高超声速二维前体/进气道一体化设计的优化方法研究
本文以高超声速飞行器原本设计点(Ma=6.0)为优化基础,按照前体”伸缩式”可变压缩转角的思路,对传统单一”设计点”的概念进行沿拓,提出”设计区”的概念;在非设计情况下(飞行器启动马赫数为4),按照一定的优化原则,对前体各个压缩转角进行优化.结果表明,与固定转角方案相比,原本飞行器在设计点的良好状态已扩展到中间过渡马赫数阶段以及机动飞行高马赫数段.另外,分别采取等激波强度和等激波角方法设计的模型前体性能相似.本文利用VC++平台编写了一个”多目标”的实用程序,这对本文提出的”可变转角”方法的初步设计具有快速优化的作用,而且对固定前体压缩转角的设计同样适用。
高超声速前体 进气道 一体化设计 航天推进系统 超燃冲压发动机 等激波角
胡磊 程克明
南京航空航天大学,南京,210016
国内会议
安徽黄山
中文
391-396
2005-07-01（万方平台首次上网日期，不代表论文的发表时间）