【摘要】：高超聲速飛行器在國(guó)防和民用領(lǐng)域都具有非常重要的意義,但在其發(fā)展過(guò)程中需要攻克諸多技術(shù)難題,其中氣動(dòng)問(wèn)題和熱氣動(dòng)彈性問(wèn)題是需要解決的兩個(gè)關(guān)鍵問(wèn)題。目前,高超聲速有翼飛行器通過(guò)采用大后掠翼、小展弦比機(jī)翼、薄翼和耐高溫材料等,可以在一定程度上解決飛行器在高超聲速飛行時(shí)所產(chǎn)生的氣動(dòng)阻力和熱氣動(dòng)彈性問(wèn)題,但這些措施還未考慮過(guò)機(jī)翼采用多層翼布局形式對(duì)其熱氣動(dòng)彈性特性的影響。針對(duì)以上問(wèn)題,論文提出了一種高超聲速雙翼機(jī)翼外形,研究了高超聲速雙翼的翼型優(yōu)化問(wèn)題。在此基礎(chǔ)上,運(yùn)用改進(jìn)后Busemann雙翼、非對(duì)稱(chēng)雙翼和可變形雙翼翼型構(gòu)建了三種高超聲速雙翼機(jī)翼,對(duì)比研究了三種機(jī)翼的熱氣動(dòng)彈性問(wèn)題,為高超聲速飛行器氣動(dòng)問(wèn)題和熱氣動(dòng)彈性問(wèn)題的研究和解決提供了新的思路。論文主要內(nèi)容如下:研究了Busemann雙翼的升阻比特性。首先考慮增升效應(yīng),推導(dǎo)給出了高超聲速Busemann雙翼氣動(dòng)特性的理論計(jì)算模型,研究分析了Busemann雙翼的升阻比特性,發(fā)現(xiàn)其具有比菱形單翼更高的升阻比;然后考慮減阻效應(yīng),通過(guò)對(duì)Busemann雙翼激波-膨脹波干涉效應(yīng)的分析,進(jìn)一步說(shuō)明了Busemann雙翼具有減小阻力提高氣動(dòng)性能的特點(diǎn)。建立了高超聲速雙翼翼型的理論優(yōu)化模型并優(yōu)化得到一種非對(duì)稱(chēng)雙翼翼型。針對(duì)利用CFD優(yōu)化Busemann雙翼翼型時(shí),存在計(jì)算量大、計(jì)算速度慢的問(wèn)題,建立了一個(gè)能夠快速計(jì)算、優(yōu)化和評(píng)估高超聲速雙翼翼型氣動(dòng)特性的理論優(yōu)化模型,并獲得一個(gè)非對(duì)稱(chēng)優(yōu)化翼型。同時(shí)還建立了一個(gè)基于CFD計(jì)算值并已驗(yàn)證計(jì)算精度的代理模型,用于對(duì)理論模型的優(yōu)化結(jié)果進(jìn)行驗(yàn)證,結(jié)果表明兩者得到的優(yōu)化翼型基本一致,說(shuō)明了理論優(yōu)化模型具有較高的計(jì)算精度。在此之后,研究了非對(duì)稱(chēng)雙翼在不同工況下的氣動(dòng)特性,結(jié)果表明非對(duì)稱(chēng)雙翼不能在所有工況下均保持高氣動(dòng)特性。為進(jìn)一步提升高超聲速雙翼的氣動(dòng)性能并克服非對(duì)稱(chēng)雙翼翼型的不足,提出了一種高超聲速可變形雙翼,研究了其在不同工況下的氣動(dòng)特性;同時(shí),針對(duì)在給定迎角和馬赫數(shù)條件下選取可變形雙翼的舵面偏轉(zhuǎn)角較為困難的問(wèn)題,設(shè)計(jì)出一種結(jié)合了二分法、遺傳算法和高斯牛頓算法三者優(yōu)勢(shì)的優(yōu)化算法,對(duì)可變形雙翼在不同工況下的舵面偏轉(zhuǎn)角進(jìn)行快速選取。計(jì)算結(jié)果表明:該算法的計(jì)算精度高,能夠滿(mǎn)足高超聲速可變形雙翼在不同工況下的優(yōu)化需求,優(yōu)化后的高超聲速可變形雙翼具有更好的氣動(dòng)特性。改進(jìn)了傳統(tǒng)雙翼翼型,提高了其在黏性條件下的氣動(dòng)特性。由于雙翼的浸濕面積幾乎為單翼浸濕面積的兩倍,所以在考慮黏性時(shí),雙翼具有更大的摩擦阻力,結(jié)果導(dǎo)致其升阻比特性并不比單翼的升阻比特性更具有優(yōu)勢(shì),說(shuō)明傳統(tǒng)雙翼翼型并不太適合高超聲速飛行。針對(duì)這一問(wèn)題,提出將斜激波的入射點(diǎn)從傳統(tǒng)的喉道位置后移至雙翼后緣的思路,通過(guò)增加雙翼的間距,提高了雙翼在黏性條件下的升力系數(shù)。結(jié)果表明這一改進(jìn)可以明顯增大雙翼在考慮黏性時(shí)的升阻比,并且相對(duì)于單翼的升阻比特性也有較大幅度的提高。針對(duì)目前在研究高超聲速有翼飛行器的熱氣動(dòng)彈性靜態(tài)問(wèn)題時(shí),還未考慮過(guò)機(jī)翼采用多層翼布局對(duì)其熱氣動(dòng)彈性靜態(tài)特性產(chǎn)生影響的問(wèn)題,為此,本文提出了采用雙層翼布局形式解決高超聲速機(jī)翼熱氣動(dòng)彈性靜態(tài)問(wèn)題的思路。研究了機(jī)翼的后掠角和梢根比對(duì)高超聲速雙翼機(jī)翼氣動(dòng)特性和結(jié)構(gòu)模態(tài)的影響,提出了一種適用于高超聲速飛行的雙翼機(jī)翼布局形式,并創(chuàng)建了三種高超聲速雙翼機(jī)翼,研究了不同雙翼構(gòu)型對(duì)機(jī)翼熱氣動(dòng)彈性靜態(tài)問(wèn)題的影響規(guī)律。研究表明:相對(duì)于菱形單翼,雙翼機(jī)翼能夠具有更好的熱氣動(dòng)彈性靜態(tài)特性,氣動(dòng)加熱效應(yīng)對(duì)其氣動(dòng)特性的影響也更小�？紤]到機(jī)翼采用多層翼布局形式對(duì)其熱氣動(dòng)彈性動(dòng)態(tài)特性產(chǎn)生影響的問(wèn)題,提出了采用雙翼布局來(lái)解決高超聲速機(jī)翼熱氣動(dòng)彈性動(dòng)態(tài)問(wèn)題的思路�；谠撍悸贩治鲅芯苛穗p翼布局對(duì)機(jī)翼臨界顫振速度的影響規(guī)律。結(jié)果表明,相對(duì)于菱形單翼,Busemann雙翼和非對(duì)稱(chēng)雙翼機(jī)翼具有更好的熱氣動(dòng)彈性動(dòng)態(tài)特性,在同等環(huán)境條件下具有更高的臨界顫振速度;而可變形雙翼機(jī)翼受機(jī)翼舵面剛度等的影響,其臨界顫振速度小于菱形單翼的臨界顫振速度,但其臨界顫振速度仍然很大,能夠滿(mǎn)足高超聲速飛行的需要。
【學(xué)位授予單位】：西北工業(yè)大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：博士
【學(xué)位授予年份】：2018
【分類(lèi)號(hào)】：V211.47
【圖文】：

案是使用兩副機(jī)翼代替常規(guī)的一副機(jī)翼，布局的概念是在 1935 年由 Busemann 為減小超聲速為 Busemann 雙翼，與此同時(shí) Busemann 還分析-68]，圖 1-1 為 Busemann 雙翼的波系圖。

圖 1-2 可變形雙翼前對(duì) Busemann 雙翼的研究多集中于進(jìn)行優(yōu)化的問(wèn)題上[87-88]，而對(duì) Busema及相應(yīng)的優(yōu)化設(shè)計(jì)研究則較少[77-78]。波層薄、黏性干擾大和氣流溫度高等

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本文編號(hào)：2734152