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基于密切锥方法的高超声速乘波机一体化设计

作　者: 吉康
导　师: 夏健
学　校: 南京航空航天大学
专　业: 流体力学
关键词: 机体/推进一体化高超声速飞行器乘波机密切锥空气动力学升阻比
分类号: V221
类　型: 硕士论文
年　份: 2007年
下　载: 223次
引　用: 2次
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内容摘要

本文借鉴了国外先进的乘波机设计思想,独立编制了一套完整的高超声速密切锥乘波机的机身/推进一体化设计程序,为高超声速空天飞机的一体化设计提供了快捷有效的预设计方法。随着马赫数的升高,波阻和摩阻增加,形成升阻比“屏障”,而乘波构形飞行器是克服这一屏障的有效途径。本文在Ma∞=5.0～10.0,激波角β=9°～13°的条件下,利用密切锥方法,构造了由基于楔形流和锥形流的综合流场,生成乘波机外形。这种方法设计的乘波机前体既具有“楔导”乘波体可以为进气道提供均匀流场的优点,又具有“锥导”乘波体的高升阻比、容积效率和气动性能较好的优点。前机身和推进系统一体化设计的目的是充分利用前体对高超音速来流进行预压缩,尽可能捕获空气流量以满足发动机需要,并要求在进气道进口截面流场均匀。进气坡面转折形成的激波打在超音速冲压喷气发动机整流罩的唇口上。坡面转折的形状由乘波前体形状和发动机形状共同决定。激波前体“楔导”部分的流场通过三道进气坡面转折激波后,流入超音速冲压喷气发动机。然后经过隔离段和燃烧室,由喷口流出。飞行器的后体通过几何构造的方法完成。经过N-S方程数值计算验证,采用上述方法一体化设计的飞行器的流场符合设计要求,并取得良好的升阻比特性。

全文目录

摘要  4-5
Abstract  5-11
第一章绪论  11-15
  1.1 本文研究的目的和意义  11-12
  1.2 国内外研究概况  12-14
  1.3 本文研究内容  14-15
第二章乘波体简介  15-21
  2.1 乘波体的基本概念  15-17
  2.2 乘波体的特点  17-19
  2.3 乘波机机身/推进系统一体化设计的发展现状  19-21
第三章乘波体前体的设计方法  21-25
  3.1 生成体法  21-24
    3.1.1 “楔导”设计法  21-22
    3.1.2 “锥导”设计法  22-23
    3.1.3 “流线跟踪”法  23-24
  3.2 密切锥法  24-25
第四章密切锥方法的乘波机前体设计  25-43
  4.1 密切锥方法的设计过程  25-26
  4.2 基于“楔导”和“锥导”混合流场的密切锥乘波机设计  26-28
  4.3 设计参数的选取  28-31
  4.4 前缘、激波、上表面设计  31-32
  4.5 乘波体下表面设计  32-38
    4.5.1 “楔导”流场的生成  33
    4.5.2 “锥导”流场的生成  33-37
    4.5.3 “流线追踪”法生成下表面  37-38
  4.6 气动力计算  38-39
  4.7 摩擦力计算  39-41
    4.7.1 层流区摩擦力计算  39-40
    4.7.2 紊流区摩擦力计算  40
    4.7.3 转捩问题  40-41
  4.8 前体设计结果  41-42
  4.9 前体设计小结  42-43
第五章进气道、燃烧室及后体设计  43-51
  5.1 进气转折坡面设计  43-46
  5.2 燃烧室设计  46-47
  5.3 喷口设计  47-48
  5.4 后体设计  48-51
第六章一体化设计结果及数值验证  51-54
  6.1 设计条件  51-52
  6.2 数值验证  52-54
第七章结束语  54-55
参考文献  55-58
致谢  58-59
攻读硕士学位期间发表的主要论文  59

基于密切锥方法的高超声速乘波机一体化设计

内容摘要

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