联系高超声速内外流的双乘波气动原理概念研究

高超声速内/外流部件的高度一体化必将引起飞行器气动布局的再一次变革。本项目提出高超声速进气道/前体一体化双乘波气动概念，将外流（吻切）乘波理论推广为一种内流和外流双乘波的气动设计新理论。通过发展和运用双乘波气动原理，加强对内/外流基本流场的研究，探索进气道/前体共同乘坐的变曲率三维曲面激波结构，最终获得兼顾升、阻、推力特性的双乘波进气道/前体一体化气动布局方案。在此基础上，针对设计和非设计工况，本项目将对双乘波方案进行三维数值模拟与分析，验证并掌握此类一体化构型的总体性能、流动特征与工作特性，为我国近空间飞行器相关技术的形成和发展提供理论技术储备。

本项目提出了高超声速进气道/前体一体化双乘波气动概念，将外流（吻切）乘波理论推广为一种内流和外流双乘波的气动设计新理论。通过发展和运用双乘波气动原理，加强对内/外流基本流场的研究，探索进气道/前体共同乘坐的变曲率三维曲面激波结构，最终获得兼顾升、阻、推力特性的双乘波进气道/前体一体化气动布局方案。在此基础上，对该双乘波气动布局进行三维数值模拟与分析，验证并掌握此类一体化构型的总体性能、流动特征与工作特性。. 研究成果创新点包括：. 1. 提出和发展基于三维曲面激波（含内、外、平面波）的内、外双吻切乘波理论；实现了以前体下表面以及进气道进口形状、指定截面乘波展向形状为给定几何约束，反设计乘波体前缘捕获形线的双乘波设计方法；. 2. 获得了一类内外流双乘波的复杂三维构型；开展三维CFD计算，验证了该方案的双乘波气动特性；. 3. 完成了超燃烧室内部的燃料喷射与掺混高精度数值模拟，获得了低动压比情况下（J<1）的氢燃料喷射和掺混特性，提出了相应的三维掺混模式，为下一步考虑双乘波前体/进气道/燃烧室的高度一体化奠定基础；. 4. 提出了一种进气道逆向开槽技术，研究表明：逆向泄流槽在进气道自启动和抗反压过程中起到气动开关的作用，能够拓宽进气道的低马赫数启动范围，提高进气道抗反压能力。该研究扩展了双乘波一体化方案的工作能力和应用前景。. 在项目执行过程中，本项目组与德国航空航天中心进行了合作研究。目前已发表SCI论文3篇，EI收录论文5篇，获批发明专利2项，在审核发明专利3项。通过项目支持，目前在读硕士研究生3名。