性能和全动尾翼气动性能进行了分析,并结合流场特征作出解释。结果表明,机身和发动机之间存在气动/推进耦合现象。大迎角下飞行器的气动参数表现出非线性特性,升阻比减小,整机纵向表现为静不稳定,且不稳定性随迎角增大而增大;进气道性能在大迎角下降低,从而导致发动机推力下降,不利于发动机的正常工作,但却适当降低了整机的纵向静不稳定度;全动尾翼操纵效率降低从而使得配平难度增大。 | 罗文莉 李道春 向锦武 | 2015 | 航空学报2015，36，1： | 4 |
| 7 | Experimental and numerical investigations on dynamic and acoustic responses of a thermal post-buckled plate显示文摘Experiments were carried out for a clamped rectangular aluminum plate to study the dynamic and acoustic behaviors in both pre-and post-buckling ranges under thermal loads.Plate temperature was elevated from ambient value to the level above the theoretical critical buckling temperature of the plate.In the whole test temperature range,the measured frequencies decreased to the minimum values in sequence,and then turned to increase as temperature rose.The softening effect of thermal stresses played the leading role in the decreasing stage and the stiffening effect of thermal buckling deflection became the major influence factor in the increasing stage.The later one could drive the temperature equilibrium point of the heated plate to move towards lower temperature range.All the frequencies would not drop to zero due to the inherent initial deflection which provides additional stiffness to the plate.Dynamic responses state two variation trends in different temperature ranges,shifting toward the lower frequency range and closing up in the mid-frequency range.The characters of spectrum responses changed gradually as the temperature was elevated.Numerical simulations gave predictions with same variation trend as the test results. | GENG Qian WANG Di LIU Yuan LI YueMing | 2015 | Science China(Technological Sciences)2015，58，8： | 3 |
| 8 | 乘波体压缩面变化对其气动性能影响分析显示文摘乘波体是一种利用激波包裹特性获得高升阻比的高速飞行器构型.已有研究中,乘波体气动性能的改善主要依赖于给定源流场条件下的前缘型线优化.本文采用数值优化和计算流体力学模拟为主要手段分析了乘波体压缩面变化对其气动性能的影响,以期有效拓展乘波体的设计空间.主要内容如下:首先给出了一种基于表面局部变形的乘波体设计方法.其次结合运用增量修正参数化方法、计算流体力学分析和微分演化算法构造了乘波体压缩面外形气动优化设计流程,以一种椭圆锥形流场生成的乘波体作为基准构型开展了无黏优化.之后从优化结果中选择升阻比递增的6个典型构型进行前缘钝化处理后,基于N-S方程对其气动性能进行了评估.最后综合依据无黏/黏性计算结果分析了乘波体压缩面变化对其气动性能的影响.结果表明该部分形状的改变对乘波体气动性能影响十分明显,在升力面积不变的条件下,乘波体压缩面形状变化可导致其升阻比出现成倍变化,即使在升力不减条件下,升阻比较基准构型也可获得超过14%的提升.此外,还可导致乘波体相对压心系数出现明显偏移. | 崔凯 徐应洲 肖尧 李广利 | 2017 | 力学学报2017，49，1： | 2 |
| 9 | 机体尾缘形状对高压捕获翼构型亚声速特性影响显示文摘基于圆锥-圆台组合平板捕获翼构型,通过改变尾缘展向扩张角,获得一系列不同外形,在典型亚声速(Ma=0.5)来流条件下开展数值计算,并重点分析了机体尾部截面形状和攻角变化对流动特性和气动特性的影响。结果表明:在0°攻角状态下,机体尾截面展向变宽,机体与捕获翼之间的流场区域对来流的扩张减弱,机体圆台上表面的逆压梯度减小,可有效抑制机-翼之间流场内的流动分离现象,同时整机升力系数增大,阻力系数先减小后增大。随攻角增大,机体圆台上表面压力增大,分离区范围逐渐缩小直至消失,机体尾截面展向变宽可加速分离区消失的进程。当攻角进一步增大时,机体背风面出现横向绕流,但机体尾截面展向变宽可以延缓横向绕流的发展。计算结果还表明,随攻角增大整机升力及阻力主要由捕获翼贡献,机体贡献的气动力随攻角变化不敏感,机体尾截面展向变宽对整机焦点位置影响较小。机体下表面几何形状变化对机体与捕获翼之间的区域内流动特性和捕获翼部件的气动力特性无明显影响。 | 王浩祥 肖尧 张凯凯 李广利 常思源 田中伟 崔凯 | 2023 | 航空学报2023，44，6： | 1 |
| 10 | 高超声速飞/发一体化进展与趋势显示文摘高超声速飞行对机体和发动机的特性匹配提出了更高的要求以兼顾飞行器的气动性能和吸气式发动机的推力性能。本文从数值计算的角度综述了国内外开展的前体/进气道、尾喷管/后体局部集成研究,以及集成发动机的整体性能评估与优化实践,针对一系列新颖的乘波体、进气道和尾喷管设计概念开展了重点介绍。总体而言,目前的一体化研究仍多侧重于局部结构和流场的集成优化,而对包括发动机在内全部件集成、全流场数值模拟开展得还较少。目前的飞/发一体化模拟中发动机内流模拟多采用简化降维模型,甚至仅将发动机作为一个气动部件忽略其燃烧热附加过程,而耦合高保真发动机反应内流模拟的飞/发一体化研究尚处于起步阶段。随着计算机技术的进步,高解析度大涡模拟等数值手段有望被引入飞/发一体化内外流耦合模拟中,并在飞行器优化设计中发挥重要作用。 | 姚卫 张政 赵伟 肖伟刚 | 2023 | 推进技术2023，44，8： | 1 |
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