现阶段研究[1-4]表明，由于高超声速流动的复杂性，机体/推进系统的一体化等成为高超声速飞行亟待解决的关键问题之一。优良的高超声速飞行器应该具备较高的升阻比性能，以及良好的推进系统，能够满足设计人员对高超声速飞行器气动/推进性能的综合需求[5]。机体/推进系统一体化最直接的表现为飞行器机体和进气道的一体化，二者的设计要求由于基准流场的特点以及性能需求的不同存在着差异。具有高升阻比性能的乘波体成为气动构型首选的设计目标，后续可通过优化型面设计增大其有效容积[6]；而高压缩效率、高总压恢复系数三维内转式进气道则成为进气道设计的优选目标[7-8]。
在常规高超声速飞行器飞行过程中，飞行器前体所产生的前缘激波会影响进气道的流场，从而对进气道的性能产生影响。目前公布的先进高超声速飞行器如Manta、HTV-3X、SR-72[9]等，均是采用机体/内转式进气道高度一体化的气动构型，但也不可避免机体与进气道之间的相互干扰。针对这一问题，向先宏等[10]探索了一种基于类咽式进气道的高超声速飞行器一体化设计方法，该方法将乘波机体与内转式进气道进行了耦合，获得的一体化构型具有较好的气动性能；乔文友等[11]发展了一种基于前体激波的乘波/前体内转式进气道一体化设计方法，该方法实现了进气道唇口型线和捕获截面形状与前体激波的匹配；李怡庆等[12]从激波气动匹配的角度出发提出一种乘波前体与三维内转式进气道的气动融合设计，该方法实现了二维乘波流动向三维内收缩流动的转变；李怡庆等[13]还发展了一种曲锥前体/三维内转式进气道一体化设计方法，研究了几何参数与一体化外形的性能的影响规律；南向军等[14]也对两侧进气式的内转式进气道与乘波机体的一体化设计进行了研究，探索了两侧进气系统的流场结构和气动性能；曲俐鹏[15]、贺旭照[16]、王成鹏[17]等也对三维内转式进气道与机体的一体化设计方法进行了研究。
由于乘波体所依赖的外压缩激波和进气道所依赖的内转式激波在压缩形式上的不同，导致两者之间在流场上会产生相互干扰，所以两者的一体化设计绝非是2个部件简单的折衷叠加。通过背部进气[18]或者头部进气[19]的方式都是为了减少机体前缘对进气道的影响，但此类方法没有从本质上解决流场相互干扰的问题。同时，常规乘波体的内部容积也比较小，为了提高一体化构型的整体性能，本文选取了冯·卡门乘波体[20-21]作为一体化构型的理想机体，此种乘波体相较于传统锥导乘波体，其升阻比更高，配平阻力也比较小，而且其内部容积有所增加。本文从内外流场耦合的角度出发，提出一种头部进气式的内转式进气道与冯·卡门乘波体一体化设计方法，将高升阻比性能的乘波体与性能优良的三维内转式进气道进行有效结合，以减弱两者之间的相互影响，并对该一体化构型的气动特性进行了数值模拟。
1 基准流场设计 1.1 内转式基准流场设计应用有旋特征线理论[20, 22]，设计求解内转式基准流场，设计过程包括给定控制点求解各个壁面的位置，预估-迭代求解反射激波位置，计算求解各个流场区域等，设计点来流马赫数Ma∞为6，气流参数的静压p∞和温度T∞均为25 km处大气参数。
图 1为内转式基准流场结构示意图。该基准流场由以下4个部分组成：
|
| 图 1 内转式基准流场结构示意图 Fig. 1 Structure of basic inward turning flow field |
1) 前缘激波依赖区A1-B1-D1。其中壁面曲线A1B1C′1是由一条二次曲线A1B1和一条三次曲线B1C′1组成；从点B1发出引出右行马赫线B1D1交内转式前缘激波A1D1于点D1，此时，定义经过点D1的平面为进气道唇口平面，D1点的位置需要通过迭代计算得到。
2) 等熵压缩区B1-C1-D1。以点D1为唇口反射激波的起点，引出左行马赫线交壁面曲线B1C′1于点C″1，给定激波D1C1后的气流方向角，采用预估-校正的方法可迭代计算出唇口反射激波D1C1的位置，唇口反射激波D1C1与壁面曲线B1C′1相交于点C1。最后，反射激波后的气体流动参数可由激波关系式求出
| $\theta_{x}=\theta(x) \quad x \in\left[x_{D_{1}}, x_{C_{1}}\right] $ | （1） |
式中：θ(x)为唇口反射激波D1C1波后的流动方向角分布。
3) 唇口反射激波依赖区C1-D1-E1。当唇口反射激波D1C1的位置及其波后流动参数已知时，由有旋特征线理论中求解流线点单元过程的方法可求解经过点D1的流线D1E1，与经过点C1的左行马赫线C1E1相交于点E1。
4) 流场稳定区C1-G1-F1-E1。在肩点C1的右侧，壁面C1G1的倾斜角分布和沿壁面C1G1的马赫数分布分别为
| $\varphi_{x}=0^{\circ} \quad x \in\left[x_{C_{1}}, x_{G_{1}}\right] $ | （2） |
| $M a_{x}=M a_{C_{1}} \quad x \in\left[x_{C_{1}}, x_{G_{1}}\right] $ | （3） |
式中：MaC1为肩点C1处的马赫数。
然后给出肩点C1到点G1的x轴方向距离xC1G1，利用特征线法求解该区域。其中，左行马赫线F1G1与壁面曲线C1G1相交于点G1，流线E1F1与左行马赫线F1G1相交于点F1。需要说明的是，在肩点C1处壁面倾斜角必须与当地气流的方向角相等，以保证理论上唇口激波不在该肩点处反射，从而达到消波的效果；设计气流经过唇口反射激波后方向角为0°。随后，给定肩点C1与点K11的x轴方向的距离xC1K1，以通过K1点的横截面为进气道出口平面。
流场回转体壁面曲线的各项系数是通过多次调试后根据流场的性能选取的较佳结果，具体参数如表 1所示。
| 参数 | φA/(°) | φB/(°) | φC′1/(°) | xA1/m | xB1/m | xC′1/m | rD1/m | xC1G1/m |
| 数值 | 2.5 | 5.5 | 10 | 0.01 | 1.28 | 11.2 | 0.25 | 1.0 |
应用有旋特征线理论，设计求解外压缩基准流场[20]，设计过程包括设计求解尖头冯·卡门壁面曲线，计算求解流场等，设计马赫数为6，气流参数为25 km处大气参数。
图 2为外压缩基准流场结构示意图，尖头冯·卡门壁面曲线O2B2C2由冯·卡门曲线[23]修型得来，冯·卡门曲线A2B2C2可确定为
|
| 图 2 外压缩基准流场结构示意图 Fig. 2 Structure of basic external flow field |
| $t=1-\frac{2 x}{L_{C_{2}}} $ | （4） |
| $r=\frac{r_{C_{2}}}{\sqrt{\pi}} \sqrt{\arccos t-\frac{1}{2} \sin [2(\arccos t)]} $ | （5） |
式中：LC2为点C2与点A2之间的x轴向距离；rC2为点C2的r轴向距离。
为了在高超声速条件下壁面曲线生成的回转体产生的激波不脱体，故将冯·卡门曲线修型成尖头冯卡门曲线，其中O2B2为直线段，该尖头冯·卡门曲线的顶角∠A2O2B2与点B2的倾斜角φB2相等，由该方法生成的乘波体称为冯·卡门乘波体。值得注意的是，尖头冯·卡门曲线的顶角∠A2O2B2的取值不能超过使该回转体壁面曲线产生附体激波的最大值，否则激波会脱体。
2 一体化设计原理及方法如图 3所示，由上述设计生成的内转式激波和外压缩激波在三维空间相交得到一条激波交线ABC，该激波交线在底部投影面上的投影线为A′B′C′，在底部投影面(Base Plane)上设计乘波体前缘线的投影线D′F′G′E′交A′B′C′于F′、G′两点。两个基准流场回转轴线是在同一平面(Symmetry Plane)内，确定了内转式激波和外压缩激波都是关于Symmetry Plane对称，2个激波的相对位置可调整，但要满足激波交线上靠近内转式基准流场回转轴O1最近的点B在内转式基准流场坐标轴内r轴向距rB≥rD1，才能保证激波交线后半部分连续。图中:ϕ为截面与对称面之间的角度。
|
| 图 3 设计原理示意图 Fig. 3 Schematic diagram of design principle |
乘波体前缘线的投影线D′F′G′E′是在底部基准面上设计的一条四次曲线如图 4所示，曲线方程为
|
| 图 4 乘波体前缘线投影线设计原理图 Fig. 4 Schematic diagram of projection of forebody |
| $r=a z^{4}+b z^{2}+c $ | （6） |
当外压缩激波位置确定后，给定底部基准面的位置则可确定在该基准面上外压缩激波半径R0，令曲线上点D′和点E′处沿着z轴方向的斜率为零，且给定点D′的z轴方向距离L1和曲线中点的r轴向距离L2，则可唯一确定四次方程的各项系数。曲线方程和各项系数为
| $\left\{\begin{array}{l}a=\frac{\sqrt{R_{0}^{2}-L_{1}^{2}}-L_{2}}{L_{1}^{4}} \\ b=\frac{2\left(L_{2}-\sqrt{R_{0}^{2}-L_{1}^{2}}\right)}{L_{1}^{2}} \\ c=-L_{2}\end{array}\right. $ | （7） |
图 5由乘波体前缘线的投影线D′F′G′E′的部分线段D′F′、G′E′沿轴线向前自由延伸分别在外压缩激波上截出乘波体前缘线的一部分DF、GE，由该部分前缘线DF、GE在外压缩基准流场中通过流线追踪方法生成乘波面1(下表面1)、乘波面2(下表面2)，沿轴线向后作自由流线直至底部横截面生成上表面1、上表面2。
|
| 图 5 上表面1、2及下表面1、2的设计原理示意图 Fig. 5 Schematic diagram of design of upper surfaces 1, 2 and lower surfaces 1, 2 |
图 6由乘波体前缘线的投影线D′F′G′E′的部分线段F′G′沿轴线向前自由延伸在内转式激波上截出乘波体前缘线的一部分FG，由该部分前缘线FG沿轴线向后作自由流线直至底部横截面生成上表面3。
|
| 图 6 上表面3的设计原理示意图 Fig. 6 Schematic diagram of design of upper surface 3 |
图 7由激波交线的一部分FBG与乘波体前缘线的一部分FG组成完整的闭环作为内转式进气道的三维前缘线，由此前缘线在内转式进气道基准流场中通过流线追踪的方法生成内转式进气道，其构型如右侧虚线框中所示。
|
| 图 7 内转式进气道设计原理示意图 Fig. 7 Schematic diagram of design of inward turning inlet |
图 8由激波交线的一部分FBG作为进气道外整流罩的三维前缘线，由此前缘线在外压缩基准流场中通过流线追踪的方法生成进气道外整流罩，其唇口部分修型后的构型如右侧虚线框中所示。
|
| 图 8 进气道外整流罩设计原理示意图 Fig. 8 Schematic diagram of design of outer cowling of inlet |
由该方法生成的进气道由于基准流场本身的性质以及几何精度等原因在唇口附近会出现小部分几何交错的情况如图 9所示，即内转式进气道型面会突出于进气道外整流罩型面，故对此部分作简要的几何修型，使进气道外整流罩型面完全包裹住内转式进气道型面，唇口部分修型后的结构如图 10所示。
|
| 图 9 修型前结构示意图 Fig. 9 Structure before geometric modification |
|
| 图 10 修型后结构示意图 Fig. 10 Structure after geometric modification |
至此，由第2节所述的一体化设计方法生成的乘波面、上表面、内转式进气道及外整流罩共同构成该头部进气式的高超声速飞行器内外流一体化构型，如图 11所示。
|
| 图 11 一体化构型示意图 Fig. 11 Structure of integrated configuration |
为了验证该一体化设计方法的有效性和正确性，在本文的实施案例中，设计马赫数为6、气流参数为25 km处大气参数，对生成高超声速飞行器一体化构型进行数值模拟, 数值模拟采用商用CFD软件ANSYS Fluent[24]。在攻角为0°时，进气道总收缩比为6.87，内收缩比为1.13。如图 12所示，无黏数值模拟采用非结构网格，因为具有对称性，只需要对构型的一半进行网格划分，半模网格数量约为300万，利用欧拉方程求解无黏流场。具体来说，采用基于密度(耦合)的隐式求解器，AUSM格式的通量方式，二阶精度迎风的空间离散方式，采用最小二乘单元法计算梯度，CFL值取0.3，来流设置为量热完全气体，最终在上述设置条件下得到收敛。对于边界条件的设置，进口边界1、2均定义为压力远场边界条件，出口边界1、2均定义为压力出口边界条件。
|
| 图 12 边界条件的设置和非结构网格示意图 Fig. 12 Setting of boundary conditions and unstructured grid |
图 13为该构型0°攻角数值模拟结果中在x=2.0, 2.5, 3.0，5.0 m横截面上无量纲压升比(p/p∞)等值线云图，由图 13可知内转式进气道流量捕获性能良好，壁面两侧溢流并不明显，横截面上激波形状和位置的数值模拟结果与预期吻合，横截面激波是上凸的，验证了本设计中进气道是内乘波的，而且可明显看出外压缩激波与内转式激波的“衔接过渡”。
|
| 图 13 x=2.0，2.5，3.0，5.0 m处截面上无量纲压升比等值线云图 Fig. 13 Contour maps of non-dimensional pressure ratio at x=2.0, 2.5, 3.0, 5.0 m planes |
如图 13(d)所示，由底部横截面(x=5.0 m)上无量纲压升比等值线云图可知，乘波面两侧的气流溢流现象并不明显。图 14给出了设计点时该一体化构型中不含进气道的冯·卡门乘波体0°攻角时同一截面无量纲压升比等值线云图，对比云图可知，乘波体机身在融入进气道后激波封口特性基本保留。表 2给出了高度H=25 km、攻角α=4°时该一体化构型和冯·卡门乘波体的升阻比L/D参数，对比可知，乘波体构型在匹配进气道后升阻比有所下降，但仍具有较高升阻比的乘波特性。
|
| 图 14 x=5.0 m处底部截面上无量纲压升比等值线云图 Fig. 14 Contour map of non-dimensional pressure ratio at x=5.0 m bottom plane |
| 模型 | 升阻比 |
| 乘波体 | 7.43 |
| 一体化构型 | 4.26 |
图 15给出了该高超声速飞行器一体化构型在无黏条件下纵向对称面的马赫数与无量纲压力分布等值线云图，由图可知无黏条件下数值模拟的流场结构和所设计的内转式基准流场结构相符，内转式前缘激波和唇口反射激波的形状和位置与预期吻合，且唇口反射激波在肩点处没有产生明显的反射，基本达到了肩点消波的效果。
|
| 图 15 无黏条件下对称面马赫数和无量纲压升比等值线云图 Fig. 15 Contour maps of inviscid Mach number and non-dimensional pressure ratio at symmetry plane |
为了进一步验证本文一体化设计方法中三维内转式激波和外压缩激波位置和形状的准确性，在计算流场中选取了沿流向的3个截面, 如图 16所示，分别为ϕ=1.5°，5°，14°，可以通过分析激波在截面上的位置和形状来判断所设计的三维激波的准确性。
|
| 图 16 流向截面示意图 Fig. 16 Schematic diagram of flow section |
生成的一体化构型实际上划分了流场的影响域，如图 16所示，影响域1主要受前缘线GE影响，影响域2主要受前缘线GF影响，影响域3主要受前缘线FD影响，头部进气的方式再加上整流罩之后进气道受两侧机翼的干扰较小。FG本身又位于内转式激波上，即进气道前缘线均在内转式激波上，所以内转式进气道相当于是直接面向来流；前缘线GE、FD本身位于外压缩激波上，乘波面和整流罩均为流面，所以机翼部分受到进气道的影响也较小。
如图 17(a)和图 17(b)所示，在ϕ=1.5°、ϕ=5°的截面上可以观察激波附在前体以及外整流罩上的流向形态，在ϕ=1.5°的截面上还能观察到唇口反射激波的形态以及进气道内流道状态；如图 17(c)所示，在ϕ=14°的截面上可以观察到激波附在乘波机翼上的流向形态。
|
| 图 17 ϕ=1.5°, 5°, 14°流向截面无量纲压升比等值线云图 Fig. 17 Contour maps of non-dimensional pressure ratio at ϕ=1.5°, 5°, 14° flow planes |
数值模拟结果计算出的激波位置和形状均与理论设计值相符，表明本文设计的三维激波具有较好的准确性，也进一步验证了该一体化设计理论和设计方法的正确性。值得说明的是，在图 17(a)中，放大了唇口反射激波在内流道的反射点起始位置，由于该截面与轴对称面成一角度，所以唇口反射激波并不是在内转式激波打在唇口点B处后直接产生，气流是顺应内壁面到达进气道唇口平面后产生唇口反射激波，这也说明了内转式基准流场中壁面D1E1的设计是流线，也进一步体现设计方法的正确性。
为了探究一体化构型性能在非设计点的敏感程度，本文改变来流马赫数和攻角，初步探究了无黏条件下马赫数、攻角偏差对一体化构型中进气道的总体性能和流场特征的影响。
在设计马赫数为6附近取2个非设计点状态Ma∞=5.5和Ma∞=6.5，在其余条件与设计点保持相同的情况下对该一体化构型进行了数值模拟，图 18给出了Ma∞=5.5，6.5时流场对称面无量纲压升比等值线云图。由图 18分析可知，在来流马赫数稍微低于或高于设计马赫数的工况下，内转式激波均稍微偏离唇口位置，且唇口反射激波入射点稍微偏离了消波肩点，使得在进气道稳定段仍具有较强的反射激波。
|
| 图 18 对称面无量纲压升比等值线云图(Ma∞=5.5, 6.5) Fig. 18 Contour maps of non-dimensional pressure ratio at symmetry plane(Ma∞=5.5, 6.5) |
进气道稳定段存在较强的反射激波后会对进气道的性能产生极大的影响，上述2个非设计点和设计点下的内转式进气道性能的相关参数由表 3给出，各参数均是按照面积平均的方法求得。分析可知，在设计点时，进气道捕获流量系数约为0.98，基本实现了“全流量”捕获；马赫数低于设计点时，由于内转式激波偏离唇口使得激波不封口从而导致溢流使得流量系数降低；马赫数高于设计点时，由于内转式激波打入进气道唇口内部，会产生较强的反射激波，使得进气道性能降低，总压恢复系数降低。
| 马赫数 | 质量流率/ (kg·s-1) |
流量 系数 |
出口 压升比 |
总压恢 复系数 |
升阻比 |
| 5.5 | 12.34 | 0.92 | 18.20 | 0.82 | 3.08 |
| 6.0 | 14.01 | 0.98 | 18.80 | 0.81 | 3.40 |
| 6.5 | 15.49 | 1.00 | 19.34 | 0.77 | 3.69 |
随后，在设计马赫数为6的条件下改变来流攻角对该一体化构型进行了数值模拟，其内转式进气道性能的相关参数和一体化构型的升阻比由表 4给出，升阻比随攻角变化曲线如图 19所示，分析可知该一体化构型无黏条件下在3°攻角附近有最大升阻比，攻角的变化在同一马赫数时对流量系数的影响不大，却对进气道压升比、总压恢复系数以及一体化构型升阻比的影响较大。
| 攻角/ (°) |
质量流率/ (kg·s-1) |
流量 系数 |
出口 压升比 |
总压恢 复系数 |
升阻比 |
| 0 | 14.01 | 0.98 | 18.80 | 0.81 | 2.91 |
| 2 | 16.23 | 0.99 | 24.16 | 0.77 | 4.19 |
| 4 | 18.22 | 0.98 | 30.54 | 0.70 | 4.26 |
| 6 | 19.98 | 0.97 | 37.88 | 0.63 | 3.93 |
| 8 | 21.49 | 0.95 | 46.80 | 0.55 | 3.52 |
|
| 图 19 升阻比随攻角变化曲线 Fig. 19 Curve of change of L/D with angle of attack |
为了分析黏性对一体化构型中进气道性能的影响，决定对该一体化构型进行有黏数值模拟，同样因为对称性只需要对构型的一半进行网格划分。为了验证网格的无关性，对半模网格数量约为100万(粗)、150万(中)和300万(密)的构型进行数值模拟，并提取对称面进气道下表面压力系数分布，结果如图 20所示，由图中曲线可知，网格数量不同的构型之间存在的差异较小，故本文选取网格数量约为150万进行后续工作。
|
| 图 20 不同网格量构型进气道对称面下表面压力系数分布对比 Fig. 20 Comparison of pressure coefficient distribution at different grid scales employed on symmetry plane on lower surface of inlet |
有黏数值模拟采用的结构网格如图 21所示，边界层第1层网格高度为0.02 mm。具体设置为：选用SST(Shear Stress Transport) k-ω湍流模型，AUSM格式的通量方式，二阶精度迎风的空间离散方式，分子黏性系数选用Sutherland公式且气流为量热完全气体等，最终在上述设置条件下得到收敛。对于边界条件的设置，进口边界1、2均定义为压力远场边界条件，出口边界1、2均定义为压力出口边界条件。
|
| 图 21 边界条件的设置和结构网格示意图 Fig. 21 Setting of boundary conditions and structured grid |
设计点有黏条件下对称面马赫数等值线云图及无量纲压升比等值线云图如图 22所示，x=2.0 m处截面上无量纲压升比等值线云图如图 23所示，分析可知，黏性条件下内转式激波在流向和展向的形状与设计初衷基本相符，但由于黏性的影响使得内转式激波稍微偏离唇口位置，且唇口反射激波入射点也偏离了消波肩点，进气道稳定段具有较强的反射激波，形成了较为明显的激波串结构。
|
| 图 22 对称面马赫数和无量纲压升比等值线云图(黏性) Fig. 22 Contour maps of Mach number and nondimensional pressure ratio at symmetry plane(viscous) |
|
| 图 23 x=2.0 m处截面上无量纲压升比等值线云图(黏性) Fig. 23 Contour map of non-dimensional pressure ratio at x=2.0 m plane (viscous) |
对比分析图 13(a)和图 23可知，黏性的影响导致在进气道的两侧存在着一定情况的溢流现象，无黏和有黏条件下进气道的性能参数对比如表 5所示，分析可知，溢流现象造成了进气道流量系数的减小，降低百分比为3.1%；黏性的作用使得压升比激增和总压恢复系数骤减，压升比升高了45.9%，总压恢复系数降低了40.7%。数据结果表明，黏性影响使得进气道性能降低，但良好的流量捕获能力验证了本文中一体化构型在黏性条件下内转式激波的封口特性以及冯·卡门乘波体的乘波特性都基本保留。
| 计算条件 | 质量流率/ (kg·s-1) |
流量 系数 |
出口 压升比 |
总压恢 复系数 |
出口 马赫数 |
| 无黏 | 14.01 | 0.98 | 18.80 | 0.81 | 3.40 |
| 有黏 | 13.59 | 0.95 | 27.44 | 0.48 | 2.57 |
| 增量比/% | -3.0 | -3.1 | 45.9 | -40.7 | -24.4 |
本文提出的一体化设计方法在一定程度上减弱了进气道和机体之间的相互影响，在内外流场之间建立了联系。本文给出了该一体化构型无黏和有黏条件下不同设计工况的激波封口状态、进气道性能参数，以及一体化构型与仅有乘波体构型的升阻比，数据表明设计点时该一体化构型在充分发挥内转式进气道优良性能的同时，也具有较高的升阻比；且黏性条件下流量系数也比较高，是一种理想的一体化设计思路。
值得指出的是，本文选用冯·卡门乘波体作为理想机体构型，是直接利用其优良特性，该一体化设计方法并不是只适用于冯·卡门乘波体。
| [1] | XU J, LUO J L, DAI W Y. Research on development of hypersonic inlet[J]. Tactical Missile Technology, 2016(5): 25-32. |
| Click to display the text | |
| [2] |
尤延铖, 梁德旺, 黄国平. 一种新型内乘波式进气道初步研究[J]. 推进技术, 2006, 27(3): 252-256. YOU Y C, LIANG D W, HUANG G P. Investigation of internal waverider-derived hypersonic inlet[J]. Journal of Propulsion Technology, 2006, 27(3): 252-256. (in Chinese) |
| Cited By in Cnki (57) | Click to display the text | |
| [3] |
向先宏, 钱战森. 高超声速飞行器机体/推进气动布局一体化设计技术研究现状[J]. 航空科学技术, 2015, 26(10): 44-52. XIANG X H, QIAN Z S. An overview and development analysis of hypersonic airframe/propulsion integrative design technology[J]. Aeronautical Science & Technology, 2015, 26(10): 44-52. (in Chinese) |
| Cited By in Cnki | Click to display the text | |
| [4] |
丁峰, 柳军, 沈赤兵, 等. 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[J]. 实验流体力学, 2018, 32(6): 11-26. DING F, LIU J, SHEN C B, et al. An overview of waverider design concept in airframe-inlet integration methodology for air-breathing hypersonic vehicles[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2018, 32(6): 16-26. (in Chinese) |
| Cited By in Cnki (1) | Click to display the text | |
| [5] |
吴颖川, 贺元元, 贺伟, 等. 吸气式高超声速飞行器机体推进一体化技术研究进展[J]. 航空学报, 2015, 36(1): 245-260. WU Y C, HE Y Y, HE W, et al. Progress in airframe-propulsion integration technology of air-breathing hypersonic vehicle[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2015, 36(1): 245-260. (in Chinese) |
| Cited By in Cnki (47) | Click to display the text | |
| [6] |
符翔.脊形吻切锥乘波体外形设计与优化[D].长沙: 国防科技大学, 2017: 33-76. FU X. Design and optimization of aerodynamic configuration of chined osculating cone waverider[D]. Changsha: National University of Defense Technology, 2017: 33-76 (in Chinese). |
| [7] | ZHOU H, JIN Z G, ZHANG K Y. Effects of entrance and exit aspect ratios on flow characteristics of inward turning inlets[J]. Journal of Propulsion Technology, 2018, 39(12): 2679-2684. |
| Click to display the text | |
| [8] | YOU Y C. An overview of the advantages and concerns of hypersonic inward turning inlets[C]//17th AIAA International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference. Reston, VA: AIAA, 2011. |
| [9] |
向先宏, 钱战森. 吸气式高超声速飞行器机体/推进一体化设计技术研究进展及分类对比分析[J]. 推进技术, 2018, 39(10): 2207-2218. XIANG X H, QIAN Z S. An overview and development analysis of air-breathing hypersonic airframe/propulsion integrative design technology[J]. Journal of Propulsion Technology, 2018, 39(10): 2707-2218. (in Chinese) |
| Cited By in Cnki (1) | Click to display the text | |
| [10] |
向先宏, 王成鹏, 程克明. 基于类咽式进气道的高超声速飞行器一体化设计[J]. 宇航学报, 2012, 33(1): 19-26. XIANG X H, WANG C P, CHENG K M. Integrative design of airbreathing hypersonic vehicle based on sim-jaws inlet[J]. Journal of Astronautics, 2012, 33(1): 19-26. (in Chinese) |
| Cited By in Cnki | Click to display the text | |
| [11] |
乔文友, 余安远, 杨大伟, 等. 基于前体激波的内转式进气道一体化设计[J]. 航空学报, 2018, 39(10): 122078. QIAO W Y, YU A Y, YANG D W, et al. Integration design of inward-turning inlets based on forebody shock wave[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2018, 39(10): 122078. (in Chinese) |
| Cited By in Cnki (2) | Click to display the text | |
| [12] |
李怡庆, 施崇广, 朱呈祥, 等. 乘波前体三维内转进气道气动融合设计[J]. 推进技术, 2018, 39(10): 2320-2328. LI Y Q, SHI C G, ZHU C X, et al. Aerodynamic combination design concept for hypersonic waverider forebody and inward turning inlet[J]. Journal of Propulsion Technology, 2018, 39(10): 2320-2328. (in Chinese) |
| Cited By in Cnki (2) | Click to display the text | |
| [13] |
李怡庆, 周驯黄, 朱呈祥, 等. 曲锥前体/三维内转进气道一体化设计与分析[J]. 航空动力学报, 2018, 33(1): 87-96. LI Y Q, ZHOU X H, ZHU C X, et al. Integration design and analysis for curved conical forebody and three-dimensional inward turning inlet[J]. Journal of Aerospace Power, 2018, 33(1): 87-96. (in Chinese) |
| Cited By in Cnki (2) | Click to display the text | |
| [14] |
南向军, 张堃元, 金志光. 乘波前体两侧高超声速内收缩进气道一体化设计[J]. 航空学报, 2012, 33(8): 1417-1426. NAN X J, ZHANG K Y, JIN Z G. Integrated design of waverider forebody and lateral hypersonic inward turning inlet[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2012, 33(8): 1417-1426. (in Chinese) |
| Cited By in Cnki (21) | Click to display the text | |
| [15] |
曲俐鹏.基于内收缩基准流场的乘波进气道设计方法研究[D].绵阳: 中国空气动力研究与发展中心, 2016: 31-42. QU L P. The design of wave-rider inlet based on inward turning basal flow[D]. Mianyang: China Aerodynamics Research and Development Center, 2016: 31-42 (in Chinese). |
| [16] |
贺旭照, 秦思, 周正, 等. 一种乘波前体进气道的一体化设计及性能分析[J]. 航空动力学报, 2013, 28(6): 1270-1276. HE X Z, QING S, ZHOU Z, et al. Integrated design and performance analysis of waverider forebody and inlet[J]. Journal of Aerospace Power, 2013, 28(6): 1270-1276. (in Chinese) |
| Cited By in Cnki (16) | Click to display the text | |
| [17] | WANG C P, TIAN X, YANG L F, et al. Preliminary integrated design of hypersonic vehicle configurations including inward-turning inlets[J]. Journal of Aerospace Engineering, 2015, 28(6): 04014143. |
| Click to display the text | |
| [18] | XIAO Y, CUI K, LI G L, et al. Preliminary study of aerodynamic performance for waverider-based hypersonic vehicles with dorsal mounted engines[C]//21st AIAA International Space Planes and Hypersonics Technologies Conference. Reston, VA: AIAA, 2017. |
| [19] | WANG X D, WANG J F, LYU Z J. A new integration method based on the coupling of mutistage osculating cones waverider and Busemann inlet for hypersonic airbreathing vehicles[J]. Acta Astronautica, 2016, 126: 424-438. |
| Click to display the text | |
| [20] |
丁峰.吸气式高超声速飞行器内外流一体化"全乘波"气动设计理论和方法研究[D].长沙: 国防科技大学, 2016. DING F. Research of a novel airframe/inlet integrated full-waverider aerodynamic design methodology for air-breathing hypersonic vehicles[D]. Changsha: National University of Defense Technology, 2016 (in Chinese). |
| [21] | DING F, LIU J, SHEN C B, et al. Novel approach for design of a waverider vehicle generated from axisymmetric supersonic flows past a pointed von Karman ogive[J]. Aerospace Science and Technology, 2015, 42: 297-308. |
| Click to display the text | |
| [22] | ZUCROW M J, HOFFMAN J D. Gas dynamics, Vol.2: Multidimensional flow[M]. New York: John Wiley and Sons, Inc., 1977: 112-294, 250-265. |
| [23] | NIELSEN J N. Missile aerodynamics[M]. New York: McGraw-Hill Book Company, Inc., 1960: 280-293. |
| [24] | ANSYS. ANSYS FLUENT 13.0 theory guide[J]. Canonsburg, PA: ANSYS, Inc., 2010. |