國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)

全國優(yōu)秀博士學(xué)位論文叢書

第八輯

主 編 王振國

副主編 蘇成民 邵福球 方毅 吳丹 劉利 靳冬歡

臨近空間高超聲速飛行器內(nèi)外流

一體化設(shè)計及飛行性能研究

作 者 黃 偉

指導(dǎo)教師 王振國

國防科技大學(xué)出版社

·長沙·

圖書在版編目（ＣＩＰ）數(shù)據(jù)

臨近空間高超聲速飛行器內(nèi)外流一體化設(shè)計及飛行性能研究／黃偉著．—長沙：國防

科技大學(xué)出版社，２０１５．８

（國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)全國優(yōu)秀博士學(xué)位論文叢書·第八輯／王振國主編）

ＩＳＢＮ９７８－７－５６７３－０３７９－９

Ⅰ．①臨… Ⅱ．①黃… Ⅲ．①高超音速飛行器—流體力學(xué)—優(yōu)化設(shè)計②高超音

速飛行器—流體力學(xué)—飛行品質(zhì)—研究 Ⅳ．①Ｖ４７

中國版本圖書館 ＣＩＰ數(shù)據(jù)核字（２０１５）第 １７０９７５號

國防科技大學(xué)出版社出版發(fā)行

電話：（０７３１）８４５７２６４０ 郵政編碼：４１００７３

ｈｔｔｐ：／／ｗｗｗｇｆｋｄｃｂｓ．ｃｏｍ

責(zé)任編輯：耿 筠 責(zé)任校對：梁 慧

新華書店總店北京發(fā)行所經(jīng)銷

國防科技大學(xué)印刷廠印裝



開本：７８７×１０９２ １／１６ 印張：１５５ 字?jǐn)?shù)：３１２千

２０１５年 ８月第 １版第 １次印刷 印數(shù)：１－４３０冊

ＩＳＢＮ９７８－７－５６７３－０３７９－９

全套定價：３９０００元

序 言

當(dāng)前，世界新軍事變革迅猛發(fā)展，新一輪重大科技變革正在醞釀和發(fā)

展，國防科技和武器裝備的新突破即將來臨，國家核心安全需求和維護(hù)國家

戰(zhàn)略利益對國防和軍隊現(xiàn)代化建設(shè)提出了新的更高要求。隨著軍隊建設(shè)

“三步走”發(fā)展戰(zhàn)略第二步的實施，推進(jìn)軍隊信息化建設(shè)，構(gòu)建現(xiàn)代化的軍事

力量體系，迫切需要大批高素質(zhì)新型軍事人才。面對新的任務(wù)和挑戰(zhàn)，軍隊

學(xué)位與研究生教育的地位和作用比以往任何時候都突出。

國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)肩負(fù)著為全軍培養(yǎng)高級科學(xué)和工程技術(shù)人才與指揮

人才，培訓(xùn)軍隊高級領(lǐng)導(dǎo)干部，從事先進(jìn)武器裝備和國防關(guān)鍵技術(shù)研究的重

要任務(wù)。推進(jìn)基礎(chǔ)研究和前沿探索不斷進(jìn)步，提高自主創(chuàng)新能力和人才培

養(yǎng)質(zhì)量已經(jīng)成為學(xué)校現(xiàn)階段的核心任務(wù)。研究生朝氣蓬勃，正處于創(chuàng)新思

維能力最為活躍的黃金年齡，同時也是科研項目的中堅力量，他們科研成果

水平的高低在一定程度上代表著學(xué)校人才培養(yǎng)和科研的整體水平。全國優(yōu)

秀博士學(xué)位論文是我國博士研究生科研水平的集中反映，也是學(xué)校研究生

教育水平、學(xué)術(shù)水平和創(chuàng)新能力的重要標(biāo)志。近年來，在學(xué)校黨委的正確領(lǐng)

導(dǎo)下，全校同志共同努力，瞄準(zhǔn)國防科技前沿，扎實推進(jìn)教育教學(xué)改革，有力

地促進(jìn)了研究生尤其是博士研究生培養(yǎng)質(zhì)量的提高。截至 ２０１３年，我校已

獲全國優(yōu)秀博士學(xué)位論文和全國優(yōu)秀博士學(xué)位論文提名論文共計 ４９篇。

為加強高層次創(chuàng)造性人才的培養(yǎng)工作，提高研究生教育特別是博士生

教育質(zhì)量，鼓勵創(chuàng)新精神，從 ２００５年起，我們資助出版了我校全國優(yōu)秀博士

學(xué)位論文和全國優(yōu)秀博士學(xué)位論文提名論文。該系列叢書的出版系統(tǒng)總結(jié)

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了全國優(yōu)秀博士學(xué)位論文的成功經(jīng)驗，對于培養(yǎng)更多、水平更高的高層次創(chuàng)

造性人才，具有十分重要的啟示作用。在此基礎(chǔ)上，現(xiàn)將我校 ２０１３年度的 ７

篇全國優(yōu)秀博士學(xué)位論文和全國優(yōu)秀博士學(xué)位論文提名論文匯集出版，供

廣大師生閱讀和參考。

希望同志們以全國優(yōu)秀博士學(xué)位論文作者為榜樣，積極投身科研事業(yè)，

推進(jìn)基礎(chǔ)研究和前沿探索，攀登世界科技高峰，努力追求學(xué)術(shù)卓越，出更多

高水平學(xué)術(shù)成果，為國防和軍隊現(xiàn)代化建設(shè)做出更大的貢獻(xiàn)。

國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)研究生院

２０１５年 ５月

·２· 臨近空間高超聲速飛行器內(nèi)外流一體化設(shè)計及飛行性能研究

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２０１３年國防科技大學(xué)

全國優(yōu)秀博士學(xué)位論文及

全國優(yōu)秀博士學(xué)位論文提名論文

全國優(yōu)秀博士學(xué)位論文三篇：

航空宇航科學(xué)與技術(shù)學(xué)科，黃偉博士的論文《臨近空間高超聲速飛行器內(nèi)外流一

體化設(shè)計及飛行性能研究》，導(dǎo)師王振國教授；

管理科學(xué)與工程學(xué)科，邢立寧博士的論文《演化學(xué)習(xí)型智能優(yōu)化方法及其應(yīng)用研

究》，導(dǎo)師陳英武教授；

計算機科學(xué)與技術(shù)學(xué)科，董德尊博士的論文《無線傳感器網(wǎng)絡(luò)拓?fù)渥R別與構(gòu)建技

術(shù)研究》，導(dǎo)師廖湘科教授。

全國優(yōu)秀博士學(xué)位論文提名論文四篇：

物理學(xué)學(xué)科，戴佳鈺博士的論文《物質(zhì)結(jié)構(gòu)的尺寸、密度以及溫度效應(yīng)的第一原理

研究》，導(dǎo)師袁建民教授；

物理學(xué)學(xué)科，張建榮博士的論文《重味強子態(tài)的 ＱＣＤ求和規(guī)則研究》，導(dǎo)師黃明球

教授；

信息與通信工程學(xué)科，李健兵博士的論文《飛機尾流雷達(dá)特征信號研究》，導(dǎo)師王

雪松教授；

計算機科學(xué)與技術(shù)學(xué)科，黃立波博士的論文《片上集群體系結(jié)構(gòu)關(guān)鍵技術(shù)研究》，

導(dǎo)師王志英教授。

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目 錄

摘 要 !!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （Ⅰ ）

第 １章 緒 論

１．１　研究背景與意義 !!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （ １ ）

１２　國內(nèi)外研究發(fā)展概述!!!!!!!!!!!!!!!!!! （ ４ ）

１２１　高超聲速飛行器項目研究發(fā)展現(xiàn)狀 !!!!!!!!! （ ４ ）

１２２　高超聲速飛行器關(guān)鍵技術(shù)研究發(fā)展現(xiàn)狀 !!!!!!! （１１）

１２３　內(nèi)外流一體化關(guān)鍵技術(shù)研究發(fā)展現(xiàn)狀 !!!!!!!! （１３）

１３　研究存在的問題和不足 !!!!!!!!!!!!!!!! （１６）

１４　本書主要研究內(nèi)容 !!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１７）

第 ２章 物理建模與基本方法

２１　一體化高超聲速飛行器物理建模 !!!!!!!!!!!! （２０）

２１１　物理模型 !!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （２０）

２１２　邊界條件 !!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （２１）

２２　數(shù)值仿真方法及算例驗證 !!!!!!!!!!!!!!! （２２）

２２１　燃燒流動控制方程 !!!!!!!!!!!!!!!! （２２）

２２２　湍流模型 !!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （２５）

２２３　液滴霧化蒸發(fā)模型 !!!!!!!!!!!!!!!! （２５）

２２４　兩相流模型 !!!!!!!!!!!!!!!!!!! （２６）

２２５　化學(xué)反應(yīng)動力學(xué)模型 !!!!!!!!!!!!!!! （２６）

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２２６　計算方法 !!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （２７）

２２７　數(shù)值算例 !!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （２７）

２３　試驗統(tǒng)計法 !!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （３６）

２３１　試驗設(shè)計 !!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （３６）

２３２　綜合平衡法 !!!!!!!!!!!!!!!!!!! （３７）

２３３　方差分析 !!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （３７）

２４　改進(jìn)粒子群優(yōu)化算法!!!!!!!!!!!!!!!!!! （３７）

２４１　標(biāo)準(zhǔn)粒子群優(yōu)化算法 !!!!!!!!!!!!!!! （３８）

２４２　改進(jìn)型雜交粒子群優(yōu)化算法（ＭＣＰＳＯ） !!!!!!!! （３８）

２４３　算法驗證 !!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （４０）

２５　本章小結(jié) !!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （４２）

第 ３章 前體／進(jìn)氣道一體化設(shè)計性能研究

３１　引言!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （４４）

３２　擴張角和反壓對隔離段激波串起始位置及波系結(jié)構(gòu)的影響

!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （４５）

３２１　擴張角對隔離段內(nèi)流場的影響 !!!!!!!!!!! （４６）

３２２　隔離段出口反壓對其流場的影響 !!!!!!!!!! （４９）

３３　來流及結(jié)構(gòu)參數(shù)對高超聲速飛行器進(jìn)氣道／隔離段流場影響

!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （５３）

３３１　物理模型和計算方法 !!!!!!!!!!!!!!! （５３）

３３２　隔離段長高比對高超聲速進(jìn)氣道出口參數(shù)分布的影響 （ ! ５４）

３３３　邊界條件對高超聲速進(jìn)氣道出口參數(shù)分布的影響 （ !!! ５６）

３４　前體噴射策略對高超聲速進(jìn)氣道流場的影響 !!!!!! （６２）

３４１　激波誘燃沖壓發(fā)動機工作原理 !!!!!!!!!!! （６３）

３４２　物理模型與計算方法 !!!!!!!!!!!!!!! （６４）

３４３　第一級燃料噴注角度對進(jìn)氣道流場影響 !!!!!!! （６５）

３４４　第二級燃料噴注角度對進(jìn)氣道流場的影響 !!!!!! （６７）

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３５　本章小結(jié) !!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （７０）

第 ４章 后體／尾噴管一體化設(shè)計對高超聲速飛行器性能影響

４１　引言!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （７１）

４２　超燃沖壓發(fā)動機尾噴管構(gòu)型參數(shù)靈敏度分析 !!!!!! （７２）

４２１　物理模型和計算方法 !!!!!!!!!!!!!!! （７２）

４２２　試驗設(shè)計與方差分析 !!!!!!!!!!!!!!! （７４）

４２３　各目標(biāo)函數(shù)的 Ｄｕｎｃａｎ多重比較 !!!!!!!!!!! （７６）

４２４　幾何結(jié)構(gòu)參數(shù)對尾噴管性能的影響 !!!!!!!!! （８０）

４３　尾噴管構(gòu)型對一體化高超聲速飛行器無粘流場的影響 ! （８４）

４３１　計算條件 !!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （８４）

４３２　飛行器內(nèi)外流場及氣動 －推進(jìn)性能分析 !!!!!!! （８４）

４４　尾噴管構(gòu)型對一體化高超聲速飛行器粘性流場的影響 ! （８７）

４４１　計算方法 !!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （８７）

４４２　尾噴管構(gòu)型對飛行器氣動 －推進(jìn)性能的影響 !!!!! （８７）

４５　本章小結(jié) !!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （９３）

第 ５章 燃燒室構(gòu)型對高超聲速飛行器氣動 －推進(jìn)性能的影響

５１　引言!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （９４）

５２　超聲速氣流中燃料與空氣的混合增強機理 !!!!!!! （９５）

５２１　網(wǎng)格相關(guān)性分析與數(shù)值方法驗證 !!!!!!!!!! （９５）

５２２　燃料噴射角度對混合過程的影響 !!!!!!!!!! （９９）

５２３　燃料噴注壓強對混合過程的影響 !!!!!!!!!! （１０４）

５３　凹腔幾何結(jié)構(gòu)參數(shù)對一體化高超聲速飛行器性能的影響

!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１０５）

５３１　凹腔幾何結(jié)構(gòu)參數(shù)對其阻力特性的影響 !!!!!!! （１０６）

５３２　凹腔幾何結(jié)構(gòu)對飛行器氣動 －推進(jìn)性能影響 !!!!! （１１３）

目 錄 ·３·

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５４　凹腔布局對一體化高超聲速飛行器氣動 －推進(jìn)性能影響

!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１２４）

５４１　物理模型與計算方法 !!!!!!!!!!!!!!! （１２４）

５４２　發(fā)動機通流流場 !!!!!!!!!!!!!!!!! （１２６）

５４３　發(fā)動機點火流場 !!!!!!!!!!!!!!!!! （１２９）

５５　超燃沖壓發(fā)動機燃燒室構(gòu)型因素影響分析 !!!!!!! （１３９）

５５１試驗方法 !!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１３９）

５５２　試驗組織方案 !!!!!!!!!!!!!!!!!! （１４０）

５５３　構(gòu)型影響分析 !!!!!!!!!!!!!!!!!! （１４２）

５６　本章小結(jié) !!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１４５）

第 ６章 頭部構(gòu)型對高超聲速飛行器氣動 －推進(jìn)性能的影響

６１　引言!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１４８）

６２　卡門型機身頭部對飛行器性能影響分析 !!!!!!!! （１４８）

６２１　物理模型與計算方法 !!!!!!!!!!!!!!! （１４８）

６２２　長細(xì)比對飛行器阻力特性的影響 !!!!!!!!!! （１５０）

６２３　長細(xì)比對飛行器升力特性的影響 !!!!!!!!!! （１５２）

６２４　長細(xì)比對飛行器俯仰力矩性能的影響 !!!!!!!! （１５３）

６２５　長細(xì)比對飛行器升阻比特性的影響 !!!!!!!!! （１５４）

６３　哈克型機身頭部對飛行器性能影響分析 !!!!!!!! （１５５）

６３１　物理模型與計算方法 !!!!!!!!!!!!!!! （１５５）

６３２　計算結(jié)果與討論 !!!!!!!!!!!!!!!!! （１５７）

６４　本章小結(jié) !!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１６３）

第 ７章 一體化高超聲速飛行器性能分析

７１　引言!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１６５）

７２　一體化高超聲速飛行器攻角特性數(shù)值研究 !!!!!!! （１６５）

·４· 臨近空間高超聲速飛行器內(nèi)外流一體化設(shè)計及飛行性能研究

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７２１　計算條件 !!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１６５）

７２２　性能分析 !!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１６６）

７３　粘性對一體化高超聲速飛行器攻角特性影響 !!!!!! （１７０）

７３１　計算方法 !!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１７０）

７３２　計算結(jié)果與討論 !!!!!!!!!!!!!!!!! （１７１）

７４　一體化高超聲速飛行器部件表面受力分析 !!!!!!! （１７６）

７４１　物理模型和計算方法 !!!!!!!!!!!!!!! （１７６）

７４２　計算結(jié)果與討論 !!!!!!!!!!!!!!!!! （１７７）

７５　一體化高超聲速飛行器彈道性能分析!!!!!!!!!! （１８４）

７５１　數(shù)學(xué)模型 !!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１８４）

７５２　求解方法 !!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１８６）

７５３　數(shù)值計算實例與分析 !!!!!!!!!!!!!!! （１８６）

７６　本章小結(jié) !!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１９０）

第 ８章 結(jié)束語 !!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１９１）

致 謝 !!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１９５）

作者在學(xué)期間取得的學(xué)術(shù)成果!!!!!!!!!!!!!!!! （１９７）

參考文獻(xiàn)!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （２０１）

后 記 !!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （２２１）

目 錄 ·５·

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Ｃｏｎｔｅｎｔｓ

ＡＢＳＴＲＡＣＴ!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （Ⅰ ）

Ｃｈａｐｔｅｒ１　Ｉｎｔｒｏｄｕｃｔｉｏｎ

１．１?。遥澹螅澹幔颍悖瑁拢幔悖耄纾颍铮酰睿?!!!!!!!!!!!!!!!!! （ １ ）

１．２?。遥澹螅澹幔颍悖瑁模澹觯澹欤铮穑恚澹睿?!!!!!!!!!!!!!!!!! （ ４ ）

１．２．１?。遥澹螅澹幔颍悖瑁模澹觯澹欤铮穑恚澹睿簦铮睿龋穑澹颍螅铮睿椋悖郑澹瑁椋悖欤澹校颍铮辏澹悖簦?!! （ ４ ）

１．２．２?。遥澹螅澹幔颍悖瑁模澹觯澹欤铮穑恚澹睿簦铮睿耍澹裕澹悖瑁睿铮欤铮纾椋澹螅铮妫龋穑澹颍螅铮睿椋悖郑澹瑁椋悖欤?/p>

!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１１）

１．２．３?。遥澹螅澹幔颍悖瑁模澹觯澹欤铮穑恚澹睿簦铮睿耍澹裕澹悖瑁睿铮欤铮纾椋澹螅铮妫桑睿簦澹颍睿幔欤牛簦澹颍睿幔?/p>

ＦｌｏｗＩｎｔｅｇｒａｔｉｏｎ!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１３）

１．３?。校颍铮猓欤澹恚螅幔睿洌模颍幔鳎猓幔悖耄?!!!!!!!!!!!!!!!! （１６）

１．４　ＭａｉｎＣｏｎｔｅｎｔｓ!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１７）

Ｃｈａｐｔｅｒ２?。校瑁螅椋悖幔欤停铮洌澹欤幔睿洌疲酰睿洌幔恚澹睿簦幔欤停澹簦瑁铮洌?/p>

２．１?。校瑁螅椋悖幔欤停铮洌澹欤妫铮颍桑睿簦澹纾颍幔簦澹洌龋穑澹颍螅铮睿椋悖郑澹瑁椋悖欤?!!!! （２０）

２．１．１?。校瑁螅椋悖幔欤停铮洌澹?!!!!!!!!!!!!!!!!!! （２０）

２．１．２?。拢铮酰睿洌幔颍茫铮睿洌椋簦椋铮睿?!!!!!!!!!!!!!!! （２１）

２．２?。危酰恚澹颍椋悖幔欤粒穑穑颍铮幔悖瑁幔睿洌茫铮洌澹郑幔欤椋洌幔簦椋铮?!!!!!!!! （２２）

２．２．１　ＧｏｖｅｒｎｉｎｇＥｑｕａｔｉｏｎｓ!!!!!!!!!!!!!!!! （２２）

２．２．２?。裕酰颍猓酰欤澹睿悖澹停铮洌澹?!!!!!!!!!!!!!!!! （２５）

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２．２．３?。粒簦铮恚椋幔簦椋铮睿幔睿洌牛觯幔穑铮颍幔簦椋铮睿停铮洌澹?!!!!!!!!! （２５）

２．２．４?。裕鳎铮校瑁幔螅澹疲欤铮鳎停铮洌澹?!!!!!!!!!!!!!! （２６）

２．２．５　ＣｈｅｍｉｃａｌＲｅａｃｔｉｏｎＤｙｎａｍｉｃｓＭｏｄｅｌ!!!!!!!!!! （２６）

２．２．６?。茫幔欤悖酰欤幔簦椋铮睿停澹簦瑁铮?!!!!!!!!!!!!!!!! （２７）

２．２．７?。郑幔欤椋洌幔簦澹洌茫幔螅澹?!!!!!!!!!!!!!!!!! （２７）

２．３　ＥｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌＳｔａｔｉｓｔｉｃｓＡｐｐｒｏａｃｈｅｓ!!!!!!!!!!!! （３６）

２．３．１?。牛穑澹颍椋恚澹睿簦幔欤模澹螅椋纾?!!!!!!!!!!!!!!!! （３６）

２．３．２?。桑睿簦澹纾颍幔欤拢幔欤幔睿悖澹幔猓欤澹停澹簦瑁铮?!!!!!!!!!!!! （３７）

２．３．３?。郑幔颍椋幔睿悖澹粒睿幔欤螅椋?!!!!!!!!!!!!!!!! （３７）

２．４?。停铮洌椋妫椋澹洌校幔颍簦椋悖欤澹樱鳎幔颍恚希穑簦椋恚椋幔簦椋铮睿粒欤纾铮颍椋簦瑁?!!!!! （３７）

２．４．１?。樱簦幔睿洌幔颍洌校幔颍簦椋悖欤澹樱鳎幔颍恚希穑簦椋恚椋幔簦椋铮睿粒欤纾铮颍椋簦瑁?!!!!! （３８）

２．４．２?。停铮洌椋妫椋澹洌茫颍铮螅螅猓颍澹澹洌椋睿纾校幔颍簦椋悖欤澹樱鳎幔颍恚希穑簦椋恚椋幔簦椋铮睿粒欤纾铮颍椋簦瑁?/p>

!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （３８）

２．４．３　ＦｕｎｃｔｉｏｎＴｅｓｔ!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （４０）

２．５?。茫铮睿悖欤酰螅椋铮?!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （４２）

Ｃｈａｐｔｅｒ３?。桑睿簦澹纾颍幔簦澹洌模澹螅椋纾睿校澹颍妫铮颍恚幔睿悖澹铮妫疲铮颍澹猓铮洌桑睿欤澹?/p>

３．１?。桑睿簦颍铮洌酰悖簦椋铮?!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （４４）

３．２?。桑睿妫欤酰澹睿悖澹螅铮妫模椋觯澹颍纾澹睿悖澹粒睿纾欤澹幔睿洌拢幔悖耄校颍澹螅螅酰颍澹铮睿簦瑁澹樱瑁铮悖?/p>

ＷａｖｅＴｒａｎｓｉｔｉｏｎａｎｄｔｈｅＬｏｃａｔｉｏｎｏｆｔｈｅＬｅａｄｉｎｇＥｄｇｅｏｆｔｈｅ

ＳｈｏｃｋＷａｖｅＴｒａｉｎｉｎＩｓｏｌａｔｏｒ !!!!!!!!!!!!!! （４５）

３．２．１?。牛妫妫澹悖簦铮妫簦瑁澹模椋觯澹颍纾澹睿悖澹粒睿纾欤澹铮睿簦瑁澹疲欤铮鳎疲椋澹欤洌铮妫桑螅铮欤幔簦铮?/p>

!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （４６）

３．２．２　ＥｆｆｅｃｔｏｆｔｈｅＥｘｉｔＢａｃｋＰｒｅｓｓｕｒｅｏｎｔｈｅＦｌｏｗＦｉｅｌｄｏｆＩｓｏｌａｔｏｒ

!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （４９）

３．３?。桑睿妫欤酰澹睿悖澹螅铮妫疲颍澹澹螅簦颍澹幔恚茫铮睿洌椋簦椋铮睿螅幔睿洌牵澹铮恚澹簦颍椋悖幔欤校幔颍幔恚澹簦澹颍?/p>

ｏｎｔｈｅＦｌｏｗＦｉｅｌｄｏｆＩｎｌｅｔ／ＩｓｏｌａｔｏｒｉｎＨｙｐｅｒｓｏｎｉｃＶｅｈｉｃｌｅｓ

!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （５３）

３．３．１　ＰｈｙｓｉｃａｌＭｏｄｅｌａｎｄＮｕｍｅｒｉｃａｌＡｐｐｒｏａｃｈ!!!!!!!! （５３）

Ⅱ ＣｏｍｂｉｎｅｄＡｎａｌｙｓｉｓｏｎＩｎｔｅｒｎａｌ／ＥｘｔｅｒｎａｌＦｌｏｗｓｏｆＨｙｐｅｒｓｏｎｉｃＶｅｈｉｃｌｅｓｉｎｔｈｅＮｅａｒｓｐａｃｅａｎｄＣＦＤＰｒｅｄｉｃｔｉｏｎｓｏｆＩｔｓＦｌｙｉｎｇＰｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ

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３．３．２　ＥｆｆｅｃｔｏｆｔｈｅＬｅｎｇｔｈｔｏｈｅｉｇｈｔＲａｔｉｏｏｆｔｈｅＩｓｏｌａｔｏｒｏｎｔｈｅＥｘｉｔ

ＰａｒａｍｅｔｅｒＤｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎｏｆＨｙｐｅｒｓｏｎｉｃＩｎｌｅｔ !!!!!!! （５４）

３．３．３?。牛妫妫澹悖簦铮妫簦瑁澹拢铮酰睿洌幔颍茫铮睿洌椋簦椋铮睿螅铮睿簦瑁澹牛椋簦校幔颍幔恚澹簦澹颍模椋螅簦颍椋猓酰簦椋铮?/p>

ｏｆＨｙｐｅｒｓｏｎｉｃＩｎｌｅｔ!!!!!!!!!!!!!!!!! （５６）

３．４　ＩｎｆｌｕｅｎｃｅｏｆＦｏｒｅｂｏｄｙＩｎｊｅｃｔｉｏｎＳｔｒａｔｅｇｙｏｎｔｈｅＦｌｏｗＦｉｅｌｄｏｆ

ＨｙｐｅｒｓｏｎｉｃＩｎｌｅｔ!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （６２）

３．４．１?。希穑澹颍幔簦椋睿纾校颍椋睿悖椋穑欤澹铮妫樱瑁铮悖氇玻椋睿洌酰悖澹洌茫铮恚猓酰螅簦椋铮睿遥幔恚辏澹?/p>

（Ｓｈｃｒａｍｊｅｔ）Ｅｎｇｉｎｅ !!!!!!!!!!!!!!!! （６３）

３．４．２　ＰｈｙｓｉｃａｌＭｏｄｅｌａｎｄＮｕｍｅｒｉｃａｌＡｐｐｒｏａｃｈ!!!!!!!! （６４）

３．４．３?。牛妫妫澹悖簦铮妫簦瑁澹桑睿辏澹悖簦椋铮睿粒睿纾欤澹椋睿簦瑁澹疲椋颍螅簦樱簦幔纾澹铮睿簦瑁澹疲欤铮鳎疲椋澹欤?/p>

ｏｆＨｙｐｅｒｓｏｎｉｃＩｎｌｅｔ!!!!!!!!!!!!!!!!! （６５）

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ＦｉｅｌｄｏｆＨｙｐｅｒｓｏｎｉｃＩｎｌｅｔ !!!!!!!!!!!!!! （６７）

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Ｃｈａｐｔｅｒ４?。桑睿妫欤酰澹睿悖澹铮妫簦瑁澹桑睿簦澹纾颍幔簦澹洌模澹螅椋纾睿铮妫粒妫簦猓铮洌?/p>

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４．２．１　ＰｈｙｓｉｃａｌＭｏｄｅｌａｎｄＮｕｍｅｒｉｃａｌＡｐｐｒｏａｃｈ!!!!!!!! （７２）

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Ｎｏｚｚｌｅ!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （８０）

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ｏｆＩｎｔｅｇｒａｔｅｄＨｙｐｅｒｓｏｎｉｃＶｅｈｉｃｌｅ!!!!!!!!!!!!! （８４）

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Ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ !!!!!!!!!!!!!!!!!!! （８４）

ＣｏｎｔｅｎｔｓⅢ

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４．４　ＩｎｆｌｕｅｎｃｅｏｆｔｈｅＮｏｚｚｌｅＣｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎｏｎｔｈｅＶｉｓｃｉｄＦｌｏｗＦｉｅｌｄｏｆ

ＩｎｔｅｇｒａｔｅｄＨｙｐｅｒｓｏｎｉｃＶｅｈｉｃｌｅ!!!!!!!!!!!!!! （８７）

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ｏｆＶｅｈｉｃｌｅ !!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （８７）

４．５?。茫铮睿悖欤酰螅椋铮?!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （９３）

Ｃｈａｐｔｅｒ５?。桑睿妫欤酰澹睿悖澹铮妫茫铮恚猓酰螅簦铮颍茫铮睿妫椋纾酰颍幔簦椋铮睿铮睿簦瑁澹粒澹颍铼?/p>

ｐｒｏｐｕｌｓｉｖｅＰｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｏｆＨｙｐｅｒｓｏｎｉｃＶｅｈｉｃｌｅ

　 ?。担薄。桑睿簦颍铮洌酰悖簦椋铮?!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （９４）

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ＳｕｐｅｒｓｏｎｉｃＦｌｏｗｓ!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （９５）

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５．２．２　ＥｆｆｅｃｔｏｆＩｎｊｅｃｔｉｏｎＡｎｇｌｅｏｎＭｉｘｉｎｇＰｒｏｃｅｓｓ!!!!!!! （９９）

５．２．３?。牛妫妫澹悖簦铮妫桑睿辏澹悖簦椋铮睿校颍澹螅螅酰颍澹铮睿停椋椋睿纾校颍铮悖澹螅?!!!!! （１０４）

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ｏｆＩｎｔｅｇｒａｔｅｄＨｙｐｅｒｓｏｎｉｃＶｅｈｉｃｌｅ!!!!!!!!!!!!! （１０５）

５．３．１　ＥｆｆｅｃｔｏｆＧｅｏｍｅｔｒｉｃＰａｒａｍｅｔｅｒｓｏｆＣａｖｉｔｙｏｎｉｔｓＤｒａｇＦｏｒｃｅＰｒｏｐｅｒｔｙ

!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１０６）

５．３．２?。牛妫妫澹悖簦铮妫牵澹铮恚澹簦颍椋悖校幔颍幔恚澹簦澹颍螅铮妫茫幔觯椋簦铮睿簦瑁澹粒澹颍铼玻穑颍铮穑酰欤螅椋觯?/p>

ＰｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｏｆＶｅｈｉｃｌｅ!!!!!!!!!!!!!!! （１１３）

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ｏｆＩｎｔｅｇｒａｔｅｄＨｙｐｅｒｓｏｎｉｃＶｅｈｉｃｌｅ!!!!!!!!!!!!! （１２４）

５．４．１?。校瑁螅椋悖幔欤停铮洌澹欤幔睿洌危酰恚澹颍椋悖幔欤粒穑穑颍铮幔悖?!!!!!!! （１２４）

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５．４．３?。桑睿欤澹簦希穑澹睿幔睿洌疲椋颍澹?!!!!!!!!!!!!!!! （１２９）

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５．５．３?。粒睿幔欤螅椋螅铮妫茫铮睿妫椋纾酰颍幔簦椋铮睿桑睿妫欤酰澹睿悖澹?!!!!!!!!! （１４２）

Ⅳ ＣｏｍｂｉｎｅｄＡｎａｌｙｓｉｓｏｎＩｎｔｅｒｎａｌ／ＥｘｔｅｒｎａｌＦｌｏｗｓｏｆＨｙｐｅｒｓｏｎｉｃＶｅｈｉｃｌｅｓｉｎｔｈｅＮｅａｒｓｐａｃｅａｎｄＣＦＤＰｒｅｄｉｃｔｉｏｎｓｏｆＩｔｓＦｌｙｉｎｇＰｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ

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５．６?。茫铮睿悖欤酰螅椋铮?!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１４５）

Ｃｈａｐｔｅｒ６　ＩｎｆｌｕｅｎｃｅｏｆＨｅａｄＣｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎｏｎｔｈｅＡｅｒｏ

ｐｒｏｐｕｌｓｉｖｅＰｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｏｆＨｙｐｅｒｓｏｎｉｃＶｅｈｉｃｌｅ

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６．２?。牛妫妫澹悖簦铮妫耍幔颍恚澹睿龋澹幔洌茫铮睿妫椋纾酰颍幔簦椋铮睿铮睿簦瑁澹校澹颍妫铮颍恚幔睿悖澹铮?/p>

Ｖｅｈｉｃｌｅ !!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１４８）

６．２．１　ＰｈｙｓｉｃａｌＭｏｄｅｌａｎｄＮｕｍｅｒｉｃａｌＡｐｐｒｏａｃｈ!!!!!!!! （１４８）

６．２．２?。牛妫妫澹悖簦铮妫樱欤澹睿洌澹颍睿澹螅螅遥幔簦椋铮铮睿簦瑁澹模颍幔纾疲铮颍悖澹茫瑁幔颍幔悖簦澹颍椋螅簦椋悖铮?/p>

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Ｖｅｈｉｃｌｅ !!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１５２）

６．２．４　ＥｆｆｅｃｔｏｆＳｌｅｎｄｅｒｎｅｓｓＲａｔｉｏｏｎｔｈｅＰｉｔｃｈｉｎｇＭｏｍｅｎｔＣｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃ

ｏｆＶｅｈｉｃｌｅ !!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１５３）

６．２．５?。牛妫妫澹悖簦铮妫樱欤澹睿洌澹颍睿澹螅螅遥幔簦椋铮铮睿簦瑁澹蹋椋妫舄玻簦铼玻洌颍幔纾遥幔簦椋铮校颍铮穑澹颍簦铮?/p>

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６．４?。茫铮睿悖欤酰螅椋铮?!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１６３）

Ｃｈａｐｔｅｒ７　ＰｅｒｆｏｒｍａｎｃｅＡｎａｌｙｓｉｓｏｆＩｎｔｅｇｒａｔｅｄＨｙｐｅｒｓｏｎｉｃ

Ｖｅｈｉｃｌｅ

　 ?。罚薄。桑睿簦颍铮洌酰悖簦椋铮?!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１６５）

７．２?。粒睿纾欤澹铮妫粒簦簦幔悖耄校颍铮穑澹颍簦椋澹螅铮妫桑睿簦澹纾颍幔簦澹洌龋穑澹颍螅铮睿椋悖郑澹瑁椋悖欤?/p>

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７．２．２　Ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅａｎａｌｙｓｉｓ!!!!!!!!!!!!!!!! （１６６）

ＣｏｎｔｅｎｔｓⅤ

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７．３?。桑睿妫欤酰澹睿悖澹铮妫郑椋螅悖铮螅椋簦铮睿簦瑁澹粒睿纾欤澹铮妫粒簦簦幔悖耄穑颍铮穑澹颍簦椋澹螅铮?/p>

ＩｎｔｅｇｒａｔｅｄＨｙｐｅｒｓｏｎｉｃＶｅｈｉｃｌｅ!!!!!!!!!!!!!! （１７０）

７．３．１?。危酰恚澹颍椋悖幔欤停澹簦瑁铮?!!!!!!!!!!!!!!!! （１７０）

７．３．２?。遥澹螅酰欤簦螅幔睿洌模椋螅悖酰螅螅椋铮?!!!!!!!!!!!!!!! （１７１）

７．４　ＩｎｆｌｕｅｎｃｅｏｆＥａｃｈＣｏｍｐｏｎｅｎｔｏｎｔｈｅＡｅｒｏｐｒｏｐｕｌｓｉｖｅＰｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ

ｏｆＶｅｈｉｃｌｅ!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１７６）

７．４．１?。校瑁螅椋悖幔欤停铮洌澹欤幔睿洌危酰恚澹颍椋悖幔欤粒穑穑颍铮幔悖?!!!!!!! （１７６）

７．４．２?。遥澹螅酰欤簦螅幔睿洌模椋螅悖酰螅螅椋铮?!!!!!!!!!!!!!!! （１７７）

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７．５．２?。樱铮欤觯椋睿纾停澹簦瑁铮?!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１８６）

７．５．３　ＣｏｍｐｕｔｅｄＣａｓｅａｎｄＡｎａｌｙｓｉｓ!!!!!!!!!!!!! （１８６）

７．６?。茫铮睿悖欤酰螅椋铮?!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１９０）

Ｃｈａｐｔｅｒ８?。茫铮睿悖欤酰螅椋铮?!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１９１）

Ａｃｋｎｏｗｌｅｄｇｅｍｅｎｔ !!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１９５）

ＬｉｓｔｏｆＰｕｂｌｉｃａｔｉｏｎｓ!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１９７）

Ｒｅｆｅｒｅｎｃｅｓ!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （２０１）

Ｐｏｓｔｓｃｒｉｐｔ!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （２２１）

Ⅵ ＣｏｍｂｉｎｅｄＡｎａｌｙｓｉｓｏｎＩｎｔｅｒｎａｌ／ＥｘｔｅｒｎａｌＦｌｏｗｓｏｆＨｙｐｅｒｓｏｎｉｃＶｅｈｉｃｌｅｓｉｎｔｈｅＮｅａｒｓｐａｃｅａｎｄＣＦＤＰｒｅｄｉｃｔｉｏｎｓｏｆＩｔｓＦｌｙｉｎｇＰｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ

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摘 要

本書以臨近空間高超聲速飛行器為研究對象，采用理論分析、數(shù)值仿真和地面試驗

等多種手段，借助試驗統(tǒng)計學(xué)基本理論，對高超聲速推進(jìn)系統(tǒng)重要組成部件幾何結(jié)構(gòu)參

數(shù)設(shè)置水平的影響進(jìn)行了比較系統(tǒng)的探討。同時，分析了部件幾何結(jié)構(gòu)參數(shù)對一體化

高超聲速飛行器整機氣動 －推進(jìn)性能的影響，在此基礎(chǔ)上，對一體化高超聲速飛行器綜

合性能進(jìn)行了評估，并對其彈道性能進(jìn)行了初步考察。

建立了一體化高超聲速飛行器的物理模型，并給出了三種不同工況下的邊界條件，

即進(jìn)氣道關(guān)閉、發(fā)動機通流以及發(fā)動機點火；對采用的數(shù)值仿真方法、試驗統(tǒng)計法和改

進(jìn)粒子群優(yōu)化算法進(jìn)行了介紹，并針對相關(guān)算例進(jìn)行了研究，發(fā)現(xiàn)數(shù)值仿真結(jié)果與試驗

數(shù)據(jù)吻合得較好，改進(jìn)粒子群優(yōu)化算法的收斂速度、平均收斂率以及全局尋優(yōu)能力明顯

得到提高。

分析了擴張角和出口反壓對隔離段內(nèi)激波串前緣位置及波系結(jié)構(gòu)的影響，獲得了

高超聲速進(jìn)氣道出口物理參數(shù)分布隨隔離段長高比、出口反壓以及來流馬赫數(shù)的變化

規(guī)律。在介紹激波誘燃沖壓發(fā)動機工作原理的基礎(chǔ)上，初步考察了前體燃料噴射角度

對進(jìn)氣道流場的影響。研究發(fā)現(xiàn)，隨著隔離段上下壁面擴張角的增大，激波串前緣位置

不斷前移，且逐漸由斜激波演變?yōu)檎げ?，?dāng)擴張角進(jìn)一步增大時，由于受隔離段入口

處膨脹波系的影響，隔離段內(nèi)激波串后移，并由正激波轉(zhuǎn)化為斜激波，激波串前沿出現(xiàn)

一明顯的負(fù)壓區(qū)。隔離段內(nèi)激波串隨著出口反壓的增大而不斷被推向隔離段入口。

采用正交拉丁方設(shè)計、方差分析、Ｄｕｎｃａｎ多重比較以及數(shù)值仿真相結(jié)合的方法研

究了尾噴管幾何結(jié)構(gòu)參數(shù)設(shè)置水平對其性能的影響，分析了無粘和粘性條件下尾噴管

上壁面斜面傾角對一體化高超聲速飛行器整機綜合性能的影響。研究發(fā)現(xiàn)，相比外罩

后掠角，尾噴管上壁面型線起始點切線角度和外罩后伸長度的變化對尾噴管的推力特

性、升力特性以及俯仰力矩特性影響更加顯著，當(dāng)尾噴管上壁面斜面傾角為 １１°時，一

體化高超聲速飛行器的整體性能最好。

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在分析燃料噴射角度和噴注壓強對超聲速來流中燃料／空氣預(yù)混過程影響的基礎(chǔ)

上，采用試驗統(tǒng)計學(xué)理論和數(shù)值仿真相結(jié)合的方法，考察了燃燒流場中凹腔幾何結(jié)構(gòu)參

數(shù)設(shè)置水平對其阻力特性的影響，進(jìn)而分析了其對一體化高超聲速飛行器整機綜合性

能的影響。研究了發(fā)動機通流和發(fā)動機點火工況下燃燒室內(nèi)凹腔布局對飛行器整機性

能的影響。同時，結(jié)合地面直連式試驗系統(tǒng)，對影響超燃沖壓發(fā)動機燃燒室性能的構(gòu)型

因素進(jìn)行了比較系統(tǒng)地分析。研究發(fā)現(xiàn)，在對凹腔火焰穩(wěn)定器進(jìn)行結(jié)構(gòu)設(shè)計時，應(yīng)首先

考慮幾何參數(shù)長深比 Ｌ／Ｄｕ和后緣與前緣深度之比 Ｄｄ／Ｄｕ的影響，因為它們在數(shù)值上小

的變化就會引起凹腔阻力特性大的改良，凹腔幾何結(jié)構(gòu)參數(shù)設(shè)置水平對飛行器整體性

能影響不大，在把凹腔引入高超聲速推進(jìn)系統(tǒng)中作為火焰穩(wěn)定裝置時，可以忽略其對飛

行器綜合性能的影響，同時，影響燃燒室性能的主要因素是第三和第四級擴張角，且隨

著燃料噴射位置的前移，第二級擴張角對燃燒室性能的影響越來越大，但第一級擴張角

的影響最小。

分別定義了兩種計算機身頭部長細(xì)比的方式，針對兩種典型機身頭部構(gòu)型，即卡門

形和哈克形，比較系統(tǒng)地討論了機身頭部長細(xì)比對一體化高超聲速飛行器氣動 －推進(jìn)

性能的影響，發(fā)現(xiàn)機身上表面膨脹適當(dāng)?shù)慕嵌扔欣谔岣咭惑w化高超聲速飛行器的氣

動性能，尤其是升阻比，這在一定程度上可以增強其在臨近空間的巡航特性。

比較系統(tǒng)地分析了有攻角情況下一體化高超聲速飛行器在不同工作狀態(tài)下的綜合

性能，考察了粘性對飛行器性能的影響，研究了各受力表面對飛行器整機綜合性能的影

響和貢獻(xiàn)，最后初步考察了一體化高超聲速飛行器的彈道特性。研究發(fā)現(xiàn)，飛行器巡航

保持在 ２°左右攻角為宜，這樣有利于飛行器的姿態(tài)控制和調(diào)整，粘性對飛行器阻力特

性影響很大，在發(fā)動機通流和發(fā)動機點火狀態(tài)下，粘性阻力占總阻力的比重超過 ５０％，

在三種不同工作狀態(tài)下，作用在飛行器前體、外罩、機身上壁面上的力均對飛行器氣動

－推進(jìn)性能的影響很大。

關(guān)鍵詞：航空航天推進(jìn)系統(tǒng)；高超聲速飛行器；內(nèi)外流一體化；超燃沖壓發(fā)動機；

試驗設(shè)計；方差分析；綜合平衡法；性能分析；數(shù)值仿真；激波誘燃沖壓發(fā)動機

Ⅱ 臨近空間高超聲速飛行器內(nèi)外流一體化設(shè)計及飛行性能研究

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ＡＢＳＴＲＡＣＴ

Ｔｈｉｓｂｏｏｋｃｏｎｃｅｎｔｒａｔｅｓｏｎｔｈｅａｎａｌｙｓｉｓｏｆｔｈｅｉｎｔｅｒｎａｌ／ｅｘｔｅｒｎａｌｆｌｏｗｓａｒｏｕｎｄａｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃ

ｖｅｈｉｃｌｅｉｎｎｅａｒｓｐａｃｅＵｓｉｎｇａｃｏｍｂｉｎａｔｉｏｎｏｆｔｈｅｏｒｅｔｉｃａｌａｎａｌｙｓｅｓ，ｎｕｍｅｒｉｃａｌｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｓ

ａｎｄｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔｓ， ａｎｄ ｉｎｔｒｏｄｕｃｉｎｇｔｈｅｂａｓｉｃｐｒｉｎｃｉｐｌｅｓｏｆｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌ

ｓｔａｔｉｓｔｉｃｓ，ｔｈｅｅｆｆｅｃｔｓｏｆｔｈｅｇｅｏｍｅｔｒｉｃｐａｒａｍｅｔｒｉｃｌｅｖｅｌｓｏｆｅａｃｈｃｏｍｐｏｎｅｎｔｉｎａｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃ

ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎｓｙｓｔｅｍｏｎｉｔｓｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅａｒｅｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｅｄｓｙｓｔｅｍａｔｉｃａｌｌｙａｎｄｃｏｍｐｒｅｈｅｎｓｉｖｅｌｙＡｔ

ｔｈｅｓａｍｅｔｉｍｅ，ｔｈｅｉｎｆｌｕｅｎｃｅｓｏｆｔｈｅｇｅｏｍｅｔｒｉｃｐａｒａｍｅｔｅｒｓｏｆｅａｃｈｃｏｍｐｏｎｅｎｔｏｎｔｈｅａｅｒｏ

ｐｒｏｐｕｌｓｉｖｅｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｏｆｔｈｅｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｖｅｈｉｃｌｅａｒｅｄｉｓｃｕｓｓｅｄ，ａｎｄａｃｏｍｐｒｅｈｅｎｓｉｖｅ

ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｏｆｔｈｅｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｖｅｈｉｃｌｅｉｓｅｖａｌｕａｔｅｄＦｉｎａｌｌｙ，ａｐｒｅｌｉｍｉｎａｒｙｓｔｕｄｙｏｆｔｈｅ

ｂａｌｌｉｓｔｉｃｂｅｈａｖｉｏｕｒｏｆｔｈｅｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｖｅｈｉｃｌｅｉｓｐｒｅｓｅｎｔｅｄ．

Ａｐｈｙｓｉｃａｌｍｏｄｅｌｏｆｔｈｅｉｎｔｅｇｒａｔｅｄｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｖｅｈｉｃｌｅｉｓｅｓｔａｂｌｉｓｈｅｄ，ａｎｄｔｈｅｂｏｕｎｄａｒｙ

ｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓｆｏｒｔｈｒｅｅｄｉｆｆｅｒｅｎｔｗｏｒｋｉｎｇｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓａｒｅｇｉｖｅｎ，ｎａｍｅｌｙｔｈｅｉｎｌｅｔｃｌｏｓｅｄｏｗｎ，ｍｏｔｏｒ

ｔｈｒｏｕｇｈｆｌｏｗａｎｄｉｇｎｉｔｉｏｎ．Ｏｎｔｈｅｂａｓｉｓｏｆｉｎｔｒｏｄｕｃｉｎｇｔｈｅｎｕｍｅｒｉｃａｌｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｍｅｔｈｏｄ，ｔｈｅ

ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｓｔａｔｉｓｔｉｃｓａｎｄ ｔｈｅ ｉｍｐｒｏｖｅｄ ｐａｒｔｉｃｌｅ ｓｗａｒｍ ｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ ａｌｇｏｒｉｔｈｍ， ｓｏｍｅ

ｃｏｒｒｅｌａｔｅｄｅｘａｍｐｌｅｓａｒｅｔｅｓｔｅｄ．Ｔｈｅｏｂｔａｉｎｅｄｒｅｓｕｌｔｓｓｈｏｗ ｔｈａｔｔｈｅｎｕｍｅｒｉｃａｌｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ

ｒｅｓｕｌｔｓａｒｅｉｎｇｏｏｄａｇｒｅｅｍｅｎｔｗｉｔｈｔｈｅｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｄａｔａ，ｔｈｅｃｏｎｖｅｒｇｅｎｃｅｓｐｅｅｄ，ａｎｄｔｈａｔ

ｔｈｅａｖｅｒａｇｅｃｏｎｖｅｒｇｅｎｃｅｒａｔｅａｎｄｔｈｅｏｖｅｒａｌｌｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎｃａｐａｃｉｔｙｏｆｔｈｅｉｍｐｒｏｖｅｄＰＳＯ

ａｌｇｏｒｉｔｈｍａｒｅｉｎｃｒｅａｓｅｄ．

Ｔｈｅｅｆｆｅｃｔｓｏｆｔｈｅｄｉｖｅｒｇｅｎｔａｎｇｌｅａｎｄｔｈｅｂａｃｋｐｒｅｓｓｕｒｅｏｎｔｈｅｌｅａｄｉｎｇｅｄｇｅｌｏｃａｔｉｏｎｏｆ

ｔｈｅｓｈｏｃｋｗａｖｅｔｒａｉｎａｎｄｔｈｅｗａｖｅｓｔｒｕｃｔｕｒｅａｒｅｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｅｄ，ａｎｄｔｈｅｌａｗｓｂｅｔｗｅｅｎｔｈｅ

ｐａｒａｍｅｔｒｉｃｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎｓａｌｏｎｇｔｈｅｅｘｉｔｏｆｔｈｅｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｉｎｌｅｔａｎｄｔｈｅｌｅｎｇｔｈｔｏｈｅｉｇｈｔｒａｔｉｏ，

ｔｈｅｂａｃｋｐｒｅｓｓｕｒｅｏｆｔｈｅｉｓｏｌａｔｏｒａｎｄｔｈｅｉｎｆｌｏｗＭａｃｈｎｕｍｂｅｒａｒｅｅｓｔａｂｌｉｓｈｅｄ．Ｏｎｔｈｅｂａｓｉｓｏｆ

ｉｎｔｒｏｄｕｃｉｎｇｔｈｅｏｐｅｒａｔｉｎｇｐｒｉｎｃｉｐｌｅｏｆｔｈｅｓｈｏｃｋｉｎｄｕｃｅｄｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎｒａｍｊｅｔｅｎｇｉｎｅ，ｔｈｅ

ｉｎｆｌｕｅｎｃｅｏｆｔｈｅｆｏｒｅｂｏｄｙｉｎｊｅｃｔｉｏｎｏｎｔｈｅｆｌｏｗｆｉｅｌｄｏｆｔｈｅｉｎｌｅｔｉｓｄｉｓｃｕｓｓｅｄ．Ｔｈｅｏｂｔａｉｎｅｄ

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ｒｅｓｕｌｔｓｓｈｏｗｔｈａｔｗｉｔｈａｎｉｎｃｒｅａｓｅｉｎｔｈｅｄｉｖｅｒｇｅｎｔａｎｇｌｅｏｆｔｈｅｉｓｏｌａｔｏｒ，ｔｈｅｌｅａｄｉｎｇｅｄｇｅ

ｌｏｃａｔｉｏｎｏｆｔｈｅｓｈｏｃｋｗａｖｅｔｒａｉｎｍｏｖｅｓｆｏｒｗａｒｄ，ａｎｄｔｈｅｏｂｌｉｑｕｅｓｈｏｃｋｗａｖｅｄｅｖｅｌｏｐｓｉｎｔｏｔｈｅ

ｎｏｒｍａｌｏｎｅ．Ｗｈｅｎｔｈｅｄｉｖｅｒｇｅｎｔａｎｇｌｅｉｓｍｕｃｈｌａｒｇｅｒ，ｔｈｅｓｈｏｃｋｗａｖｅｔｒａｉｎｉｓｄｒａｗｎｂａｃｋ

ｂｅｃａｕｓｅｏｆｔｈｅｉｍｐａｃｔｏｆｔｈｅｅｘｐａｎｓｉｏｎｗａｖｅｔｈａｔｉｓｇｅｎｅｒａｔｅｄａｔｔｈｅｅｎｔｒａｎｃｅｏｆｔｈｅｉｓｏｌａｔｏｒ，

ａｎｄｔｈｅｎｏｒｍａｌｓｈｏｃｋｗａｖｅｂｅｃｏｍｅｓｔｈｅｏｂｌｉｑｕｅｏｎｅａｇａｉｎ，ａｚｏｎｅｏｆｎｅｇａｔｉｖｅｐｒｅｓｓｕｒｅ

ｏｃｃｕｒｓｊｕｓｔｂｅｆｏｒｅｔｈｅｌｅａｄｉｎｇｅｄｇｅｏｆｔｈｅｓｈｏｃｋｗａｖｅｔｒａｉｎ．Ｔｈｅｓｈｏｃｋｗａｖｅｔｒａｉｎｉｓｐｕｓｈｅｄ

ｆｏｒｗａｒｄｄｕｅｔｏｔｈｅｉｎｃｒｅａｓｅｉｎｔｈｅｂａｃｋｐｒｅｓｓｕｒｅ．

Ｕｓｉｎｇａｃｏｍｂｉｎａｔｉｏｎｏｆｔｈｅｏｒｔｈｏｇｏｎａｌｌａｔｉｎｓｑｕａｒｅｓｄｅｓｉｇｎ，ｔｈｅｖａｒｉａｎｃｅａｎａｌｙｓｉｓ，ｔｈｅ

Ｄｕｎｃａｎ ｍｕｌｔｉｐｌｅｃｏｍｐａｒｉｓｏｎ ａｎｄ ｎｕｍｅｒｉｃａｌｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｓ， ｔｈｅｅｆｆｅｃｔｓｏｆｔｈｅｇｅｏｍｅｔｒｉｃ

ｐａｒａｍｅｔｒｉｃｌｅｖｅｌｓｏｆｔｈｅｓｃｒａｍｊｅｔｎｏｚｚｌｅｏｎｉｔｓｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅａｒｅｓｔｕｄｉｅｄ．Ｆｕｒｔｈｅｒ，ｔｈｅ

ｉｎｆｌｕｅｎｃｅｏｆｔｈｅｄｅｆｌｅｃｔｉｏｎａｎｇｌｅｏｆｔｈｅｎｏｚｚｌｅｏｎｔｈｅｃｏｍｐｒｅｈｅｎｓｉｖｅｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｏｆｔｈｅ

ｉｎｔｅｇｒａｔｅｄｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｖｅｈｉｃｌｅｉｓｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｅｄｕｎｄｅｒｂｏｔｈｉｎｖｉｓｃｉｄａｎｄｖｉｓｃｏｕｓｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓ．Ｔｈｅ

ｏｂｔａｉｎｅｄｒｅｓｕｌｔｓｓｈｏｗｔｈａｔｗｈｅｎｃｏｍｐａｒｉｎｇｗｉｔｈｔｈｅｆｌａｐａｎｇｌｅ，ｔｈｅｒｅｆｌｅｃｔｉｏｎａｎｇｌｅｏｆｔｈｅ

ｎｏｚｚｌｅｕｐｐｅｒｗａｌｌａｎｄｔｈｅｌｅｎｇｔｈｏｆｔｈｅｌｏｗｅｒｗａｌｌｂｏｔｈｈａｖｅａｒｅｍａｒｋａｂｌｅｉｎｆｌｕｅｎｃｅｏｎｔｈｅ

ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｏｆｔｈｅｎｏｚｚｌｅ，ａｎｄｗｈｅｎｔｈｅｒｅｆｌｅｃｔｉｏｎａｎｇｌｅｏｆｔｈｅｎｏｚｚｌｅｕｐｐｅｒｗａｌｌｉｓ１１°，ｔｈｅ

ｉｎｔｅｇｒａｌｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｏｆｔｈｅｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｖｅｈｉｃｌｅｉｓｔｈｅｂｅｓｔ．

Ｏｎｔｈｅｂａｓｉｓｏｆｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｉｎｇｔｈｅｉｎｆｌｕｅｎｃｅｓｏｆｔｈｅｉｎｊｅｃｔｉｏｎａｎｇｌｅａｎｄｔｈｅｉｎｊｅｃｔｉｏｎ

ｐｒｅｓｓｕｒｅｏｎｔｈｅｐｒｅｍｉｘｉｎｇｐｒｏｃｅｓｓｏｆｔｈｅｆｕｅｌａｎｄａｉｒｉｎｔｈｅｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｆｌｏｗ，ｔｈｅｅｆｆｅｃｔｓｏｆｔｈｅ

ｌｅｖｅｌｓｏｆｔｈｅｇｅｏｍｅｔｒｉｃｐａｒａｍｅｔｅｒｓｏｆｔｈｅｃａｖｉｔｙｏｎｉｔｓｄｒａｇｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｉｎｔｈｅｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎ

ｆｌｏｗｆｉｌｅｄａｒｅｄｉｓｃｕｓｓｅｄ，ａｎｄｔｈｅｉｒｅｆｆｅｃｔｓｏｎｔｈｅｉｎｔｅｇｒａｌｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｏｆｔｈｅｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃ

ｖｅｈｉｃｌｅａｒｅａｌｓｏｓｔｕｄｉｅｄ．Ｆｕｒｔｈｅｒ，ｔｈｅｉｎｆｌｕｅｎｃｅｏｆｔｈｅａｒｒａｎｇｅｍｅｎｔｓｏｆｔｈｅｃａｖｉｔｙｌｏｃａｔｉｏｎｓｏｎ

ｔｈｅａｅｒｏｐｒｏｐｕｌｓｉｖｅｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｏｆｔｈｅｉｎｔｅｇｒａｔｅｄｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｖｅｈｉｃｌｅｕｎｄｅｒｔｈｅｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓｏｆ

ｍｏｔｏｒｔｈｒｏｕｇｈｆｌｏｗａｎｄｉｇｎｉｔｉｏｎｉｓｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｅｄ．Ａｔｔｈｅｓａｍｅｔｉｍｅ，ｃｏｍｂｉｎｉｎｇｔｈｅｉｎｔｅｇｒａｌ

ｂａｌａｎｃｅａｂｌｅｍｅｔｈｏｄｗｉｔｈｔｈｅｇｒｏｕｎｄｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔ，ｔｈｅｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎｆａｃｔｏｒｓｉｎｆｌｕｅｎｃｉｎｇｔｈｅ

ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｏｆｔｈｅｓｃｒａｍｊｅｔｃｏｍｂｕｓｔｏｒａｒｅｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｅｄｃｏｍｐｒｅｈｅｎｓｉｖｅｌｙ．Ｔｈｅｏｂｔａｉｎｅｄ

ｒｅｓｕｌｔｓｓｈｏｗｔｈａｔｔｈｅｒａｔｉｏｓｏｆｔｈｅｌｅｎｇｔｈｔｏｄｅｐｔｈａｎｄｔｈｅｔｒａｉｌｉｎｇｔｏｌｅａｄｉｎｇｄｅｐｔｈｓｈｏｕｌｄｂｅ

ｃｏｎｓｉｄｅｒｅｄｆｉｒｓｔｗｈｅｎｄｅｓｉｇｎｉｎｇａｃａｖｉｔｙｆｌａｍｅｈｏｌｄｅｒｓｉｎｃｅａｓｍａｌｌｖａｒｉａｎｃｅｉｎｔｈｅｍａｇｎｉｔｕｄｅ

ｐｒｏｄｕｃｅｓａｌａｒｇｅｉｍｐｒｏｖｅｍｅｎｔｏｎｉｔｓｄｒａｇｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ．Ａｌｓｏｔｈｅｇｅｏｍｅｔｒｉｃｐａｒａｍｅｔｒｉｃｌｅｖｅｌｓ

ｍａｋｅａｓｌｉｇｈｔｄｉｆｆｅｒｅｎｃｅｔｏｔｈｅｉｎｔｅｇｒａｌｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｏｆｔｈｅｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｖｅｈｉｃｌｅ．Ｔｈｅｍａｉｎ

ｆａｃｔｏｒｓｗｈｉｃｈａｆｆｅｃｔｔｈｅｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｏｆｔｈｅｃｏｍｂｕｓｔｏｒａｒｅｔｈｅｔｈｉｒｄａｎｄｆｏｕｒｔｈｄｉｖｅｒｇｅｎｔ

Ⅱ ＣｏｍｂｉｎｅｄＡｎａｌｙｓｉｓｏｎＩｎｔｅｒｎａｌ／ＥｘｔｅｒｎａｌＦｌｏｗｓｏｆＨｙｐｅｒｓｏｎｉｃＶｅｈｉｃｌｅｓｉｎｔｈｅＮｅａｒｓｐａｃｅａｎｄＣＦＤＰｒｅｄｉｃｔｉｏｎｓｏｆＩｔｓＦｌｙｉｎｇＰｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ

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ａｎｇｌｅｓ，ｗｈｅｎｔｈｅｆｕｅｌｉｎｊｅｃｔｉｏｎｌｏｃａｔｉｏｎｍｏｖｅｓｆｏｒｗａｒｄ，ｔｈｅｅｆｆｅｃｔｏｆｔｈｅｓｅｃｏｎｄｄｉｖｅｒｇｅｎｔ

ａｎｇｌｅｂｅｃｏｍｅｓｌａｒｇｅｒ，ａｎｄｔｈｅｅｆｆｅｃｔｏｆｔｈｅｆｉｒｓｔｏｎｅｉｓｔｈｅｌｅａｓｔ．

Ｔｗｏｄｉｆｆｅｒｅｎｔｍｅｔｈｏｄｓｔｏｃａｌｃｕｌａｔｅｔｈｅｓｌｅｎｄｎｅｓｓｒａｔｉｏｏｆｔｈｅａｉｒｆｒａｍｅｈｅａｄｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ

ａｒｅｄｅｆｉｎｅｄ，ａｎｄｉｎｃｏｎｎｅｃｔｉｏｎｗｉｔｈｔｗｏｄｉｆｆｅｒｅｎｔｈｅａｄｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎｓ，ｎａｍｅｌｙＫａｒｍｅｎａｎｄ

Ｈａｒｋ，ｔｈｅｅｆｆｅｃｔｏｆｔｈｅｓｌｅｎｄｎｅｓｓｒａｔｉｏｏｎｔｈｅａｅｒｏｐｒｏｐｕｌｓｉｖｅｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｏｆｔｈｅｉｎｔｅｇｒａｔｅｄ

ｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｖｅｈｉｃｌｅｉｓｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｅｄ．Ｔｈｅｏｂｔａｉｎｅｄｒｅｓｕｌｔｓｓｈｏｗｔｈａｔｗｈｅｎｔｈｅｕｐｐｅｒｓｕｒｆａｃｅｏｆ

ｔｈｅａｉｒｆｒａｍｅｅｘｐａｎｄｓｔｏａｓｕｉｔａｂｌｅａｎｇｌｅ，ｔｈｅａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｏｆｔｈｅｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃ

ｖｅｈｉｃｌｅｉｓｉｍｐｒｏｖｅｄ，ｅｓｐｅｃｉａｌｌｙｔｈｅｒａｔｉｏｏｆｔｈｅｌｉｆｔｔｏｄｒａｇ，ａｎｄｔｈｉｓｅｎｈａｎｃｅｓｔｈｅｃｒｕｉｓｉｎｇ

ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｔｏａｃｅｒｔａｉｎｅｘｔｅｎｄ．

Ｔｈｅｉｎｔｅｇｒａｌｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｏｆｔｈｅｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｖｅｈｉｃｌｅｕｎｄｅｒｄｉｆｆｅｒｅｎｔｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓｗｉｔｈｔｈｅ

ａｎｇｌｅｏｆａｔｔａｃｋｉｓｅｖａｌｕａｔｅｄｓｙｓｔｅｍａｔｉｃａｌｌｙａｎｄｃｏｍｐｒｅｈｅｎｓｉｖｅｌｙ．Ａｌｓｏｔｈｅｅｆｆｅｃｔｏｆｔｈｅ

ｖｉｓｃｏｓｉｔｙｏｎｔｈｅｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｏｆｔｈｅｖｅｈｉｃｌｅｉｓｄｉｓｃｕｓｓｅｄ，ｔｈｅｉｎｆｌｕｅｎｃｅａｎｄｃｏｎｔｒｉｂｕｔｉｏｎｏｆ

ｅａｃｈｗｅｉｇｈｔｅｄ ｓｕｒｆａｃｅｏｎ ｔｈｅｉｎｔｅｇｒａｌｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｏｆｔｈｅｖｅｈｉｃｌｅｉｓｓｔｕｄｉｅｄ， ａｎｄ ａ

ｐｒｅｌｉｍｉｎａｒｙｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｉｏｎｉｎｔｏｔｈｅｂａｌｌｉｓｔｉｃｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｏｆｔｈｅｖｅｈｉｃｌｅｉｓｐｅｒｆｏｒｍｅｄ．Ｔｈｅ

ｏｂｔａｉｎｅｄｒｅｓｕｌｔｓｓｈｏｗｔｈａｔｗｈｅｎｔｈｅｖｅｈｉｃｌｅｃｒｕｉｓｅｓａｔａｎａｎｇｌｅｏｆ２°，ｔｈｉｓｉｓｂｅｓｔｆｏｒｔｈｅ

ａｔｔｉｔｕｄｅｃｏｎｔｒｏｌ．Ｆｕｒｔｈｅｒ，ｔｈｅｖｉｓｃｏｓｉｔｙｍａｋｅｓａｌａｒｇｅｄｉｆｆｅｒｅｎｃｅｔｏｔｈｅｄｒａｇｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｏｆ

ｔｈｅｖｅｈｉｃｌｅ，ａｎｄｔｈｅｒａｔｉｏｏｆｔｈｅｖｉｓｃｏｕｓｔｏｔｏｔａｌｄｒａｇｉｓｏｖｅｒ５０％ ｕｎｄｅｒｔｈｅｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓｏｆ

ｍｏｔｏｒｔｈｒｏｕｇｈｆｌｏｗａｎｄｉｇｎｉｔｉｏｎ．Ｉｔｉｓｆｏｕｎｄｔｈａｔｕｎｄｅｒｔｈｅｔｈｒｅｅｄｉｆｆｅｒｅｎｔｗｏｒｋｉｎｇｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓ，

ｔｈｅｆｏｒｃｅｓａｃｔｉｎｇｏｎｔｈｅｆｏｒｅｂｏｄｙ，ｔｈｅｃｏｗｌａｎｄｔｈｅｕｐｐｅｒｓｕｒｆａｃｅｏｆｔｈｅａｉｒｆｒａｍｅｈａｖｅａｌａｒｇｅ

ｉｍｐａｃｔｏｎｔｈｅａｅｒｏｐｒｏｐｕｌｓｉｖｅｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｏｆｔｈｅｖｅｈｉｃｌｅ．

ＫｅｙＷｏｒｄｓ：Ａｅｒｏｓｐａｃｅｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎｓｙｓｔｅｍ；Ｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｖｅｈｉｃｌｅ；Ｉｎｔｅｒｎａｌ／ｅｘｔｅｒｎａｌｆｌｏｗ

ｉｎｔｅｇｒａｔｉｏｎｓ；Ｓｃｒａｍｊｅｔｅｎｇｉｎｅ；Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｄｅｓｉｇｎ；Ｖａｒｉａｎｃｅａｎａｌｙｓｉｓ；Ｉｎｔｅｇｒａｌｂａｌａｎｃｅａｂｌｅ

ｍｅｔｈｏｄ；Ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅａｎａｌｙｓｉｓ；Ｎｕｍｅｒｉｃａｌｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｓ；Ｓｈｃｒａｍｊｅｔｅｎｇｉｎｅ．

ＡＢＳＴＲＡＣＴⅢ

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書

第 １章 緒 論

高超聲速飛行器技術(shù)是 ２１世紀(jì)航空航天技術(shù)領(lǐng)域新的制高點，是人類航空航天史

上繼發(fā)明飛機、突破聲障飛行之后的第三個劃時代里程碑，同時也將開辟人類進(jìn)入太空

的新方式。

高超聲速飛行器技術(shù)的突破，將對國際戰(zhàn)略格局、軍事力量對比、科學(xué)技術(shù)進(jìn)步、經(jīng)

濟(jì)社會發(fā)展以及綜合國力提升等產(chǎn)生重大而深遠(yuǎn)的影響。

１．１　研究背景與意義

２００６年 １月底，美國空軍科學(xué)顧問委員會（ＡＦＳＡＢ）內(nèi)部發(fā)行了一份由資深技術(shù)顧

問小組撰寫，題為《在臨近空間高度持久存在》的研究報告。這份研究臨近空間的報

告，系統(tǒng)地探索了近期（到 ２０１０年）的選擇方案，中期（到 ２０２０年）的機遇以及遠(yuǎn)期

（２０２０年以后）的概念［１］

。

報告的結(jié)論認(rèn)為，與氣球和飛艇相比，高空無人機是空軍近期在未開發(fā)的臨近空間

進(jìn)行持續(xù)過頂偵察、情報搜集和通信中繼的最好選擇，它能更好地適應(yīng)臨近空間的惡劣

環(huán)境［２］

，大幅提高軍事戰(zhàn)略價值。例如，ＲＯ４“全球鷹”無人機，在 ２０１０年底前可能是

用于替代低地球軌道衛(wèi)星完成上述任務(wù)的最有希望的方案。

根據(jù)國際航空聯(lián)合會（ＦＡＩ）的定義，臨近空間是指高于一般航空器的飛行高度，而

又低于一般航天器軌道高度的空間區(qū)域，據(jù)此通常將高度位于 ２０ｋｍ到 １００ｋｍ的范圍

作為臨近空間。如果把大氣層劃分為對流層、平流層、中間層以及熱層，則臨近空間大

致可以包括大氣平流層（高度 １２ｋｍ至 ５０ｋｍ）的大部分區(qū)域、中間大氣層區(qū)域（高度

５０ｋｍ至 ８０ｋｍ）和部分電離層區(qū)域（高度 ６０ｋｍ至 １００ｋｍ）［３］

，如圖 １１所示。

臨近空間飛行器，是指能夠飛行在臨近空間并執(zhí)行特定任務(wù)的一種飛行器［４］

，其

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特征是充分利用臨近空間氣動力和高速飛行時離心力的綜合作用以達(dá)到遠(yuǎn)距離巡航飛

行并打擊定點目標(biāo)的目的，它的設(shè)計改型工作將面對與研制低動態(tài)飛行器完全不同的

高空高速飛行中粘性干擾效應(yīng)、真實氣體效應(yīng)以及稀薄氣體效應(yīng)等惡劣臨近空間大氣

環(huán)境［５］

。臨近空間飛行器既能快速飛行在敵方戰(zhàn)區(qū)上空而不易被敵方防空監(jiān)視系統(tǒng)

發(fā)現(xiàn)，從而為作戰(zhàn)指揮官提供不間斷的情報監(jiān)視，以增強其對戰(zhàn)場情況的洞察能力。同

時，部署這種高空飛行器，成本低、時間快，適合現(xiàn)代戰(zhàn)爭的作戰(zhàn)需求?！芭R近空間”飛

行器既能比衛(wèi)星提供更多更精確的信息（相對于某一特定空域），并節(jié)省使用衛(wèi)星的費

用，又能比通常的航空器減少遭遇地面敵人攻擊的機會［６］

，因此受到越來越多國家的

關(guān)注和重視。

圖 １１　臨近空間范疇［７］

按照外部構(gòu)型來分，臨近空間飛行器大致可分為亞軌道火箭、高空氣球以及飛艇；

按照控制方式可分為自由飄浮器、可操縱自由飄浮器以及機動飛行器；按照結(jié)構(gòu)強度可

以分為剛性、半剛性和柔性飛行器［８］

；而按照飛行速度可分為亞聲速、超聲速和高超聲

速飛行器，即低動態(tài)臨近空間飛行器和高動態(tài)臨近空間飛行器，其中低動態(tài)臨近空間飛

行器類型主要有：氣球、飛艇、無人機和太陽能飛機等。圖 １２所示為臨近空間飛行器

基本圖譜。

·２· 臨近空間高超聲速飛行器內(nèi)外流一體化設(shè)計及飛行性能研究

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圖 １２　臨近空間飛行器基本圖譜［７］

　　當(dāng)飛行器在臨近空間作高速巡航飛行時，推進(jìn)系統(tǒng)是其產(chǎn)生動力的重要組成部分，

在其工作過程中，大量超聲速氣流被進(jìn)氣道吸入推進(jìn)系統(tǒng)通道內(nèi)，然后經(jīng)過高溫燃燒形

成大量燃?xì)鈴奈矅姽芨咚倥懦?，這樣會導(dǎo)致推進(jìn)系統(tǒng)前后流場內(nèi)的壓力和速度梯度發(fā)

生明顯變化，而這一流場變化勢必將對飛行器的氣動 －推進(jìn)特性，主要包括升力、阻力

和俯仰力矩等，產(chǎn)生顯著影響，此即為推進(jìn)系統(tǒng)對飛行器性能的強干擾作用。反之，機

體附近的擾流流場也會對發(fā)動機的正常工作產(chǎn)生影響，特別是當(dāng)飛行器作大攻角飛行

時，對發(fā)動機工作的影響尤為嚴(yán)重［９－１１］

。因此，機身／發(fā)動機一體化設(shè)計技術(shù)作為吸氣

式高超聲速飛行器動力系統(tǒng)的重要設(shè)計思想，主要針對如何進(jìn)一步加強飛行器內(nèi)外流

場的耦合作用，提高飛行器的一體化設(shè)計水平，引起了各國研究者的廣泛關(guān)注和重

視［１１－４６］

。所謂機身／發(fā)動機一體化設(shè)計，其原理就是將飛行器機身下表面的前后段分

別作為動力系統(tǒng)進(jìn)氣道和尾噴管的一部分，使飛行器前體作為進(jìn)氣道的預(yù)壓縮面，而后

體作為尾噴管膨脹面的組成部分，在更大程度上減小動力系統(tǒng)的迎風(fēng)面積，降低飛行器

的外部阻力和重量，其關(guān)鍵技術(shù)主要包括前體／進(jìn)氣道一體化設(shè)計［４７－５４］

、燃燒室構(gòu)型優(yōu)

化［５５－５８］

以及后體／尾噴管一體化設(shè)計［５９－６３］

。在工程研制過程中，要力爭從高超聲速飛

行器初步構(gòu)型設(shè)計開始，在機身與發(fā)動機性能匹配上充分考慮這些相互耦合所帶來的

影響，從而進(jìn)一步優(yōu)化動力系統(tǒng)參數(shù)、循環(huán)參數(shù)、控制規(guī)律以及動力系統(tǒng)在飛行過程中

的工作方案，以便最大限度地發(fā)揮動力系統(tǒng)的優(yōu)勢，來滿足飛行器的性能需求［６４］

。

從本質(zhì)上來說，動力系統(tǒng)性能的好壞在一定程度上決定著飛行器綜合性能的優(yōu)劣，

第 １章 緒 論 ·３·

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而動力系統(tǒng)的選型又離不開飛行器所固有的外部幾何特征，所以高超聲速飛行器的初

步設(shè)計以及進(jìn)一步的改型工作必須建立在現(xiàn)有動力系統(tǒng)性能水平之上，同時綜合考慮

飛行器整體性能需求以及機身與發(fā)動機的相互影響。

本書從飛行器內(nèi)外流一體化角度出發(fā)，采用理論分析、數(shù)值仿真和地面試驗相結(jié)合

的方法，在分別考察飛行器各部件幾何結(jié)構(gòu)參數(shù)設(shè)置水平對其整體性能影響的基礎(chǔ)上，

對一體化高超聲速飛行器的飛行 －推進(jìn)性能進(jìn)行了比較深入的研究，并首次比較系統(tǒng)

地把試驗統(tǒng)計學(xué)基本理論應(yīng)用于航空航天領(lǐng)域。

１２　國內(nèi)外研究發(fā)展概述

１２１　高超聲速飛行器項目研究發(fā)展現(xiàn)狀

隨著新一輪航空航天熱的空前高漲，世界各軍事大國都不同程度地先后制定并實

施了高超聲速飛行演示計劃，其中尤以美國取得的進(jìn)展最大，成果也最豐碩，特別是隨

著 Ｘ４３Ａ分別于 ２００４年 ３月 ２７日和 １１月 １６日以 Ｍａ６８３和 Ｍａ９６８的試飛成功［６５］

以及 Ｘ５１Ａ于今年 ５月 ２６日以 Ｍａ５成功試飛［６６－６７］

，更多研究者把目光投向了令人熱

血澎湃的航天領(lǐng)域。本節(jié)著重對影響較大、意義深遠(yuǎn)的高超聲速項目研究進(jìn)展進(jìn)行了

比較詳細(xì)的介紹。

美國 ＮＡＳＡ中心于 ２０世紀(jì) ５０年代開始從事超燃沖壓發(fā)動機及其衍生物的研究，

而其海軍也于 ２０世紀(jì) ５０年代中期開始扶持高超聲速推進(jìn)技術(shù)的研究［６８］

。２０世紀(jì) ９０

年代中后期開展的 ＨｙＴｅｃｈ／ＨｙＳＥＴ，ＨｙＦｌｙ和 ＨｙｐｅｒＸ等項目均以地面試驗為主，并擬

定了詳細(xì)的飛行演示驗證計劃，以期突破碳?xì)淙剂虾蜌淙剂铣紱_壓發(fā)動機飛行試驗

驗證的關(guān)鍵技術(shù)，滿足研制高超聲速巡航導(dǎo)彈和高性能飛行器的需求。

１２１１?。龋裕澹悖瑁龋樱牛皂椖垦芯窟M(jìn)展

美國空軍于 １９９５年推出 ＨｙＴｅｃｈ計劃，并從 １９９６年開始資助普惠公司開展 ＨｙＳＥＴ

計劃。ＨｙＳＥＴ計劃是 ＨｙＴｅｃｈ計劃的基礎(chǔ)，早期被稱為 ＳＦＳＦＣ計劃［６９］

。ＨｙＴｅｃｈ／ＨｙＳＥＴ

以研制 Ｍａ４～８碳?xì)淙剂想p模態(tài)沖壓發(fā)動機為目標(biāo)，對直連式模型發(fā)動機、性能試驗發(fā)

動機（ＰＴＥ）和地面試驗發(fā)動機（ＧＤＥ１，ＧＤＥ２）等開展了廣泛研究［７０］

。ＰＴＥ在地面自

由射流試驗中驗證了發(fā)動機的性能和 Ｍａ４５～６５范圍內(nèi)發(fā)動機的可操作性，ＧＤＥ１

是全尺寸飛行質(zhì)量的碳?xì)淙剂侠鋮s超燃沖壓發(fā)動機，其推力和性能均已達(dá)到 ＰＴＥ水

·４· 臨近空間高超聲速飛行器內(nèi)外流一體化設(shè)計及飛行性能研究

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平，而 ＧＤＥ２則是在 ＧＤＥ１的基礎(chǔ)上增加了發(fā)動機全尺寸流道再生冷卻系統(tǒng)和發(fā)動機

數(shù)字控制系統(tǒng)，且該發(fā)動機可調(diào)節(jié)進(jìn)氣道外罩唇口所在位置來控制進(jìn)入高超聲速推進(jìn)

系統(tǒng)的氣流量，從而滿足特定飛行條件對進(jìn)氣道性能的需求。

發(fā)動機關(guān)鍵技術(shù)計劃稱為空軍碳?xì)淙剂铣紱_壓發(fā)動機技術(shù)計劃，該發(fā)動機由普

惠公司負(fù)責(zé)研制，是一種二維雙模態(tài)沖壓發(fā)動機，采用混合壓縮式進(jìn)氣道，適合與高超

聲速導(dǎo)彈的機身進(jìn)行一體化設(shè)計。

ＨｙＳＥＴ計劃的第一階段完成了從系統(tǒng)級到部件級的任務(wù)需求分解，并根據(jù)任務(wù)需

求完成高超聲速導(dǎo)彈和超燃沖壓發(fā)動機的初步設(shè)計。導(dǎo)彈側(cè)邊安裝固體助推器，助推

器將導(dǎo)彈加速到 Ｍａ４之后，雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機開始工作，固體助推器隨即拋掉，導(dǎo)

彈加速至 Ｍａ８巡航。圖 １３所示為 ＨｙＳＥＴ自由射流發(fā)動機示意圖。

圖 １３?。龋樱牛宰杂缮淞靼l(fā)動機示意圖

２０００年 ４月—２００１年 ２月，普惠公司采用吸熱型碳?xì)淙剂系牧呀猱a(chǎn)物作為燃料，

完成了 Ｍａ４５和 ６５的銅熱沉結(jié)構(gòu)超燃沖壓發(fā)動機自由射流試驗，得到凈正推力，首

次實現(xiàn)了無輔助能量加入條件下碳?xì)淙剂系某荚囼?。此外，普惠公司還對發(fā)動機的

部件結(jié)構(gòu)設(shè)計進(jìn)行了研究，重點解決壁面與前緣的冷卻結(jié)構(gòu)設(shè)計與加工問題。

１２１２　ＨｙＦｌｙ項目研究進(jìn)展

ＨｙＦｌｙ計劃 由 美 國 海 軍 研 究 辦 公 室 （ＯＮＲ）和 美 國 國 防 高 技 術(shù) 研 究 計 劃 局

（ＤＡＲＰＡ）聯(lián)合支持，為期四年，其目標(biāo)是通過飛行試驗驗證以碳?xì)淙剂铣紱_壓發(fā)動

機為動力系統(tǒng)，馬赫數(shù)為 ６５，巡航高度為 ２７ｋｍ，射程達(dá)到 １１００ｋｍ的高超聲速導(dǎo)彈方

案，采用 ＪＵＨ／ＡＰＬ的雙燃燒室超燃沖壓發(fā)動機，該項目已經(jīng)開展全尺寸、一體化、碳?xì)?/p>

燃料的高超聲速巡航導(dǎo)彈地面試驗［７１］

。ＨｙＦｌｙ計劃致力于發(fā)展采用模塊化雙燃室的高

第 １章 緒 論 ·５·

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超聲速導(dǎo)彈，外形采用軸對稱形式，該演示飛行器計劃從 ２００４年開始進(jìn)行飛行試驗，且

分別于 ２００７年 ９月 ２５日和 ２００８年 １月 １６日進(jìn)行了兩次全尺寸的帶動力飛行［７２］

，但

均以失敗告終。２００８年的試驗原計劃是該項目的最后一次驗證試飛，但在 ２００８年 １０

月，波音公司從 ＤＡＲＰＡ獲得 １８３０萬美元的后續(xù)合同，旨在進(jìn)行第三次有動力飛行。

２０１０年 ７月 ２９日，美國“高超聲速飛行演示驗證”樣彈進(jìn)行了第五次飛行試驗，由于彈

上飛行軟件故障，火箭助推發(fā)動機點火失敗，導(dǎo)彈濺落太平洋。這是美國海軍 ＨｙＦｌｙ高

超聲速導(dǎo)彈 ２００７年以來連續(xù)第三次有動力飛行試驗失敗。圖 １４所示為 ＨｙＦｌｙ導(dǎo)彈

構(gòu)型示意圖。

圖 １４?。龋疲欤鶎?dǎo)彈構(gòu)型示意圖

１２１３　ＨｙｐｅｒＸ項目研究進(jìn)展

ＨｙｐｅｒＸ［７３－７４］

是迄今為止最引人矚目的項目，計劃實現(xiàn)以氫燃料、碳?xì)淙剂铣紱_

壓發(fā)動機為動力的 Ｘ４３Ａ，Ｘ４３Ｂ，Ｘ４３Ｃ和 Ｘ４３Ｄ等四種飛行器的飛行試驗驗證。圖

１５所示為美國 ＨｙｐｅｒＸ示范項目結(jié)構(gòu)圖。

（１）Ｘ４３Ａ：一體化、小型、氫燃料超燃沖壓發(fā)動機的高超聲速驗證飛行器，工作馬

赫數(shù)為 ７－１０；

（２）Ｘ４３Ｂ：大尺寸的 Ｘ４３Ａ，其動力系統(tǒng)采用組合循環(huán)發(fā)動機；

（３）Ｘ４３Ｃ：一體化、烴燃料冷卻、雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機的高超聲速驗證飛行器；

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圖 １５　美國 ＨｙｐｅｒＸ示范項目

（４）Ｘ４３Ｄ：Ｘ４３Ａ的另一種版本，采用氫燃料超燃沖壓發(fā)動機作為其動力系統(tǒng)，工

作馬赫數(shù)最大可達(dá)到 １５。

其中 ＮＡＳＡＬａＲＣ主要負(fù)責(zé)高超聲速技術(shù)的研究，包括許多重大飛行器設(shè)計和風(fēng)險

評估行為，而 ＮＡＳＡＤＦＲＣ則主要負(fù)責(zé)飛行器性能的研究，包括助推器分離、系統(tǒng)確認(rèn)

以及飛行試驗等。ＨｙｐｅｒＸ的概念設(shè)計階段于 １９９５年 ５月結(jié)束，初步設(shè)計階段結(jié)束于

１９９６年 １０月。ＨＸＬＶ 合 同 于 １９９７年 ２月 授 予 軌 道 科 學(xué) 公 司 （ＯｒｂｉｔａｌＳｃｉｅｎｃｅｓ

Ｃｏｒｐｏｒａｔｉｏｎ），ＨＸＲＶ合同于 １９９７年 ３月授予 ＭｉｃｒｏＣｒａｆｔ，Ｉｎｃ。

ＨｙｐｅｒＸ計劃的第一階段主要進(jìn)行氫燃料 Ｘ４３Ａ的地面與飛行試驗，２００１年 ６月

Ｘ４３Ａ的第 １次飛行試驗由于飛馬座助推火箭故障而失?。郏罚常?/p>

，２００４年連續(xù)成功實現(xiàn)

Ｍａ＝６８３和 ９６８的兩次自主飛行試驗［６５，７５］

。Ｘ４３Ａ飛行試驗的成功實現(xiàn)，表明美國

已全面突破吸氣式高超聲速飛行試驗的各項關(guān)鍵技術(shù)，主要包括機身／發(fā)動機一體化設(shè)

計、推進(jìn)與氣動數(shù)據(jù)庫搭建、發(fā)動機／飛行器控制、熱管理與熱防護(hù)、結(jié)構(gòu)與材料、試驗后

處理等方面，為工程研制積累了大量寶貴經(jīng)驗。

Ｘ４３Ｂ機身長 １００５～１２１９ｍ，預(yù)備采用火箭基組合循環(huán)發(fā)動機（ＲＢＣＣ）或渦輪基

組合循環(huán)發(fā)動機（ＴＢＣＣ）推進(jìn)，發(fā)動機燃料為液氫，飛行速度為馬赫數(shù) ７，原計劃將耗資

約 ６億美元，但該計劃在醞釀初期就被終止了。隨后開展的 ＲＣＣＦＤ計劃是由 Ｘ４３Ｂ

計劃終止后演化而來，計劃于 ２０１１年進(jìn)行 Ｍａ＝７的飛行試驗，于 ２００４年開始第二階

第 １章 緒 論 ·７·

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段的研究工作，多項關(guān)鍵技術(shù)尚未取得突破。

Ｘ４３Ｃ［７６］

的飛行試驗需要在飛行器機身下表面同時并排安裝三臺超燃沖壓發(fā)動

機，以此來驗證此動力系統(tǒng)能否將 Ｘ４３Ｃ這個長 ４８ｍ、重 ２２５０ｋｇ的自由飛行器從 Ｍａ５

加速到 Ｍａ７。Ｘ４３Ｃ采用“飛馬”運載火箭，共同搭載在一架 Ｂ５２或 Ｌ１０１１載機上。

載機把它們運送至 １２ｋｍ的高空，在太平洋上空以馬赫 ０８～０９的速度發(fā)射。隨后，

“飛馬”運載火箭將 Ｘ４３Ｃ加速超過 Ｍａ５后脫落。此時，超燃沖壓發(fā)動機整流罩導(dǎo)流板

打開，氣流預(yù)熱動力系統(tǒng)及碳?xì)淙剂希瑲鈩幼枇κ?Ｘ４３Ｃ減速到 Ｍａ５，此時動力系統(tǒng)點

火工作。這個多通路超燃沖壓發(fā)動機系統(tǒng)把 Ｘ４３Ｃ加速到約 Ｍａ７，持續(xù)工作 ５～１０分

鐘。然后，動力系統(tǒng)熄火，整流罩導(dǎo)流板關(guān)閉，飛行器執(zhí)行大量預(yù)定的機動動作來采集

氣動數(shù)據(jù)。最后，Ｘ４３Ｃ墜入大海。Ｘ４３Ｃ計劃是在政府的領(lǐng)導(dǎo)下，由政府和企業(yè)合作

執(zhí)行。２００４年 ３月 １８日，該計劃被取消。

Ｘ４３Ｄ［７７］

采用氫燃料超燃沖壓發(fā)動機作為動力系統(tǒng)，其飛行速度 Ｍａ＝１５，該計劃

目前雖已明確提出，但某些要求還在不斷變化，而飛行器所要求的一些部件研究工作已

經(jīng)全面展開。

１２１４　Ｘ５１Ａ項目研究進(jìn)展

Ｘ５１Ａ［７８－７９］

是美國早期若干項計劃的產(chǎn)物，是一種用于高超聲速飛行試驗的導(dǎo)彈

縮比型試驗飛行器，其中包括先進(jìn)快速反應(yīng)導(dǎo)彈演示器（ＡＲＲＭＤ）計劃和根據(jù)美國空

軍 ＨｙＴｅｃｈ／ＨｙＳＥＴ計劃研制的液體碳?xì)淙剂铣紱_壓發(fā)動機計劃，即 ＧＤＥ１發(fā)動機。

它是一項由美國空軍、國防高級研究計劃局（ＤＡＲＰＡ）、ＮＡＳＡ、波音公司和普惠公

司聯(lián)合實施的旨在驗證高超聲速飛行能力的計劃。波音公司在 ＨｙＦｌｙ導(dǎo)彈飛行試驗結(jié)

束一年之后，大約在 ２００８年下半年，開始進(jìn)行最新設(shè)計的 Ｘ５１乘波體超燃沖壓發(fā)動機

飛行試驗，其速度將達(dá)到 Ｍａ＝６～７。

Ｘ５１Ａ乘波體驗證器長 ４３ｍ，質(zhì)量約為 ６３５ｋｇ，射程約 １０００ｋｍ，采用 ＳＪＸ６１１主動

燃料冷卻研究型發(fā)動機，具體如圖 １６所示。其頭部扁平，同時借鑒宇宙飛船和巡航導(dǎo)

彈的特點，這樣可以形成按精確角度分布的激波系，使激波系產(chǎn)生的所有壓力直接作用

在導(dǎo)彈下方，從而為導(dǎo)彈提供升力。同時，頭部形成的激波系還能起到壓縮空氣的作

用，有助于 Ｘ５１Ａ發(fā)動機內(nèi)部燃燒過程的組織。

ＳＪＸ６１１發(fā)動機是一種碳?xì)淙剂铣紱_壓發(fā)動機，是早期能力稍差的 ＧＤＥ１發(fā)動

機直接衍生型，主要包括一個用于復(fù)雜燃料控制和轉(zhuǎn)換的全權(quán)數(shù)字電子發(fā)動機控制器

（ＦＡＤＥＣ）和一個用于 ＪＰ７燃料冷卻發(fā)動機硬件和給發(fā)動機燃燒室補充燃料的閉環(huán)熱

管理系統(tǒng)。它采用定幾何反向傾斜進(jìn)氣道，如圖 １６所示，進(jìn)氣道的壓縮空氣經(jīng)過一個

隔離段后，將氣流調(diào)節(jié)到適合于燃燒室工作需要的穩(wěn)定壓力，然后和霧化 ＪＰ７噴氣燃

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料混合點火燃燒。因為高超聲速飛行產(chǎn)生的溫度高達(dá) ４５００℃，燃料還可作為冷卻劑，

以避免發(fā)動機壁面溫度過高而被熔化。這種發(fā)動機將成為第一種可在所有馬赫數(shù)范圍

內(nèi)加速的超燃沖壓發(fā)動機，如圖 １７所示。

圖 １６　Ｘ５１Ａ試飛器示意圖

圖 １７?。樱剩兀叮豹玻卑l(fā)動機試驗圖

２００７年 ５月底，Ｘ５１Ａ超燃沖壓發(fā)動機驗證機完成一項關(guān)鍵設(shè)計評審（ＣＤＲ），并

對其發(fā)動機（ＳＪＸ６１１）進(jìn)行了首次點火試驗，為 Ｘ５１Ａ的首次飛行試驗鋪平了道路。

評審中確認(rèn)了技術(shù)規(guī)范，表明飛行器設(shè)計已經(jīng)成熟，采辦、制造和裝配流程也同時得到

確定。點火試驗中，采用發(fā)動機控制器模擬了 Ｍａ５空氣來流條件下的飛行狀態(tài)，并利

用該碳?xì)淙剂铣紱_壓發(fā)動機試驗驗證了閉環(huán)熱管理系統(tǒng)，該系統(tǒng)可冷卻發(fā)動機硬件

并調(diào)節(jié)供給發(fā)動機燃燒室的燃料。

２００９年１２月９日，Ｘ５１Ａ超燃沖壓發(fā)動機驗證機首次進(jìn)行了攜載飛行試驗。此次

試驗主要測試完整的 Ｘ５１Ａ飛行器（包括高超聲速巡航飛行器和固體火箭助推器）掛

第 １章 緒 論 ·９·

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載到發(fā)射載機———Ｂ５２Ｈ轟炸機后的性能，以及飛行器自身遙測裝置的性能。此次試

驗共持續(xù)約 １４小時。

２０１０年 ５月 ２６日，Ｘ５１Ａ第一次成功地進(jìn)行了帶動力飛行，以最大馬赫數(shù) ４８７飛

行約 ２１０ｓ，其中帶動力飛行時間約為 １４３ｓ。雖然沒有達(dá)到預(yù)期目標(biāo)，即飛行持續(xù)時間

長達(dá) ３００ｓ，但這次高超聲速成功試飛是繼 Ｘ４３Ａ飛行 １２ｓ后的又一偉大里程碑［６６］

，它

將書寫人類航天史上的新篇章。第二次試飛安排在 ２０１１年［６７］

，２０１１年 ６月 １３日，Ｘ

５１Ａ被助推到 Ｍａ５后由于進(jìn)氣道不啟動而宣告失敗。后兩次試飛正在計劃中，其中第

三次試飛暫時安排在 ２０１１年秋季。

１２１５?。龋椋疲椋颍逵媱?/p>

２００６年底，澳大利亞國防科學(xué)技術(shù)局（ＤＳＴＯ）和美國空軍研究實驗室（ＡＦＲＬ）簽署

了一項金額為 ５４００萬美元的國際高超聲速飛行研究與試驗（ＨｉＦｉｒｅ）計劃，擬聯(lián)合進(jìn)行

先進(jìn)高超聲速乘波體和超燃沖壓發(fā)動機的飛行試驗［８０－８１］

，預(yù)定在澳大利亞南部武麥拉

（Ｗｏｏｍｅｒ）試驗場進(jìn)行 １０次飛行試驗。美澳將共同設(shè)計試驗用有效載荷并進(jìn)行地面試

驗，而澳大利亞主要負(fù)責(zé)組裝有效載荷并進(jìn)行發(fā)射試驗。此計劃將為可重復(fù)使用的、價

格合理的高超聲速飛行提供試驗平臺。

ＨｉＦｉｒｅ計劃是一項為期 ６年的試驗飛行計劃，起始時間為 ２００６年 １１月，將利用探

空火箭從武麥拉靶場發(fā)射有效載荷。前 ３次飛行試驗用于研究高超聲速基本流動與燃

燒現(xiàn)象，收集數(shù)據(jù)以便驗證設(shè)計工具。第 ４次試驗將攜帶一個擴口圓錐形，以便試驗從

層流到湍流的附面層轉(zhuǎn)捩和熱傳遞現(xiàn)象。

在其余 ６次飛行試驗中，美國空軍研究實驗室負(fù)責(zé) ３次，另外 ３次由澳大利亞國防

科學(xué)技術(shù)局負(fù)責(zé)，這 ６次飛行試驗將檢驗內(nèi)旋式超燃沖壓發(fā)動機推進(jìn)的乘波體構(gòu)型高

超聲速飛行器關(guān)鍵技術(shù)。

澳大利亞國防科學(xué)技術(shù)局和昆士蘭大學(xué)選擇波音公司鬼怪工廠負(fù)責(zé) ＨｉＦｉｒｅ計劃

中的 ３次飛行試驗。第 １次試驗將試飛滑翔乘波體，第 ２次試驗將檢驗澳大利亞設(shè)計

的內(nèi)旋式超燃沖壓發(fā)動機進(jìn)氣道，第 ３次試驗是一次組合試驗，將對超燃沖壓發(fā)動機推

進(jìn)的乘波體進(jìn)行 Ｍａ８的自由飛行試驗。

澳大利亞和美國共同承擔(dān)的試驗也將在同一時間進(jìn)行，滑翔乘波體試驗定于 ２００８

年進(jìn)行，超燃沖壓發(fā)動機試驗定于 ２０１０年進(jìn)行，超燃沖壓發(fā)動機推進(jìn)的乘波體試驗定

于 ２０１１年進(jìn)行。

ＨｉＦｉｒｅ計劃將與空軍研究實驗室的 Ｘ５１Ａ計劃同步進(jìn)行，后者也是一項乘波飛行

器計劃，旨在使二維超燃沖壓發(fā)動機的技術(shù)趨于成熟，以便開發(fā)未來的高超聲速導(dǎo)彈。

三維乘波體和超燃沖壓發(fā)動機技術(shù)尚不成熟，ＨｉＦｉｒｅ計劃旨在使這些技術(shù)達(dá)到較高的

· ０１· 臨近空間高超聲速飛行器內(nèi)外流一體化設(shè)計及飛行性能研究

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技術(shù)準(zhǔn)備等級。

１２２　高超聲速飛行器關(guān)鍵技術(shù)研究發(fā)展現(xiàn)狀

１２２１　超燃沖壓發(fā)動機的關(guān)鍵技術(shù)已突破

超燃沖壓發(fā)動機的點火、火焰穩(wěn)定、高效低阻燃燒、防熱結(jié)構(gòu)［８２－８４］

等關(guān)鍵技術(shù)已獲

得全 面 突 破，凹 腔［８５－１１６］

、支 板［１１７－１２５］

、氣 動 斜 坡［１２６－１２８］

、懸 臂 梁［１２９－１３４］

、后 向 臺

階［１３５－１５１］

等增強燃料與超聲速來流之間預(yù)混效率的裝置被廣泛應(yīng)用到高超聲速動力

系統(tǒng)中，并且完成了地面自由射流試驗，目前正在進(jìn)行飛行演示驗證，逐步加快工程化

研制進(jìn)程。ＢｅｎＹａｋａｒＡ等［１５２］

對超燃沖壓發(fā)動機燃燒室中凹腔的點火與火焰穩(wěn)定特

性研究進(jìn)展進(jìn)行了比較全面的綜述，并指出了尚需深入開展研究的關(guān)鍵技術(shù)，Ｄｅｅｐｕ

Ｍ等［１５３］

對在超聲速氣流中提高預(yù)混效率和穩(wěn)定火焰的各種幾何裝置類型進(jìn)行了比

較系統(tǒng)的對比研究，具體來看：

（１）氫燃料超燃沖壓發(fā)動機已通過飛行試驗，性能達(dá)到自主飛行要求。

從 Ｘ４３Ａ飛行試驗的初步結(jié)果分析來看，超燃沖壓發(fā)動機的性能與預(yù)期差別較

小，在 ２％以內(nèi)［１５４］

，推力已能滿足飛行器的自主飛行要求，而且飛行器還實現(xiàn)了自加

速，這充分說明現(xiàn)有的設(shè)計方法、地面試驗手段、數(shù)值模擬程度等是可信的，但 Ｘ－

４３Ａ［１５５－１５６］

的發(fā)動機采用銅熱沉結(jié)構(gòu)，回避了熱防護(hù)問題，說明該技術(shù)尚未成熟。

（２）碳?xì)淙剂铣紱_壓發(fā)動機已通過飛行試驗，性能還需進(jìn)一步檢驗。

２００５年 １２月 ＨｙＦｌｙ計劃［１５７］

首次實現(xiàn)了碳?xì)淙剂铣紱_壓發(fā)動機的飛行試驗，試

驗過程中雙燃室沖壓發(fā)動機實現(xiàn)了持續(xù)穩(wěn)定工作，驗證了發(fā)動機的可行性和部分性能。

但由于飛行彈道參數(shù)的偏離，進(jìn)氣道出現(xiàn)了不啟動現(xiàn)象，使得 ＤＣＲ發(fā)動機未能產(chǎn)生正

推力。而以 ＨｙＴｅｃｈ［１５８］

為代表的碳?xì)淙剂想p模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機技術(shù)也已基本成熟，

完成了飛行重量發(fā)動機的地面自由射流試驗，即將進(jìn)行飛行試驗。２０１０年 ５月 ２６日，

以碳?xì)淙剂铣紱_壓發(fā)動機為動力系統(tǒng)的高超聲速乘波飛行器 Ｘ５１Ａ首次試飛成功，

飛行馬赫數(shù)達(dá)到 ４８７，且?guī)恿︼w行時間長達(dá) １４３ｓ，雖然尚未達(dá)到預(yù)期目的，但初步論

證該項發(fā)動機技術(shù)已接近實用。

（３）吸熱型碳?xì)淙剂铣紱_壓發(fā)動機主動冷卻技術(shù)已基本達(dá)到實用水平。

美國 ＳＥＤ計劃的 ＧＤＥ２發(fā)動機已完成了 Ｍａ５條件下燃料冷卻發(fā)動機的閉式循環(huán)

自由射流試驗，正在準(zhǔn)備在 Ｘ５１Ａ上進(jìn)行飛行試驗［７８，１５９］

。２０１０年 ５月 ２６日首次試飛

成功，證明該項技術(shù)已基本達(dá)到實用水平。

第 １章 緒 論 · １１·

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１２２２　高超聲速飛行器具備工程化的基本條件

（１）多種構(gòu)型飛行器完成自主飛行試驗。

以 Ｘ４３Ａ為代表的升力體一體化構(gòu)型、以 ＨｙＦｌｙ為代表的軸對稱高超聲速飛行器

構(gòu)型以及以 Ｘ５１Ａ為代表的高超聲速乘波構(gòu)型飛行器均成功進(jìn)行了自主飛行試驗，飛

行器的性能得到了驗證。

（２）設(shè)計方法得到地面／飛行試驗驗證。

高超聲速飛行器的構(gòu)型設(shè)計方法取得了較大進(jìn)展，并且得到了地面與飛行試驗驗

證。飛行試驗結(jié)果初步分析表明，飛行器的性能與預(yù)期值吻合較好。

（３）飛行器防／隔熱結(jié)構(gòu)與材料通過 Ｍａ１０和較長時間的飛行試驗考核。

Ｘ４３Ａ的 Ｍａ７和 Ｍａ１０試驗飛行時間還較短，對防／隔熱結(jié)構(gòu)與材料的考核只是初

步的，而 Ｘ５１Ａ的 Ｍａ５試驗飛行時間相對較長（＞２００ｓ），對飛行器的防／隔熱結(jié)構(gòu)與材

料作了更進(jìn)一步的考核。

（４）升力體一體化構(gòu)型氣動穩(wěn)定性有待進(jìn)一步提高。

Ｘ４３Ａ飛行器采用的升力體構(gòu)型是目前主流的氣動構(gòu)型，雖然成功地進(jìn)行了飛行

試驗，但其氣動穩(wěn)定性不佳，配平困難，在 Ｘ４３Ａ頭部布置了重達(dá) ２００ｋｇ的鎢塊來配重，

這種方案顯然不實用。Ｘ５１Ａ飛行器采用的乘波體構(gòu)型，在很大程度上降低了飛行器

外形和控制系統(tǒng)設(shè)計的復(fù)雜度，提高了飛行器的氣動穩(wěn)定性。

１２２３　試驗體系比較完善，試驗?zāi)芰緷M足要求

（１）地面試驗設(shè)備配套齊全，滿足發(fā)動機和部分飛行器試驗要求。

配套比較齊全的高超聲速地面試驗設(shè)備已搭建完成，從種類、規(guī)模、數(shù)量上已能滿

足超燃沖壓發(fā)動機地面試驗要求和部分飛行器機體／發(fā)動機一體化試驗的需求。

（２）多種飛行試驗平臺并行發(fā)展，滿足不同試驗要求。

近年來，飛行試驗平臺的發(fā)展很快，出現(xiàn)了多種不同規(guī)模和不同能力的飛行試驗手

段。其中既有 Ｘ４３Ａ那樣能精確保證試飛條件的高端平臺，也有采用探空火箭的

ＦＡＳＴＴ平臺，以及采用再入彈道不分離的 Ｈｙｓｈｏｔ平臺［１６０－１６１］

等。采用低成本的試驗平

臺也可以得到有價值的試驗結(jié)果。

（３）地面試驗設(shè)備能力尚不能完全滿足飛行器工程化的研制要求。

未來高超聲速飛行器工程化研制對地面試驗設(shè)備提出了更高的要求，主要體現(xiàn)在

設(shè)備的規(guī)模和配套上，比如目前還缺乏大尺度的純凈空氣自由射流試驗系統(tǒng)，Ｍａ８以上

的推進(jìn)試驗?zāi)芰θ圆蛔恪?/p>

· ２１· 臨近空間高超聲速飛行器內(nèi)外流一體化設(shè)計及飛行性能研究

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１２３　內(nèi)外流一體化關(guān)鍵技術(shù)研究發(fā)展現(xiàn)狀

內(nèi)外流一體化設(shè)計是提高高超聲速飛行器整體性能水平的關(guān)鍵，主要包括機身前

體／進(jìn)氣道一體化設(shè)計、機身后體／尾噴管一體化設(shè)計、燃燒室構(gòu)型及燃料噴注組織方式

優(yōu)化和機身頭部改型影響等關(guān)鍵技術(shù)。

ＢｅｎｅｋＪＡ等［１６２］

比較全面地評述了機身／發(fā)動機一體化設(shè)計方法，并且指出數(shù)值

模擬方法能有效彌補和提高傳統(tǒng)地面試驗手段提供信息的精確度。

羅世彬等［１６３］

研究了一體化高超聲速飛行器設(shè)計參數(shù)對其性能的影響，初步確定

了各設(shè)計參數(shù)的影響等級。范曉檣等［１６４］

采用源項法對高超聲速飛行器內(nèi)外一體化流

場進(jìn)行了數(shù)值仿真研究，并與地面試驗數(shù)據(jù)進(jìn)行了對比分析。羅金玲等［４４］

分析了一體

化高超聲速飛行器主要部件的受力情況以及對飛行器整體氣動性能的影響。

車競等［２２，１６５－１６６］

采用多目標(biāo)混合遺傳算法對高超聲速巡航飛行器機身的總體性能

進(jìn)行了多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計，同時對機身下壁面前體和后體型線進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計［１６７］

。

ＴｓｕｃｈｉｙａＴ等［１６８］

對某升力體模型進(jìn)行了理論建模，并采用多目標(biāo)優(yōu)化方法對其幾何

構(gòu)型進(jìn)行了優(yōu)化。ＨｏｈｃｉｓｃｌＨ［１５］

對機身／發(fā)動機一體化設(shè)計的運輸機氣動特性進(jìn)行了

考察。

賀元元等［４２－４３］

采用地面試驗和數(shù)值仿真相結(jié)合的手段對三種工作狀態(tài)下的一體

化高超聲速飛行器性能進(jìn)行了研究，并探討了不同部件對整機氣動 －推進(jìn)性能的貢獻(xiàn)

程度。

１２３１　前體／進(jìn)氣道一體化設(shè)計

楊青真等［５０］

對某型飛機的機身／進(jìn)氣道流場進(jìn)行了一體化模擬，并通過附加阻力、

畸變系數(shù)等性能參數(shù)對計算程序的可靠性進(jìn)行了初步驗證。黎明等［５３］

分別采用等激

波角和等激波強度理論對唇口平直和唇口帶有斜楔的二維超燃沖壓發(fā)動機混壓式前

體／進(jìn)氣道進(jìn)行了設(shè)計，在設(shè)計過程中考慮了變比熱、激波與邊界層干擾等因素的影響，

在此基礎(chǔ)上對其性能進(jìn)行了比較研究。ＢｉｓｓｉｎｇｅｒＮＣ等［１６９］采用數(shù)值仿真方法研究

了前體構(gòu)型對進(jìn)氣道入口局部流動參數(shù)的影響。肖洪等［１７０］

對兩種乘波前體與進(jìn)氣道

一體化模型進(jìn)行了數(shù)值模擬，分別考察了兩種物理模型在不同飛行狀態(tài)下的氣動性能。

鐘兢軍等［４９］

給出了二維高超聲速飛行器前體、進(jìn)氣道唇口以及進(jìn)氣道內(nèi)部的優(yōu)化

設(shè)計方法，并將此構(gòu)型的性能與等激波強度三楔角壓縮的前體設(shè)計構(gòu)型以及平直唇口

設(shè)計的前體／進(jìn)氣道構(gòu)型性能進(jìn)行了對比分析。宋文艷等［５２］

采用等激波角設(shè)計方法對

二維混壓式高超聲速前體／進(jìn)氣道和隔離段的設(shè)計進(jìn)行了探索，并對其流場結(jié)構(gòu)進(jìn)行了

第 １章 緒 論 · ３１·

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數(shù)值仿真研究。

范曉檣等［１７１］

采用地面試驗手段研究了三維側(cè)壓式進(jìn)氣道與飛行器機體一體化構(gòu)

型的氣動性能，并在試驗過程中分析了發(fā)動機模塊數(shù)量對飛行器氣動特性的影響。

宋道軍等［４８］

分別采用拉格朗日乘子法和序列二次規(guī)劃法對二維高超聲速飛行器

前體／進(jìn)氣道進(jìn)行了最優(yōu)化分析，比較系統(tǒng)地研究了最大總壓恢復(fù)系數(shù)、進(jìn)氣道內(nèi)馬赫

數(shù)、激波偏轉(zhuǎn)角以及激波強度與來流馬赫數(shù)的關(guān)系。吳先宇等［４７］

綜合運用多種替代模

型對二維高超聲速前體／進(jìn)氣道進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計。

１２３２　后體／尾噴管一體化設(shè)計

趙堅行等［１７２］

數(shù)值研究了三種型式噴管在四種飛行工況下的尾噴管內(nèi)外流場。Ｌｉ

ＪＰ［１７３－１７４］

，曹德一［１７５］

，ＤａｍｉｒａＳＫ［１７６］

，徐大軍［１７７］

，ＭａｒａｔｈｅＡＧ［１７８］

，Ｔｈｉａｇａｒａｊａｎ

Ｖ［１７９］

，汪維娜［１８０］

等采用數(shù)值仿真方法考察了設(shè)計參數(shù)對尾噴管流場及其性能的影

響。進(jìn)而，陳兵［１８１－１８２］

，賀旭照［１８３］

等結(jié)合單目標(biāo)遺傳算法和多目標(biāo)遺傳算法以及空間

推進(jìn)流場數(shù)值模擬方法對二維超燃沖壓發(fā)動機尾噴管進(jìn)行了氣動優(yōu)化設(shè)計研究。同

時，陳兵［１８４］

，羅世彬［１８５］

等分別采用復(fù)合形方法和多目標(biāo)遺傳算法對二維超聲速燃燒

沖壓發(fā)動機尾噴管型面進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計。

車競等［６０］

采用多目標(biāo)遺傳算法對高超聲速飛行器后體／尾噴管型線進(jìn)行了多目標(biāo)

優(yōu)化設(shè)計，初步獲取了設(shè)計變量與性能目標(biāo)之間的關(guān)系，其中性能目標(biāo)是尾噴管推力、

升力以及附加俯仰力矩系數(shù)。

ＷａｔａｎａｂｅＳ［１８６］

和 ＨｉｒｓｃｈｅｎＣ等［１８７］

采用多種試驗診斷技術(shù)對比分析了后體／尾

噴管內(nèi)外流之間的交互作用，研究表明，尾噴管內(nèi)部流場結(jié)構(gòu)在很大程度上取決于其幾

何結(jié)構(gòu)，而內(nèi)外流之間交互作用的強弱則取決于尾噴管壓比和自由來流雷諾數(shù)。尾噴

管排氣羽流的位置對流動物理參數(shù)不敏感，但尾噴管幾何構(gòu)型對該位置影響很大。同

時，尾噴管內(nèi)部激波、剪切層以及外部激波的位置均取決于流動物理參數(shù)的選取。

ＢａｙｓａｌＯ等［１８８］

采用修正的 ＢａｌｄｗｉｎＬｏｍａｘ渦耗散湍流模型對后體／尾噴管的內(nèi)外

流場進(jìn)行了數(shù)值仿真研究，同時將仿真結(jié)果與標(biāo)準(zhǔn) ＢａｌｄｗｉｎＬｏｍａｘ模型以及層流流場

進(jìn)行了比較。王占學(xué)等［６１］

采用計算流體動力學(xué)方法對噴管／飛行器后體一體化構(gòu)型流

場進(jìn)行了數(shù)值仿真研究，考察了噴管膨脹比和外流馬赫數(shù)對后體阻力的影響。

１２３３　燃燒室構(gòu)型及燃料噴注組織方式優(yōu)化

ＣｈａｎｇＸＹ等［１８９］

研究了不同支板和凹腔對單邊擴張超燃沖壓發(fā)動機模型推力和

阻力的影響，發(fā)現(xiàn)凹腔產(chǎn)生的附加阻力不大，但可以提高發(fā)動機的推力性能。支板在一

定程度上起到了隔離段的作用，可以進(jìn)一步增強燃料與超聲速來流之間的混合，從而提

· ４１· 臨近空間高超聲速飛行器內(nèi)外流一體化設(shè)計及飛行性能研究

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高發(fā)動機的推力特性，但同時會產(chǎn)生相當(dāng)大的附加阻力。ＭａｓｕｙａＧ等［１２５］

研究了五種

不同支板構(gòu)型對超燃沖壓發(fā)動機燃燒室點火燃燒性能的影響。

王靛等［１３６］

采用數(shù)值模擬方法對單臺階單面擴張、單臺階雙面擴張、雙臺階單面擴

張以及雙臺階雙面擴張四種超燃沖壓發(fā)動機燃燒室構(gòu)型的冷流流場和燃燒流場分別進(jìn)

行了考察，分析了不同燃燒室結(jié)構(gòu)對其燃燒性能的影響。

周建興等［１９０］

采用數(shù)值仿真手段考察了三種不同結(jié)構(gòu)超聲速燃燒室的流場，分析

了凹腔以及二次噴氫對超聲速混合和燃燒的影響。進(jìn)而，他們從流向渦角度出發(fā)，研究

了噴射結(jié)構(gòu)對超聲速燃燒室內(nèi)燃料與主流之間摻混效果的影響［１９１］

。楊事民等［１９２］研

究了帶不同長深比凹腔結(jié)構(gòu)的二維超燃沖壓發(fā)動機冷流流場。

ＷｕＸＹ等［５５，１９３－１９４］

采用地面直連式試驗考察了碳?xì)淙剂铣紱_壓發(fā)動機燃燒

室構(gòu)型及燃料噴注方式對燃燒室性能的影響，進(jìn)而對其構(gòu)型及燃料噴注方式進(jìn)行了優(yōu)

化。ＹｕＧ等［５７－５８］

對不同超燃沖壓發(fā)動機燃燒室模型進(jìn)行了地面試驗，系統(tǒng)考察了燃

燒室構(gòu)型、燃料壁面噴注、支板噴注以及凹腔火焰穩(wěn)定器幾何結(jié)構(gòu)對發(fā)動機性能的

影響。

胡欲立等［１９５］

采用數(shù)值模擬方法研究了燃料噴注位置對雙模態(tài)沖壓發(fā)動機燃燒室

中煤油超聲速燃燒凹腔火焰穩(wěn)定特性的影響，發(fā)現(xiàn)當(dāng)燃料從凹腔上游噴入時，燃料與超

聲速主流之間的混合、燃燒更完全，同時燃燒室的總壓損失最小。ＫｉｍＣＨ等［１５０］研

究了后向臺階下游回流區(qū)燃料噴注位置對超聲速等離子體點火燃燒流場的影響，研究

發(fā)現(xiàn)，燃料噴注位置對橫向射流流場燃燒性能影響很小，而且橫向噴注燃料時燃料更容

易逃脫回流區(qū)的束縛，這樣直接導(dǎo)致橫向噴注燃料時燃燒室燃燒性能較高。Ｍｉｃｈａ

ＤＪ等［９０］

通過改變?nèi)剂蠂娮⑽恢妹髁穗p模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機燃燒室的燃燒特性，

研究發(fā)現(xiàn)，在亞燃工作模態(tài)存在兩種截然不同的燃燒穩(wěn)定形式，即射流尾跡穩(wěn)定形式和

凹腔穩(wěn)定形式，而在超燃工作模態(tài)下則只存在凹腔穩(wěn)定形式，當(dāng)從亞燃模態(tài)向超燃模態(tài)

轉(zhuǎn)變時會出現(xiàn)劇烈的燃燒不穩(wěn)定現(xiàn)象，這主要是由隔離段出口馬赫數(shù)的巨大變化所

引起。

王曉棟等［１９６］

對比研究了兩種燃料引射方式，即臺階上游支板引射和壁面垂直引

射，對后向臺階構(gòu)型燃燒室中燃料混合性能的影響，發(fā)現(xiàn)臺階上游支板產(chǎn)生的大尺度軸

向渦不利于燃料與來流之間的混合，而壁面垂直引射時在噴嘴下游產(chǎn)生的小尺度軸向

渦可以提高燃料與來流之間的混合和燃燒效率。同時，王曉棟等［１９７］分析了帶支板引

射器的超聲速燃燒室流場結(jié)構(gòu)，考察了燃料噴注角度對發(fā)動機性能的影響。進(jìn)而，陳立

紅等［８５］

研究了凹腔支板一體化超聲速燃燒室中燃料噴注位置對燃料混合／燃燒特性和

發(fā)動機推力性能的影響。

耿輝［１９８］

，劉歐子［１９９］

，蔡元虎［２００］

，陳方［８６］

，王遼［２０１］

，王曉棟［２０２］

，ＳｅｏＨ［９４］

等研究

第 １章 緒 論 · ５１·

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了凹腔幾何結(jié)構(gòu)對超聲速燃燒室中燃料混合效率與燃燒性能的影響。ＶｉｋｒａｍａｄｉｔｙａＮ

Ｓ等［２０３］

采用紋影攝像和非穩(wěn)態(tài)壓力測量技術(shù)研究了不同后掠角下凹腔內(nèi)部超聲速流

動現(xiàn)象，并分析了超聲速流動中凹腔后掠角對其壁面壓力脈動頻率的影響［９７］

。丁猛

等［２０４］

通過超燃沖壓發(fā)動機直連式試驗，考察了凹腔結(jié)構(gòu)參數(shù)與其阻力特性之間的關(guān)

系，發(fā)現(xiàn)凹腔的冷流阻力與其深度和長深比成正比，且隨著后掠角的增大先減小后增

大，同時凹腔的熱試阻力比冷流阻力小。ＡｂｄｅｌＳａｌａｍＴＭ等［２０５］采用商業(yè) ＦＬＵＥＮＴ

軟件研究了壓縮斜坡側(cè)面傾角對超聲速燃燒室中燃料與主流混合過程的影響。Ｉｙｏｇｕｎ

ＣＯ等［２０６］

實驗研究了燃料噴孔幾何構(gòu)型對湍流流動中甲烷火焰特性的影響。

１２３４　機身頭部改型研究

通過對機身頭部進(jìn)行改型設(shè)計可以在一定程度上提高飛行器的整體性能，但國內(nèi)

外研究者更多關(guān)注于對具有導(dǎo)彈構(gòu)型的飛行器機身進(jìn)行改型設(shè)計，而對把導(dǎo)彈頭部曲

線構(gòu)型應(yīng)用到高超聲速飛行器機身上面的研究相對較少。

程養(yǎng)民［２０７］在地面風(fēng)洞試驗基礎(chǔ)上，采用工程估算方法研究了 ６種曲線形狀頭部

構(gòu)型高超聲速飛行器的氣動特性，即蛋型、拋物線型、卡門型、哈克型、３／４指數(shù)型和 １／２

指數(shù)型。

金亮等［２０８］

采用卡門型曲線對二維吸氣式高超聲速飛行器機身上表面進(jìn)行了改型

設(shè)計，發(fā)現(xiàn)改型后飛行器阻力增加，升力減小，但低頭力矩增加。

ＳｉｎｇｈＡ［２０９］

研究了機身頭部半徑與機身直徑之比對不同攻角下高超聲速細(xì)長體

飛行器氣動性能的影響，研究發(fā)現(xiàn)，高超聲速細(xì)長體飛行器最大升阻比隨著機身頭部半

徑與機身直徑之比的增大而不斷減小，且大鈍頭體飛行器產(chǎn)生最大升阻比需要更大的

攻角。

１３　研究存在的問題和不足

高超聲速飛行器內(nèi)外流一體化設(shè)計是一項龐大的系統(tǒng)工程，需要緊密結(jié)合理論分

析、數(shù)值仿真和地面試驗等多種手段來對其部件和整體性能進(jìn)行考察和評估，隨著

Ｘ４３Ａ和 Ｘ５１Ａ的試飛成功，高超聲速推進(jìn)技術(shù)的可行性論證已逐步得到落實，飛行器

基本性能已得到初步驗證，但如何在此基礎(chǔ)上，進(jìn)行飛行器構(gòu)型的改進(jìn)工作，以盡可能

提高其在臨近空間高速巡航飛行時的適應(yīng)能力，滿足惡劣空間環(huán)境對飛行器整體性能

的需求，是目前亟待解決的一個關(guān)鍵技術(shù)難題。所以，后續(xù)工作必須在飛行器內(nèi)外流一

體化設(shè)計基礎(chǔ)上，深入考察部件幾何結(jié)構(gòu)參數(shù)設(shè)置水平對整機綜合性能的影響，進(jìn)而從

· ６１· 臨近空間高超聲速飛行器內(nèi)外流一體化設(shè)計及飛行性能研究

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飛行器整機性能出發(fā)優(yōu)化部件參數(shù)，以達(dá)到提高飛行器整體性能的目的。而目前國內(nèi)

外研究者注意力大多仍集中在單部件性能尋優(yōu)上，對部件與飛行器整體性能之間的關(guān)

系考慮甚少。鑒于此，本書通過研究部件幾何參數(shù)設(shè)置水平與整機性能之間的關(guān)系，來

指導(dǎo)高超聲速飛行器的局部改型工作，從而使得飛行器整體性能更優(yōu)，滿足工程研制的

進(jìn)一步需要。

同時，雖然高超聲速飛行計劃取得了初步的成功，但飛行器在高空的巡航時間還太

短，如 Ｘ４３Ａ的巡航時間不足 １２ｓ，而 Ｘ５１Ａ的首次巡航時間才 ２１０ｓ，尚不能滿足人類

對太空旅行的期望，這主要跟動力系統(tǒng)燃燒室中火焰穩(wěn)定組織方式有關(guān)，如何對燃燒室

中火焰穩(wěn)定裝置進(jìn)行幾何結(jié)構(gòu)改型和重新組合，并對其布局進(jìn)行設(shè)計，不僅關(guān)乎動力系

統(tǒng)的性能，而且在一定程度上影響飛行器的整體性能，所以必須進(jìn)行綜合考慮。同時，

燃燒室內(nèi)燃料噴射組織方案也會對飛行器整機性能產(chǎn)生影響。

最后，在現(xiàn)有的對高超聲速飛行器外形布局進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計工作中，研究者一般依靠

工程經(jīng)驗對設(shè)計參數(shù)進(jìn)行取舍，缺少一種合理而行之有效的理論指導(dǎo)方法，這樣導(dǎo)致總

體設(shè)計結(jié)果不能很好地為工程實踐所采納，缺乏一定的說服力，因此，在對飛行器外形

布局進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計前，必須尋找出一種可行的理論分析方法對設(shè)計參數(shù)靈敏度進(jìn)行分

析，進(jìn)而挑選出對目標(biāo)函數(shù)影響較大的設(shè)計參數(shù)，并在其設(shè)置水平內(nèi)進(jìn)行尋優(yōu)，這樣不

斷可以提高優(yōu)化效率，而且在一定程度上可以使得總體設(shè)計結(jié)果為工程實踐直接采納，

進(jìn)而指導(dǎo)動力系統(tǒng)組件的設(shè)計工作。

１４　本書主要研究內(nèi)容

基于以上研究背景和技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀，本書采用試驗統(tǒng)計學(xué)基本理論比較系統(tǒng)地對

飛行器部件幾何結(jié)構(gòu)參數(shù)的靈敏性進(jìn)行了考察，在此基礎(chǔ)上，著重研究了各部件對一體

化高超聲速飛行器整體氣動 －推進(jìn)性能的影響，從而獲得綜合性能較好的飛行器幾何

結(jié)構(gòu)布局，通過數(shù)值仿真進(jìn)一步得到了有攻角條件下的飛行器綜合性能，并考核了各受

力表面對飛行器整體性能的影響和貢獻(xiàn)，最后初步研究了一體化高超聲速飛行器的彈

道特性。圖 １８是本書的組織結(jié)構(gòu)圖。

第 １章 緒 論 · ７１·

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圖 １８　本書組織結(jié)構(gòu)圖

　　全書共分七章，各章主要內(nèi)容簡述如下：

第 １章，主要介紹了本書工作的研究背景與意義，比較系統(tǒng)地對國內(nèi)外臨近空間高

超聲速飛行器主要項目及其關(guān)鍵技術(shù)，以及內(nèi)外流一體化關(guān)鍵技術(shù)的研究發(fā)展現(xiàn)狀進(jìn)

行了總結(jié)，在此基礎(chǔ)上，指出了目前高超聲速飛行器內(nèi)外流一體化研究工作中存在的問

題和不足，最后對本書主要研究內(nèi)容進(jìn)行了簡明扼要的介紹。

第 ２章，主要對本書的研究對象進(jìn)行了物理建模，并給出了一體化高超聲速飛行器

在三種不同工作狀態(tài)下的邊界條件，同時，對本書中采用的數(shù)值仿真方法進(jìn)行了詳細(xì)介

紹，并用飛行器不同部件算例對該方法進(jìn)行了驗證，最后對本書中采用的試驗統(tǒng)計學(xué)理

論以及改進(jìn)粒子群優(yōu)化算法進(jìn)行了介紹，且在算法性能上與速度動態(tài)調(diào)整粒子群算法、

速度位置動態(tài)調(diào)整粒子群算法以及雜交粒子群算法進(jìn)行了比較分析。

第 ３章，采用數(shù)值仿真方法對帶隔離段的飛行器前體／進(jìn)氣道流場結(jié)構(gòu)進(jìn)行了研

究，主要分析了擴張角和隔離段出口反壓對隔離段內(nèi)激波串起始位置及波系結(jié)構(gòu)的影

響，獲得了進(jìn)氣道出口截面物理參數(shù)分布隨來流馬赫數(shù)、隔離段出口反壓以及長高比的

變化趨勢，同時，鑒于超燃沖壓發(fā)動機研究發(fā)展過程中目前遇到的技術(shù)瓶頸，本書首次

探討了前體燃料噴射角度對前體／進(jìn)氣道附近流場波系結(jié)構(gòu)的影響，這是進(jìn)一步提高發(fā)

動機性能和飛行器一體化設(shè)計水平的技術(shù)核心。

· ８１· 臨近空間高超聲速飛行器內(nèi)外流一體化設(shè)計及飛行性能研究

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第 ４章，采用數(shù)值仿真、正交拉丁方設(shè)計、方差分析以及 Ｄｕｎｃａｎ多重比較相結(jié)合的

方法，比較系統(tǒng)地對飛行器后體／尾噴管一體化設(shè)計性能進(jìn)行了探討，分析了影響超燃

沖壓發(fā)動機尾噴管性能的幾何結(jié)構(gòu)參數(shù)，主要包括上壁面型線起始點切線角度、外罩后

伸長度和外罩后掠角。在此基礎(chǔ)上，研究了無粘和粘性條件下，尾噴管構(gòu)型對一體化高

超聲速飛行器氣動 －推進(jìn)性能的影響。

第 ５章，研究了超聲速來流中燃料橫向噴射角度以及噴注壓強對燃料／空氣混合過

程的影響，采用數(shù)值仿真和理論分析相結(jié)合的手段，分別研究了燃燒流場中凹腔幾何結(jié)

構(gòu)參數(shù)設(shè)置水平對其阻力特性和一體化高超聲速飛行器氣動 －推進(jìn)性能的影響，其中

凹腔幾何結(jié)構(gòu)參數(shù)主要包括前緣深度、后緣深度、長度以及后掠角，進(jìn)而探討了發(fā)動機

通流和發(fā)動機點火兩種工作狀態(tài)下，燃燒室內(nèi)凹腔布局對一體化高超聲速飛行器整體

氣動 －推進(jìn)性能的影響。本章最后采用地面試驗和理論分析相結(jié)合的手段，從燃料噴

射形式和當(dāng)量比兩方面出發(fā)，對影響超燃沖壓發(fā)動機燃燒室性能的構(gòu)型因素進(jìn)行了比

較系統(tǒng)的探討。

第 ６章，在飛行器內(nèi)外流一體化設(shè)計基礎(chǔ)上，把高超聲速導(dǎo)彈的頭部構(gòu)型曲線引入

到高超聲速飛行器機身頭部構(gòu)型中，以期進(jìn)一步提高飛行器在高超聲速條件下的整體

性能，分別探討了兩種典型機身頭部構(gòu)型對一體化高超聲速飛行器整體性能的影響，即

卡門型和哈克型，在研究過程中，分別定義了兩種計算機身頭部長細(xì)比的方式，即定義

機身頭部終止于進(jìn)氣道唇口附近和定義機身頭部長度就是機身總長度。

第 ７章，結(jié)合前面幾章的研究結(jié)論，分析了進(jìn)氣道關(guān)閉、發(fā)動機通流以及發(fā)動機點

火三種工作狀態(tài)下，一體化高超聲速飛行器的攻角特性以及有攻角條件下粘性對一體

化高超聲速飛行器整體性能的影響，探討了飛行器各受力表面對一體化高超聲速飛行

器氣動 －推進(jìn)性能的貢獻(xiàn)程度，在此基礎(chǔ)上，初步分析了一體化高超聲速飛行器的彈道

特性。

最后為結(jié)束語，對全書主要研究成果和創(chuàng)新點進(jìn)行了總結(jié)，并對進(jìn)一步研究工作進(jìn)

行了展望。

第 １章 緒 論 · ９１·

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第 ２章 物理建模與基本方法

２１　一體化高超聲速飛行器物理建模

２１１　物理模型

一體化臨近空間高超聲速飛行器的動力系統(tǒng)采用 ５楔角混合壓縮式進(jìn)氣道，其外

部壓縮段采用 ３個楔角，而內(nèi)部壓縮段采用 ２個楔角，具體如圖 ２１所示。在設(shè)計馬赫

數(shù)下，進(jìn)氣道外部壓縮段的 ３道斜激波匯交于外罩唇口前緣，內(nèi)部壓縮段 ２道斜激波匯

交于上壁轉(zhuǎn)折點。由飛行器任務(wù)確定的設(shè)計條件是飛行高度 ２５ｋｍ，設(shè)計馬赫數(shù)為

６０，設(shè)計攻角為 ００°。

圖 ２１　一體化臨近空間高超聲速飛行器構(gòu)型示意圖

若以動力系統(tǒng)隔離段的高度 Ｈｉ為基準(zhǔn)，且設(shè)定其為單位長度，則一體化高超聲速

飛行器其他部件的尺寸如表 ２１所示，飛行器的動力系統(tǒng)采用單邊擴張型燃燒室和分

級燃燒方式，由隔離段、第一級燃燒室、第二級燃燒室和第三級燃燒室或擴張段四部分

組成，其中 Ｌｆ１，Ｌｆ２和 Ｌｆ３分別是進(jìn)氣道第一壓縮段、第二壓縮段和第三壓縮段沿 Ｘ軸的

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長度，Ｌｉ，Ｌｃ１，Ｌｃ２，Ｌｃ３，Ｌａ和 β則分別是動力系統(tǒng)隔離段、第一級燃燒室、第二級燃燒室、

第三級燃燒室、尾噴管的長度以及尾噴管膨脹段上壁面與 Ｘ軸的夾角，且三級燃燒室

的擴張角分別為 ２０°、３５°和 ４０°。

表 ２１　一體化臨近空間高超聲速飛行器主要部件尺寸

Ｌｆ１ Ｌｆ２ Ｌｆ３ Ｌｉ Ｌｃ１ Ｌｃ２ Ｌｃ３ Ｌａ β／（°）

Ｄｉｍｅｎｓｉｏｎ ９６ ４２ １０８ ７０ ８８ １２８ ５８ １８３ １１

以飛行器機身頭部頂點為坐標(biāo)原點建立如圖 ２１所示的直角坐標(biāo)系，則一體化高

超聲速飛行器的質(zhì)心坐標(biāo)為（３３０３，－１４７），此處坐標(biāo)亦相對于動力系統(tǒng)隔離段高度

進(jìn)行了無量綱化。

２１２　邊界條件

本書主要對一體化臨近空間高超聲速飛行器在三種不同工作狀態(tài)下的氣動 －推進(jìn)

性能進(jìn)行比較系統(tǒng)地考察，即進(jìn)氣道關(guān)閉、發(fā)動機通流和發(fā)動機點火，比較全面地探討

飛行器內(nèi)外流一體化設(shè)計中關(guān)鍵技術(shù)問題（如機身前體／進(jìn)氣道一體化設(shè)計、機身后

體／尾噴管一體化設(shè)計、燃燒室中凹腔火焰穩(wěn)定器幾何結(jié)構(gòu)、布局以及燃料噴注位置和

機身頭部構(gòu)型等）對一體化高超聲速飛行器綜合性能的影響，在此基礎(chǔ)上，初步考察以

ＲＢＣＣ發(fā)動機為動力系統(tǒng)的一體化高超聲速飛行器彈道特性。

由于飛行器在 ２５ｋｍ高空以馬赫數(shù) ６０飛行，故具體邊界條件的設(shè)置如表 ２２所

示。其中，壓力遠(yuǎn)場邊界中溫度和壓強的給定分別采用式（２１）和式（２２）計算得到。

表 ２２　計算邊界條件的設(shè)置

壓力遠(yuǎn)場邊界 質(zhì)量出口邊界條件（燃燒室出口）

Ｐ∞ ／Ｐａ Ｍ∞ Ｔ∞ ／Ｋ ｍ′ｅ／（ｋｇ·ｓ－１） Ｐｅ／Ｐａ Ｔｏ／Ｋ

進(jìn)氣道關(guān)閉 ２５１１０１ ６０ ２２１６５ — — —

發(fā)動機通流 ２５１１０１ ６０ ２２１６５ — — —

發(fā)動機點火 ２５１１０１ ６０ ２２１６５ １７６２ ２５０００ ３０００

ＴＨ ＝２１６６５＋０００１( ) Ｈ－２００００ （２１）

ｐＨ

ｐ２０

＝ ＴＨ

( ) ２１６６５

－３４１６３２

（２２）

第 ２章 物理建模與基本方法 · １２·

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式中 Ｈ是 飛 行 器 所 處 高 度，ｐ２０是 飛 行 器 處 于 ２０ｋｍ 高 度 時 的 大 氣 壓 強，且 ｐ２０

＝５４７４８６Ｐａ［２１０］

。

當(dāng)飛行器工作在發(fā)動機點火狀態(tài)下時，由于在二維條件下，燃燒室的數(shù)值仿真不能

很好地模擬真實條件下燃料在超聲速氣流中的燃燒和流動過程，故本書根據(jù)地面試驗

結(jié)果得到燃燒室出口質(zhì)量流量，然后折算成二維條件下的燃燒室出口質(zhì)量流量，并將其

與出口壓強、總溫作為尾噴管的入口條件進(jìn)行該工作條件下的數(shù)值仿真工作。

２２　數(shù)值仿真方法及算例驗證

近年來，隨著計算機大規(guī)模運算能力的突飛猛進(jìn)，計算流體力學(xué)理論的日趨成熟，

以及純理論分析難以獲取比較理想的結(jié)果和地面試驗研究代價的昂貴，數(shù)值模擬手段

成為研究高超聲速流場結(jié)構(gòu)的有力武器和地面試驗研究的強有力支撐。本書采用數(shù)值

仿真方法對一體化高超聲速飛行器在進(jìn)氣道關(guān)閉、發(fā)動機通流和發(fā)動機點火狀態(tài)下的

流場結(jié)構(gòu)進(jìn)行了比較系統(tǒng)的考察。

２２１　燃燒流動控制方程

所用計算方法具體如下：從質(zhì)量守恒、動量守恒和能量守恒三大定律出發(fā)，建立兩

相流多組分化學(xué)反應(yīng)湍流流動的控制方程組；兩相之間的耦合由氣／液相互作用的源項

來描述；采用拉格朗日坐標(biāo)系下的粒子軌道方法來模擬跟蹤液滴的運動。

２２１１　氣相控制方程

采用多組分化學(xué)反應(yīng)的雷諾平均、守恒型 ＮＳ方程來作為氣體湍流流動、燃燒的控

制方程，即

Ｑ

ｔ

＋

（Ｅ－Ｅｖ）

ｘ ＋

（Ｆ－Ｆｖ）

ｙ

＋

（Ｇ－Ｇｖ）

ｚ ＝Ｈ （２３）

其中

· ２２· 臨近空間高超聲速飛行器內(nèi)外流一體化設(shè)計及飛行性能研究

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Ｑ＝

ρ

ρｕ

ρｖ

ρｗ

ρｅ

ρＹ

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

ｉ?

， Ｅ＝

ρｕ

ρｕｕ＋ｐ

ρｕｖ

ρｕｗ

ｕ（ρｅ＋ｐ）

ρｕＹ

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

? ｉ ?

， Ｆ＝

ρｖ

ρｖｕ

ρｖｖ＋ｐ

ρｖｗ

ｖ（ρｅ＋ｐ）

ρｖＹ

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

? ｉ ?

， Ｇ＝

ρｗ

ρｗｕ

ρｗｖ

ρｗｗ＋ｐ

ｗ（ρｅ＋ｐ）

ρｗＹ

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

? ｉ ?

，

Ｅｖ＝

０

τｘｘ

τｘｙ

τｘｚ

ｕτｘｘ＋ｖτｘｙ＋ｗτｘｚ－ｑｘ

ρｉＤｉｍｉＹｉ／

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

? ｘ ?

， Ｆｖ＝

０

τｙｘ

τｙｙ

τｙｚ

ｕτｘｙ＋ｖτｙｙ＋ｗτｙｚ－ｑｙ

ρｉＤｉｍＹｉ／

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

ｙ ?

，

Ｇｖ＝

０

τｚｘ

τｚｙ

τｚｚ

ｕτｚｙ＋ｖτｚｙ＋ｗτｚｚ－ｑｚ

ρｉＤｉｍＹｉ／

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

? ｚ ?

， Ｈ＝

Ｓｄ，ｍ

Ｓｄ，ｕ

Ｓｄ，ｖ

Ｓｄ，ｗ

Ｓｄ，ｈ

ω

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

ｉ?

（２４）

式中 ｉ＝１，２，…，Ｎｓ，Ｎｓ為化學(xué)反應(yīng)所涉及的總組分?jǐn)?shù)；ρｉ為各組分的密度，ρ為混合氣

體的密度；ｕ，ｖ，ｗ分別是沿坐標(biāo)軸 ｘ，ｙ，ｚ方向的速度；ｐ為壓力；Ｙｉ是各組分的質(zhì)量分

數(shù)；ωｉ是組分 ｉ的質(zhì)量生成率；Ｓｄ，ｍ，Ｓｄ，ｕ，Ｓｄ，ｖ，Ｓｄ，ｗ，Ｓｄ，ｈ是氣／液兩相相互作用與化學(xué)反應(yīng)

作用源項；τｉｊ是粘性應(yīng)力分量；ｑｘ，ｑｙ，ｑｚ為熱傳導(dǎo)與組分?jǐn)U散引起的能量通量。

Ｄｉｍ是混合物組分 ｉ的質(zhì)量擴散系數(shù)，其計算公式如下：

Ｄｉｍ ＝ １－Ｘｉ

∑ｉ，ｊ≠ｉ

( ) Ｘｊ／Ｄｉｊ

（２５）

在中低壓情況下，雙組元混合氣體互擴散系數(shù)計算公式為：

Ｄｉｊ＝１８８３×１０－２槡Ｔ３

·( ) Ｍｉ＋Ｍｊ ／ＭｉＭｊ

Ｐσ２

ｉｊΩＤ

（２６）

式中，Ｘｉ是組分 ｉ的摩爾分?jǐn)?shù)，Ｍｉ，Ｍｊ分別是氣體組分 ｉ，ｊ的分子量，σｉｊ是特征長度，ΩＤ

是碰撞積分。

ｅ為內(nèi)能，按（２７）式計算：

第 ２章 物理建模與基本方法 · ３２·

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ｅ＝∑

Ｎｓ

ｉ＝１

Ｙｉｈｉ＋

１

２（ｕ２ ＋ｖ２ ＋ｗ２

）－ ｐ

ρ

（２７）

式中，ｈｉ為各組分的焓，可表示為溫度的函數(shù)，即

ｈｉ ＝ｈ０

ｆ ＋∫

Ｔ

Ｔｒｅｆ

Ｃｐｉ

ｄＴ （２８）

Ｃｐｉ

為各組分的定壓比熱，采用關(guān)于溫度的多項式擬合公式計算：

Ｃｐｉ＝ａ１，ｉ＋ａ２，ｉＴ２＋ａ３，ｉＴ３＋ａ４，ｉＴ４ （２９）

具體各組分的系數(shù)參見熱物性手冊。

假設(shè)多組分氣相混合物遵守理想氣體狀態(tài)方程，并滿足局部熱力學(xué)平衡，則

ｐ＝ＲＴ∑

Ｎｓ

ｉ＝１

ρｉ

Ｍｉ

（２１０）

上述方程中除去 ｚ方向的表達(dá)式，即可獲得二維 ＮＳ方程。

２２１２　液相控制方程

把液滴群作為離散系統(tǒng)，將液霧分成有代表性的幾組離散液滴，并用拉格朗日方法

跟蹤這些離散液滴在全流場中的運動和輸運，通過液滴動力學(xué)方程來求解液滴軌道，通

過耦合求解液滴與氣相間的質(zhì)量、動量、能量交換來計算液滴的溫度、半徑等參量的變

化以及氣相流場。

由液滴在拉格朗日坐標(biāo)系下的受力情況，可獲得液滴的軌道動力學(xué)模型，即

ｄｘ

→

ｄｔ＝Ｖ

→

ｄＶ

→

ｐ

ｄｔ＝ＦＤ Ｖ

→

－Ｖ

→

( )ｐ ＋

( ) ρｐ－ρ·ｇ→

ρｐ

{ ＋Ｆ

→

（２１１）

其中，ｇ→ 為重力加速度，Ｖ

→

ｐ，Ｖ

→

分別為液滴和氣相的速度矢量；ρＰ 和 ρ分別為液滴和氣相

的密度；ＦＤ Ｖ

→

－Ｖ

→

( )ｐ 是單位液滴質(zhì)量的阻力，且

ＦＤ ＝１８μ

ρｐｄ２

ｐ

ＣＤＲｅ

２４ （２１２）

式中，μ為流體動力粘度，Ｒｅ為雷諾數(shù)，ＣＤ 為阻力系數(shù)，假設(shè)液滴為球形，則

ＣＤ ＝ａ１＋ａ２

Ｒｅ＋ａ３

Ｒｅ２ （２１３）

Ｆ

→

為其他力，包括 ｓｔｅｆａｎ流、壓力梯度作用以及其他體積力。

已知氣相流場以及液滴半徑、密度、溫度的變化規(guī)律，就可以直接求解常微分方程

獲得液滴的運動規(guī)律和運動軌跡。

· ４２· 臨近空間高超聲速飛行器內(nèi)外流一體化設(shè)計及飛行性能研究

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２２２　湍流模型

基于 Ｂｏｕｓｓｉｎｅｓｑ假設(shè)，在氣相控制方程中，粘性系數(shù) μ分解為層流粘性系數(shù) μｌ和

湍流粘性系數(shù) μｔ，即

μ＝μｌ＋μｔ （２１４）

其中，湍流粘性系數(shù) μｔ由 ｋ－ε雙方程湍流模型給出；而 μｌ則由 Ｓｕｔｈｅｒｌａｎｄ公式給出

μｌ＝μｒｅｆ

Ｔ

( ) Ｔｒｅｆ

３／２Ｔｒｅｆ＋Ｔｓ

Ｔ＋Ｔｓ

（２１５）

式中，Ｔｒｅｆ為參考溫度，Ｔｓ為等效溫度，μｒｅｆ為對應(yīng) Ｔｒｅｆ時的參考粘性系數(shù)。

２２３　液滴霧化蒸發(fā)模型

根據(jù)試驗中直孔噴嘴試驗結(jié)果，并結(jié)合經(jīng)驗公式，直接給定液滴的出口參數(shù)分布，

包括液滴的尺寸分布、速度分布、溫度等參數(shù)，來模擬液相的霧化過程。

液滴在達(dá)到蒸發(fā)溫度之前，加熱規(guī)律由下式描述

ｄＴｐ

ｄｔ＝ｈＡｐ( ) Ｔ! －Ｔｐ

ｍｐｃｐ

（２１６）

其中，Ａｐ是液滴的表面積，Ｔ! 是當(dāng)?shù)貧怏w溫度，ｈ是對流熱傳導(dǎo)系數(shù)。

液滴溫度達(dá)到蒸發(fā)溫度后（沸點溫度之前），假定液滴在對流中蒸發(fā)，液滴內(nèi)部物

理狀態(tài)均勻，其蒸發(fā)速率由液滴表面蒸汽與氣相之間的濃度梯度控制，即

Ｎｉ＝ｋｃ（Ｃｉ，ｓ－Ｃｉ，!） （２１７）

其中，Ｎｉ為蒸汽的摩爾質(zhì)量流量；Ｃｉ，ｓ為液滴表面的蒸汽濃度，可由液滴溫度 Ｔｐ下的飽

和蒸汽壓 Ｐｓａｔ計算獲得：

Ｃｉ，ｓ＝Ｐｓａｔ（Ｔｐ）

ＲＴｐ

（２１８）

Ｃｉ，!為氣相的濃度，由該氣體組分的輸運方程給出

Ｃｉ，! ＝Ｘｉ

ｐｏｐ

ＲＴ!

（２１９）

ｋｃ為質(zhì)量傳導(dǎo)系數(shù)，由 Ｎｕｓｓｅｌｔ關(guān)系式計算獲得

Ｎｕ＝ｋｃｄｐ

Ｄｉ，ｍ

＝２０＋０６Ｒｅ０５

ｄ Ｓｃ０３３ （２２０）

式中，ｄｐ是液滴直徑，Ｄｉ，ｍ為蒸汽的擴散系數(shù)，Ｓｃ為 Ｓｃｈｍｉｄｔ數(shù) μ／（ρＤｉ，ｍ）。

第 ２章 物理建模與基本方法 · ５２·

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下一時刻的液滴質(zhì)量則為

ｍｐ（ｔ＋Δｔ）＝ｍｐ（ｔ）－ＮｉＡｐＭｗ，ｉΔｔ （２２１）

另外，液滴溫度變化規(guī)律由液滴與氣相之間的熱力平衡方程來描述，即

ｍｐｃｐ

ｄＴｐ

ｄｔ＝ｈＡｐ( ) Ｔ! －Ｔｐ ＋

ｄｍｐ

ｄｔ

ｈｆｇ （２２２）

其中，ｄｍｐ

ｄｔ是蒸發(fā)速率，ｈｆｇ是液滴蒸發(fā)的潛伏熱。

２２４　兩相流模型

液滴與氣相間的質(zhì)量、動量與能量交換同時影響到氣相控制方程，必須建立氣相

ＮＳ方程中的 Ｓｄ，ｍ，Ｓｄ，ｕ，Ｓｄ，ｖ，Ｓｄ，ｗ，Ｓｄ，ｈ源項描述，以封閉方程。

對于流場中任一網(wǎng)格單元，經(jīng)過其間第 ｉ個液滴作用于氣相的質(zhì)量、動量和能量源

項分別計算如下：

Ｓｄ，ｍ，ｉ＝ｍ

·

ｐ，０

Δｍｐ

ｍｐ，０

（２２３）

Ｓ

→

ｄ，ｖ，ｉ＝ ( ) →

ｕｐ－→

ｕ１８μＣＤＲｅ

２４ρｐｄ２

ｐ

＋Ｆ

→

( ｏｔｈｅｒ) ｍ

·

ｐΔｔ （２２４）

Ｓｄ，ｈ，ｉ ＝ ｃｐΔＴｐ

ｍ珚ｐ

ｍｐ，０

＋ －ｈｆｇ ＋∫

Ｔｐ

Ｔｒｅｆ

( ｃｐ，ｉｄＴ)

Δｍｐ

ｍｐ，

( ) ０

ｍ

·

ｐ，０ （２２５）

其中，ｍ珚ｐ是該網(wǎng)格單元內(nèi)液滴的平均質(zhì)量。

２２５　化學(xué)反應(yīng)動力學(xué)模型

化學(xué)反應(yīng)計算采用有限速率化學(xué)反應(yīng)動力學(xué)模型。對于一個由 ＮＲ 個反應(yīng)、組分

數(shù)為 Ｎ的化學(xué)反應(yīng)系統(tǒng)，第 ｒ個反應(yīng)方程的一般形式如下：

∑

Ｎ

ｉ＝１

ｖ′ｉ，ｒＣｉ 

ｋｆ，ｒ

ｋｂ，ｒ

∑

Ｎ

ｉ＝１

ｖ″ｉ，ｒＣｉ （２２６）

其中，Ｃｉ表示化學(xué)組分 ｉ，ｖ′ｉ，ｒ，ｖ″ｉ，ｒ分別代表反應(yīng)中組分 ｉ的化學(xué)當(dāng)量系數(shù)，ｋｆ，ｒ，ｋｂ，ｒ分別為

正反應(yīng)和逆反應(yīng)速率常數(shù)。

在該反應(yīng)中，組分 ｉ的 Ａｒｒｈｅｎｉｕｓ摩爾生成率 Ｒ＾ｉ，ｒ為：

Ｒ＾ｉ，ｒ ＝Γ（ｖ″ｉ，ｒ－ｖ′ｉ，ｒ） ｋｆ，ｒ∏

Ｎ

ｊ＝１

［Ｃｊ，ｒ］η′ｊ，ｒ －ｋｂ，ｒ∏

Ｎ

ｊ＝１

［Ｃｊ，ｒ］η″ｊ， ( )ｒ （２２７）

· ６２· 臨近空間高超聲速飛行器內(nèi)外流一體化設(shè)計及飛行性能研究

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其中 Ｃｊ，ｒ為組分 ｊ的摩爾濃度，η′ｊ，ｒ，η″ｊ，ｒ分別為反應(yīng)中組分 ｊ的反應(yīng)指數(shù)，Γ為第三體效

應(yīng)系數(shù)。

正向反應(yīng)速率常數(shù) ｋｆ，ｒ由 Ａｒｒｈｅｎｉｕｓ公式給出

ｋｆ，ｒ＝ＡｒＴβｒｅ－Ｅｒ

ＲＴ （２２８）

其中，Ａｒ，βｒ為反應(yīng)速率系數(shù)，Ｅｒ為該反應(yīng)的活化能。

組分 ｉ總的生成率 Ｒｉ計算為：

Ｒｉ ＝Ｍｗ，ｉ∑

ＮＲ

ｒ＝１

Ｒ＾ｉ，ｒ （２２９）

模擬化學(xué)反應(yīng)的化學(xué)反應(yīng)動力學(xué)模型一般分成四類，即詳細(xì)反應(yīng)機理、基干反應(yīng)機

理、簡化反應(yīng)機理以及總包反應(yīng)機理。氫氧燃燒是一個復(fù)雜的鏈分支化學(xué)反應(yīng)過程，而

煤油是一種混合物，煤油與氧氣的反應(yīng)過程包括煤油中的高碳分子裂解以及裂解后的

產(chǎn)物與氧氣產(chǎn)生的鏈支反應(yīng)，整個反應(yīng)過程還未研究清楚。在本書的研究中，將煤油簡

化為 Ｃ１２Ｈ２３，對氫燃料和煤油燃料，均選取總包反應(yīng)模型。

２２６　計算方法

采用基于控制體中心的有限體積法來離散氣相控制方程，對流項采用二階迎風(fēng)格

式，擴散項采用中心差分格式，選擇 ＬＵ隱式數(shù)值方法，并采用多重網(wǎng)格技術(shù)加速收斂。

２２７　數(shù)值算例

２２７１　進(jìn)氣道仿真算例

Ｒｅｉｎａｒｔｚ等［２１１－２１３］

對二維超聲速混合壓縮式進(jìn)氣道進(jìn)行了大量的數(shù)值模擬與地面

試驗研究，并獲得了清晰的彩色紋影圖和進(jìn)氣道壁面壓強分布數(shù)據(jù)［２１２－２１３］

，本節(jié)針對

他們已經(jīng)獲取的試驗數(shù)據(jù)進(jìn)行該進(jìn)氣道流場的數(shù)值仿真驗證，以檢驗本書所用數(shù)值仿

真方法對高超聲速進(jìn)氣道內(nèi)復(fù)雜波系結(jié)構(gòu)模擬的有效性。

超聲速進(jìn)氣道兩級外壓縮面的壓縮角分別為 δ１ ＝１０°和 δ２ ＝１１５°，外罩內(nèi)楔面的

傾斜角為 δ３＝９５°，擴張段的擴張角為 δ４ ＝７７°，隔離段的長高比為 ｌ／ｈ＝５３，進(jìn)氣道

總長為 Ｌ＝３９５ｍｍ，進(jìn)氣道寬 ｗ＝５２ｍｍ，圖 ２２所示為第 ２級壓縮面以后的進(jìn)氣道幾何

構(gòu)型和地面試驗?zāi)Ｐ汀?/p>

第 ２章 物理建模與基本方法 · ７２·

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