国防科学技术大学

全国优秀博士学位论文丛书

第八辑

主 编 王振国

副主编 苏成民 邵福球 方毅 吴丹 刘利 靳冬欢

临近空间高超声速飞行器内外流

一体化设计及飞行性能研究

作 者 黄 伟

指导教师 王振国

国防科技大学出版社

·长沙·

图书在版编目（ＣＩＰ）数据

临近空间高超声速飞行器内外流一体化设计及飞行性能研究／黄伟著．—长沙：国防

科技大学出版社，２０１５．８

（国防科学技术大学全国优秀博士学位论文丛书·第八辑／王振国主编）

ＩＳＢＮ９７８－７－５６７３－０３７９－９

Ⅰ．①临… Ⅱ．①黄… Ⅲ．①高超音速飞行器—流体力学—优化设计②高超音

速飞行器—流体力学—飞行品质—研究 Ⅳ．①Ｖ４７

中国版本图书馆 ＣＩＰ数据核字（２０１５）第 １７０９７５号

国防科技大学出版社出版发行

电话：（０７３１）８４５７２６４０ 邮政编码：４１００７３

ｈｔｔｐ：／／ｗｗｗｇｆｋｄｃｂｓ．ｃｏｍ

责任编辑：耿 筠 责任校对：梁 慧

新华书店总店北京发行所经销

国防科技大学印刷厂印装



开本：７８７×１０９２ １／１６ 印张：１５５ 字数：３１２千

２０１５年 ８月第 １版第 １次印刷 印数：１－４３０册

ＩＳＢＮ９７８－７－５６７３－０３７９－９

全套定价：３９０００元

序 言

当前，世界新军事变革迅猛发展，新一轮重大科技变革正在酝酿和发

展，国防科技和武器装备的新突破即将来临，国家核心安全需求和维护国家

战略利益对国防和军队现代化建设提出了新的更高要求。随着军队建设

“三步走”发展战略第二步的实施，推进军队信息化建设，构建现代化的军事

力量体系，迫切需要大批高素质新型军事人才。面对新的任务和挑战，军队

学位与研究生教育的地位和作用比以往任何时候都突出。

国防科学技术大学肩负着为全军培养高级科学和工程技术人才与指挥

人才，培训军队高级领导干部，从事先进武器装备和国防关键技术研究的重

要任务。推进基础研究和前沿探索不断进步，提高自主创新能力和人才培

养质量已经成为学校现阶段的核心任务。研究生朝气蓬勃，正处于创新思

维能力最为活跃的黄金年龄，同时也是科研项目的中坚力量，他们科研成果

水平的高低在一定程度上代表着学校人才培养和科研的整体水平。全国优

秀博士学位论文是我国博士研究生科研水平的集中反映，也是学校研究生

教育水平、学术水平和创新能力的重要标志。近年来，在学校党委的正确领

导下，全校同志共同努力，瞄准国防科技前沿，扎实推进教育教学改革，有力

地促进了研究生尤其是博士研究生培养质量的提高。截至 ２０１３年，我校已

获全国优秀博士学位论文和全国优秀博士学位论文提名论文共计 ４９篇。

为加强高层次创造性人才的培养工作，提高研究生教育特别是博士生

教育质量，鼓励创新精神，从 ２００５年起，我们资助出版了我校全国优秀博士

学位论文和全国优秀博士学位论文提名论文。该系列丛书的出版系统总结

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了全国优秀博士学位论文的成功经验，对于培养更多、水平更高的高层次创

造性人才，具有十分重要的启示作用。在此基础上，现将我校 ２０１３年度的 ７

篇全国优秀博士学位论文和全国优秀博士学位论文提名论文汇集出版，供

广大师生阅读和参考。

希望同志们以全国优秀博士学位论文作者为榜样，积极投身科研事业，

推进基础研究和前沿探索，攀登世界科技高峰，努力追求学术卓越，出更多

高水平学术成果，为国防和军队现代化建设做出更大的贡献。

国防科学技术大学研究生院

２０１５年 ５月

·２· 临近空间高超声速飞行器内外流一体化设计及飞行性能研究

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２０１３年国防科技大学

全国优秀博士学位论文及

全国优秀博士学位论文提名论文

全国优秀博士学位论文三篇：

航空宇航科学与技术学科，黄伟博士的论文《临近空间高超声速飞行器内外流一

体化设计及飞行性能研究》，导师王振国教授；

管理科学与工程学科，邢立宁博士的论文《演化学习型智能优化方法及其应用研

究》，导师陈英武教授；

计算机科学与技术学科，董德尊博士的论文《无线传感器网络拓扑识别与构建技

术研究》，导师廖湘科教授。

全国优秀博士学位论文提名论文四篇：

物理学学科，戴佳钰博士的论文《物质结构的尺寸、密度以及温度效应的第一原理

研究》，导师袁建民教授；

物理学学科，张建荣博士的论文《重味强子态的 ＱＣＤ求和规则研究》，导师黄明球

教授；

信息与通信工程学科，李健兵博士的论文《飞机尾流雷达特征信号研究》，导师王

雪松教授；

计算机科学与技术学科，黄立波博士的论文《片上集群体系结构关键技术研究》，

导师王志英教授。

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目 录

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

第 １章 绪 论

１．１　研究背景与意义 !!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （ １ ）

１２　国内外研究发展概述!!!!!!!!!!!!!!!!!! （ ４ ）

１２１　高超声速飞行器项目研究发展现状 !!!!!!!!! （ ４ ）

１２２　高超声速飞行器关键技术研究发展现状 !!!!!!! （１１）

１２３　内外流一体化关键技术研究发展现状 !!!!!!!! （１３）

１３　研究存在的问题和不足 !!!!!!!!!!!!!!!! （１６）

１４　本书主要研究内容 !!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１７）

第 ２章 物理建模与基本方法

２１　一体化高超声速飞行器物理建模 !!!!!!!!!!!! （２０）

２１１　物理模型 !!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （２０）

２１２　边界条件 !!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （２１）

２２　数值仿真方法及算例验证 !!!!!!!!!!!!!!! （２２）

２２１　燃烧流动控制方程 !!!!!!!!!!!!!!!! （２２）

２２２　湍流模型 !!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （２５）

２２３　液滴雾化蒸发模型 !!!!!!!!!!!!!!!! （２５）

２２４　两相流模型 !!!!!!!!!!!!!!!!!!! （２６）

２２５　化学反应动力学模型 !!!!!!!!!!!!!!! （２６）

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２２６　计算方法 !!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （２７）

２２７　数值算例 !!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （２７）

２３　试验统计法 !!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （３６）

２３１　试验设计 !!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （３６）

２３２　综合平衡法 !!!!!!!!!!!!!!!!!!! （３７）

２３３　方差分析 !!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （３７）

２４　改进粒子群优化算法!!!!!!!!!!!!!!!!!! （３７）

２４１　标准粒子群优化算法 !!!!!!!!!!!!!!! （３８）

２４２　改进型杂交粒子群优化算法（ＭＣＰＳＯ） !!!!!!!! （３８）

２４３　算法验证 !!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （４０）

２５　本章小结 !!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （４２）

第 ３章 前体／进气道一体化设计性能研究

３１　引言!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （４４）

３２　扩张角和反压对隔离段激波串起始位置及波系结构的影响

!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （４５）

３２１　扩张角对隔离段内流场的影响 !!!!!!!!!!! （４６）

３２２　隔离段出口反压对其流场的影响 !!!!!!!!!! （４９）

３３　来流及结构参数对高超声速飞行器进气道／隔离段流场影响

!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （５３）

３３１　物理模型和计算方法 !!!!!!!!!!!!!!! （５３）

３３２　隔离段长高比对高超声速进气道出口参数分布的影响 （ ! ５４）

３３３　边界条件对高超声速进气道出口参数分布的影响 （ !!! ５６）

３４　前体喷射策略对高超声速进气道流场的影响 !!!!!! （６２）

３４１　激波诱燃冲压发动机工作原理 !!!!!!!!!!! （６３）

３４２　物理模型与计算方法 !!!!!!!!!!!!!!! （６４）

３４３　第一级燃料喷注角度对进气道流场影响 !!!!!!! （６５）

３４４　第二级燃料喷注角度对进气道流场的影响 !!!!!! （６７）

·２· 临近空间高超声速飞行器内外流一体化设计及飞行性能研究

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３５　本章小结 !!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （７０）

第 ４章 后体／尾喷管一体化设计对高超声速飞行器性能影响

４１　引言!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （７１）

４２　超燃冲压发动机尾喷管构型参数灵敏度分析 !!!!!! （７２）

４２１　物理模型和计算方法 !!!!!!!!!!!!!!! （７２）

４２２　试验设计与方差分析 !!!!!!!!!!!!!!! （７４）

４２３　各目标函数的 Ｄｕｎｃａｎ多重比较 !!!!!!!!!!! （７６）

４２４　几何结构参数对尾喷管性能的影响 !!!!!!!!! （８０）

４３　尾喷管构型对一体化高超声速飞行器无粘流场的影响 ! （８４）

４３１　计算条件 !!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （８４）

４３２　飞行器内外流场及气动 －推进性能分析 !!!!!!! （８４）

４４　尾喷管构型对一体化高超声速飞行器粘性流场的影响 ! （８７）

４４１　计算方法 !!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （８７）

４４２　尾喷管构型对飞行器气动 －推进性能的影响 !!!!! （８７）

４５　本章小结 !!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （９３）

第 ５章 燃烧室构型对高超声速飞行器气动 －推进性能的影响

５１　引言!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （９４）

５２　超声速气流中燃料与空气的混合增强机理 !!!!!!! （９５）

５２１　网格相关性分析与数值方法验证 !!!!!!!!!! （９５）

５２２　燃料喷射角度对混合过程的影响 !!!!!!!!!! （９９）

５２３　燃料喷注压强对混合过程的影响 !!!!!!!!!! （１０４）

５３　凹腔几何结构参数对一体化高超声速飞行器性能的影响

!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１０５）

５３１　凹腔几何结构参数对其阻力特性的影响 !!!!!!! （１０６）

５３２　凹腔几何结构对飞行器气动 －推进性能影响 !!!!! （１１３）

目 录 ·３·

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５４　凹腔布局对一体化高超声速飞行器气动 －推进性能影响

!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１２４）

５４１　物理模型与计算方法 !!!!!!!!!!!!!!! （１２４）

５４２　发动机通流流场 !!!!!!!!!!!!!!!!! （１２６）

５４３　发动机点火流场 !!!!!!!!!!!!!!!!! （１２９）

５５　超燃冲压发动机燃烧室构型因素影响分析 !!!!!!! （１３９）

５５１试验方法 !!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１３９）

５５２　试验组织方案 !!!!!!!!!!!!!!!!!! （１４０）

５５３　构型影响分析 !!!!!!!!!!!!!!!!!! （１４２）

５６　本章小结 !!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１４５）

第 ６章 头部构型对高超声速飞行器气动 －推进性能的影响

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

６２　卡门型机身头部对飞行器性能影响分析 !!!!!!!! （１４８）

６２１　物理模型与计算方法 !!!!!!!!!!!!!!! （１４８）

６２２　长细比对飞行器阻力特性的影响 !!!!!!!!!! （１５０）

６２３　长细比对飞行器升力特性的影响 !!!!!!!!!! （１５２）

６２４　长细比对飞行器俯仰力矩性能的影响 !!!!!!!! （１５３）

６２５　长细比对飞行器升阻比特性的影响 !!!!!!!!! （１５４）

６３　哈克型机身头部对飞行器性能影响分析 !!!!!!!! （１５５）

６３１　物理模型与计算方法 !!!!!!!!!!!!!!! （１５５）

６３２　计算结果与讨论 !!!!!!!!!!!!!!!!! （１５７）

６４　本章小结 !!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１６３）

第 ７章 一体化高超声速飞行器性能分析

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

７２　一体化高超声速飞行器攻角特性数值研究 !!!!!!! （１６５）

·４· 临近空间高超声速飞行器内外流一体化设计及飞行性能研究

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７２１　计算条件 !!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１６５）

７２２　性能分析 !!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１６６）

７３　粘性对一体化高超声速飞行器攻角特性影响 !!!!!! （１７０）

７３１　计算方法 !!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１７０）

７３２　计算结果与讨论 !!!!!!!!!!!!!!!!! （１７１）

７４　一体化高超声速飞行器部件表面受力分析 !!!!!!! （１７６）

７４１　物理模型和计算方法 !!!!!!!!!!!!!!! （１７６）

７４２　计算结果与讨论 !!!!!!!!!!!!!!!!! （１７７）

７５　一体化高超声速飞行器弹道性能分析!!!!!!!!!! （１８４）

７５１　数学模型 !!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１８４）

７５２　求解方法 !!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１８６）

７５３　数值计算实例与分析 !!!!!!!!!!!!!!! （１８６）

７６　本章小结 !!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１９０）

第 ８章 结束语 !!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１９１）

致 谢 !!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１９５）

作者在学期间取得的学术成果!!!!!!!!!!!!!!!! （１９７）

参考文献!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （２０１）

后 记 !!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （２２１）

目 录 ·５·

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Ｃｏｎｔｅｎｔｓ

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

Ｃｈａｐｔｅｒ１　Ｉｎｔｒｏｄｕｃｔｉｏｎ

１．１　ＲｅｓｅａｒｃｈＢａｃｋｇｒｏｕｎｄ!!!!!!!!!!!!!!!!!! （ １ ）

１．２　ＲｅｓｅａｒｃｈＤｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔ !!!!!!!!!!!!!!!!! （ ４ ）

１．２．１　ＲｅｓｅａｒｃｈＤｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔｏｎＨｙｐｅｒｓｏｎｉｃＶｅｈｉｃｌｅＰｒｏｊｅｃｔｓ !! （ ４ ）

１．２．２　ＲｅｓｅａｒｃｈＤｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔｏｎＫｅｙＴｅｃｈｎｏｌｏｇｉｅｓｏｆＨｙｐｅｒｓｏｎｉｃＶｅｈｉｃｌｅ

!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１１）

１．２．３　ＲｅｓｅａｒｃｈＤｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔｏｎＫｅｙＴｅｃｈｎｏｌｏｇｉｅｓｏｆＩｎｔｅｒｎａｌ／Ｅｘｔｅｒｎａｌ

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

１．３　ＰｒｏｂｌｅｍｓａｎｄＤｒａｗｂａｃｋｓ !!!!!!!!!!!!!!!! （１６）

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

Ｃｈａｐｔｅｒ２　ＰｈｙｓｉｃａｌＭｏｄｅｌａｎｄＦｕｎｄａｍｅｎｔａｌＭｅｔｈｏｄｓ

２．１　ＰｈｙｓｉｃａｌＭｏｄｅｌｆｏｒＩｎｔｅｇｒａｔｅｄＨｙｐｅｒｓｏｎｉｃＶｅｈｉｃｌｅ!!!!! （２０）

２．１．１　ＰｈｙｓｉｃａｌＭｏｄｅｌ !!!!!!!!!!!!!!!!!! （２０）

２．１．２　ＢｏｕｎｄａｒｙＣｏｎｄｉｔｉｏｎｓ!!!!!!!!!!!!!!!! （２１）

２．２　ＮｕｍｅｒｉｃａｌＡｐｐｒｏａｃｈａｎｄＣｏｄｅＶａｌｉｄａｔｉｏｎ!!!!!!!!! （２２）

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

２．２．２　ＴｕｒｂｕｌｅｎｃｅＭｏｄｅｌ!!!!!!!!!!!!!!!!! （２５）

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２．２．３　ＡｔｏｍｉｚａｔｉｏｎａｎｄＥｖａｐｏｒａｔｉｏｎＭｏｄｅｌ!!!!!!!!!! （２５）

２．２．４　ＴｗｏＰｈａｓｅＦｌｏｗＭｏｄｅｌ!!!!!!!!!!!!!!! （２６）

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

２．２．６　ＣａｌｃｕｌａｔｉｏｎＭｅｔｈｏｄ !!!!!!!!!!!!!!!! （２７）

２．２．７　ＶａｌｉｄａｔｅｄＣａｓｅｓ!!!!!!!!!!!!!!!!!! （２７）

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

２．３．１　ＥｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌＤｅｓｉｇｎ !!!!!!!!!!!!!!!! （３６）

２．３．２　ＩｎｔｅｇｒａｌＢａｌａｎｃｅａｂｌｅＭｅｔｈｏｄ!!!!!!!!!!!!! （３７）

２．３．３　ＶａｒｉａｎｃｅＡｎａｌｙｓｉｓ!!!!!!!!!!!!!!!!! （３７）

２．４　ＭｏｄｉｆｉｅｄＰａｒｔｉｃｌｅＳｗａｒｍＯｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎＡｌｇｏｒｉｔｈｍ!!!!!! （３７）

２．４．１　ＳｔａｎｄａｒｄＰａｒｔｉｃｌｅＳｗａｒｍＯｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎＡｌｇｏｒｉｔｈｍ !!!!! （３８）

２．４．２　ＭｏｄｉｆｉｅｄＣｒｏｓｓｂｒｅｅｄｉｎｇＰａｒｔｉｃｌｅＳｗａｒｍＯｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎＡｌｇｏｒｉｔｈｍ

!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （３８）

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

２．５　Ｃｏｎｃｌｕｓｉｏｎ!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （４２）

Ｃｈａｐｔｅｒ３　ＩｎｔｅｇｒａｔｅｄＤｅｓｉｇｎＰｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｏｆＦｏｒｅｂｏｄｙ／Ｉｎｌｅｔ

３．１　Ｉｎｔｒｏｄｕｃｔｉｏｎ !!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （４４）

３．２　ＩｎｆｌｕｅｎｃｅｓｏｆＤｉｖｅｒｇｅｎｃｅＡｎｇｌｅａｎｄＢａｃｋＰｒｅｓｓｕｒｅｏｎｔｈｅＳｈｏｃｋ

ＷａｖｅＴｒａｎｓｉｔｉｏｎａｎｄｔｈｅＬｏｃａｔｉｏｎｏｆｔｈｅＬｅａｄｉｎｇＥｄｇｅｏｆｔｈｅ

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

３．２．１　ＥｆｆｅｃｔｏｆｔｈｅＤｉｖｅｒｇｅｎｃｅＡｎｇｌｅｏｎｔｈｅＦｌｏｗＦｉｅｌｄｏｆＩｓｏｌａｔｏｒ

!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （４６）

３．２．２　ＥｆｆｅｃｔｏｆｔｈｅＥｘｉｔＢａｃｋＰｒｅｓｓｕｒｅｏｎｔｈｅＦｌｏｗＦｉｅｌｄｏｆＩｓｏｌａｔｏｒ

!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （４９）

３．３　ＩｎｆｌｕｅｎｃｅｓｏｆＦｒｅｅｓｔｒｅａｍＣｏｎｄｉｔｉｏｎｓａｎｄＧｅｏｍｅｔｒｉｃａｌＰａｒａｍｅｔｅｒｓ

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　ＥｆｆｅｃｔｏｆｔｈｅＢｏｕｎｄａｒｙＣｏｎｄｉｔｉｏｎｓｏｎｔｈｅＥｘｉｔＰａｒａｍｅｔｅｒＤｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎ

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

３．４　ＩｎｆｌｕｅｎｃｅｏｆＦｏｒｅｂｏｄｙＩｎｊｅｃｔｉｏｎＳｔｒａｔｅｇｙｏｎｔｈｅＦｌｏｗＦｉｅｌｄｏｆ

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

３．４．１　ＯｐｅｒａｔｉｎｇＰｒｉｎｃｉｐｌｅｏｆＳｈｏｃｋｉｎｄｕｃｅｄＣｏｍｂｕｓｔｉｏｎＲａｍｊｅｔ

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

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

３．４．３　ＥｆｆｅｃｔｏｆｔｈｅＩｎｊｅｃｔｉｏｎＡｎｇｌｅｉｎｔｈｅＦｉｒｓｔＳｔａｇｅｏｎｔｈｅＦｌｏｗＦｉｅｌｄ

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

３．４．４　ＥｆｆｅｃｔｏｆｔｈｅＩｎｊｅｃｔｉｏｎＡｎｇｌｅｉｎｔｈｅＳｅｃｏｎｄＳｔａｇｅｏｎｔｈｅＦｌｏｗ

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

３．５　Ｃｏｎｃｌｕｓｉｏｎ!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （７０）

Ｃｈａｐｔｅｒ４　ＩｎｆｌｕｅｎｃｅｏｆｔｈｅＩｎｔｅｇｒａｔｅｄＤｅｓｉｇｎｏｆＡｆｔｂｏｄｙ／

ＮｏｚｚｌｅｏｎｔｈｅＰｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｏｆＨｙｐｅｒｓｏｎｉｃＶｅｈｉｃｌｅ

　 　４．１　Ｉｎｔｒｏｄｕｃｔｉｏｎ !!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （７１）

４．２　ＰａｒａｍｅｔｒｉｃＳｅｎｓｉｔｉｖｉｔｙＡｎａｌｙｓｉｓｏｆＳｃｒａｍｊｅｔＮｏｚｚｌｅＣｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ

!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （７２）

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

４．２．２　ＥｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌＤｅｓｉｇｎａｎｄＶａｒｉａｎｃｅＡｎａｌｙｓｉｓ!!!!!!! （７４）

４．２．３　ＤｕｎｃａｎＡｎａｌｙｓｉｓｆｏｒＥａｃｈＯｂｊｅｃｔｉｖｅＦｕｎｃｔｉｏｎ !!!!!! （７６）

４．２．４　ＥｆｆｅｃｔｏｆＧｅｏｍｅｔｒｉｃＰａｒａｍｅｔｅｒｓｏｎｔｈｅＰｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｏｆＳｃｒａｍｊｅｔ

Ｎｏｚｚｌｅ!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （８０）

４．３　ＩｎｆｌｕｅｎｃｅｏｆｔｈｅＮｏｚｚｌｅＣｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎｏｎｔｈｅＩｎｖｉｓｃｉｄＦｌｏｗＦｉｅｌｄ

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

４．３．１　ＢｏｕｎｄａｒｙＣｏｎｄｉｔｉｏｎｓ!!!!!!!!!!!!!!!! （８４）

４．３．２　Ｉｎｔｅｒｎａｌ／ＥｘｔｅｒｎａｌＦｌｏｗＦｉｅｌｄａｎｄＡｎａｌｙｓｉｓｏｆＡｅｒｏｐｒｏｐｕｌｓｉｖｅ

Ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ !!!!!!!!!!!!!!!!!!! （８４）

ＣｏｎｔｅｎｔｓⅢ

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４．４　ＩｎｆｌｕｅｎｃｅｏｆｔｈｅＮｏｚｚｌｅＣｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎｏｎｔｈｅＶｉｓｃｉｄＦｌｏｗＦｉｅｌｄｏｆ

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

４．４．１　ＮｕｍｅｒｉｃａｌＡｐｐｒｏａｃｈ !!!!!!!!!!!!!!!! （８７）

４．４．２　ＥｆｆｅｃｔｏｆＮｏｚｚｌｅＣｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎｏｎｔｈｅＡｅｒｏｐｒｏｐｕｌｓｉｖｅＰｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ

ｏｆＶｅｈｉｃｌｅ !!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （８７）

４．５　Ｃｏｎｃｌｕｓｉｏｎ!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （９３）

Ｃｈａｐｔｅｒ５　ＩｎｆｌｕｅｎｃｅｏｆＣｏｍｂｕｓｔｏｒＣｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎｏｎｔｈｅＡｅｒｏ

ｐｒｏｐｕｌｓｉｖｅＰｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｏｆＨｙｐｅｒｓｏｎｉｃＶｅｈｉｃｌｅ

　 　５．１　Ｉｎｔｒｏｄｕｃｔｉｏｎ !!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （９４）

５．２　ＭｉｘｉｎｇＡｕｇｍｅｎｔａｔｉｏｎＭｅｃｈａｎｉｓｍＢｅｔｗｅｅｎｔｈｅＡｉｒａｎｄＦｕｅｌｉｎ

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

５．２．１　ＧｒｉｄＩｎｄｅｐｅｎｄｅｎｃｙＡｎａｌｙｓｉｓａｎｄＣｏｄｅＶａｌｉｄａｔｉｏｎ !!!! （９５）

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

５．２．３　ＥｆｆｅｃｔｏｆＩｎｊｅｃｔｉｏｎＰｒｅｓｓｕｒｅｏｎＭｉｘｉｎｇＰｒｏｃｅｓｓ!!!!!! （１０４）

５．３　ＥｆｆｅｃｔｏｆＧｅｏｍｅｔｒｉｃＰａｒａｍｅｔｅｒｓｏｆＣａｖｉｔｙｏｎｔｈｅＰｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ

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

５．３．１　ＥｆｆｅｃｔｏｆＧｅｏｍｅｔｒｉｃＰａｒａｍｅｔｅｒｓｏｆＣａｖｉｔｙｏｎｉｔｓＤｒａｇＦｏｒｃｅＰｒｏｐｅｒｔｙ

!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１０６）

５．３．２　ＥｆｆｅｃｔｏｆＧｅｏｍｅｔｒｉｃＰａｒａｍｅｔｅｒｓｏｆＣａｖｉｔｙｏｎｔｈｅＡｅｒｏｐｒｏｐｕｌｓｉｖｅ

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

５．４　ＥｆｆｅｃｔｏｆＣａｖｉｔｙＬｏｃａｔｉｏｎｏｎｔｈｅＡｅｒｏｐｒｏｐｕｌｓｉｖｅＰｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ

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

５．４．１　ＰｈｙｓｉｃａｌＭｏｄｅｌａｎｄＮｕｍｅｒｉｃａｌＡｐｐｒｏａｃｈ!!!!!!!! （１２４）

５．４．２　ＩｎｌｅｔＯｐｅｎｂｕｔＵｎｆｉｒｅｄ !!!!!!!!!!!!!!! （１２６）

５．４．３　ＩｎｌｅｔＯｐｅｎａｎｄＦｉｒｅｄ!!!!!!!!!!!!!!!! （１２９）

５．５　ＣｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎＥｆｆｅｃｔＡｎａｌｙｓｉｓｏｆＳｃｒａｍｊｅｔＣｏｍｂｕｓｔｏｒ!!!! （１３９）

５．５．１　ＥｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌＭｅｔｈｏｄ!!!!!!!!!!!!!!!! （１３９）

５．５．２　ＥｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌＡｒｒａｎｇｅｍｅｎｔＳｃｈｅｍｅ !!!!!!!!!! （１４０）

５．５．３　ＡｎａｌｙｓｉｓｏｆＣｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎＩｎｆｌｕｅｎｃｅｓ!!!!!!!!!! （１４２）

Ⅳ ＣｏｍｂｉｎｅｄＡｎａｌｙｓｉｓｏｎＩｎｔｅｒｎａｌ／ＥｘｔｅｒｎａｌＦｌｏｗｓｏｆＨｙｐｅｒｓｏｎｉｃＶｅｈｉｃｌｅｓｉｎｔｈｅＮｅａｒｓｐａｃｅａｎｄＣＦＤＰｒｅｄｉｃｔｉｏｎｓｏｆＩｔｓＦｌｙｉｎｇＰｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ

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５．６　Ｃｏｎｃｌｕｓｉｏｎ!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１４５）

Ｃｈａｐｔｅｒ６　ＩｎｆｌｕｅｎｃｅｏｆＨｅａｄＣｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎｏｎｔｈｅＡｅｒｏ

ｐｒｏｐｕｌｓｉｖｅＰｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｏｆＨｙｐｅｒｓｏｎｉｃＶｅｈｉｃｌｅ

　 　６．１　Ｉｎｔｒｏｄｕｃｔｉｏｎ !!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１４８）

６．２　ＥｆｆｅｃｔｏｆＫａｒｍｅｎＨｅａｄＣｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎｏｎｔｈｅＰｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｏｆ

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

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

６．２．２　ＥｆｆｅｃｔｏｆＳｌｅｎｄｅｒｎｅｓｓＲａｔｉｏｏｎｔｈｅＤｒａｇＦｏｒｃｅＣｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｏｆ

Ｖｅｈｉｃｌｅ !!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１５０）

６．２．３　ＥｆｆｅｃｔｏｆＳｌｅｎｄｅｒｎｅｓｓＲａｔｉｏｏｎｔｈｅＬｉｆｔＦｏｒｃｅＣｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｏｆ

Ｖｅｈｉｃｌｅ !!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１５２）

６．２．４　ＥｆｆｅｃｔｏｆＳｌｅｎｄｅｒｎｅｓｓＲａｔｉｏｏｎｔｈｅＰｉｔｃｈｉｎｇＭｏｍｅｎｔＣｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃ

ｏｆＶｅｈｉｃｌｅ !!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１５３）

６．２．５　ＥｆｆｅｃｔｏｆＳｌｅｎｄｅｒｎｅｓｓＲａｔｉｏｏｎｔｈｅＬｉｆｔｔｏｄｒａｇＲａｔｉｏＰｒｏｐｅｒｔｙｏｆ

Ｖｅｈｉｃｌｅ !!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１５４）

６．３　ＥｆｆｅｃｔｏｆＨａｒｋＨｅａｄＣｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎｏｎｔｈｅＰｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｏｆＶｅｈｉｃｌｅ

!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１５５）

６．３．１　ＰｈｙｓｉｃａｌＭｏｄｅｌａｎｄＮｕｍｅｒｉｃａｌＡｐｐｒｏａｃｈ!!!!!!!! （１５５）

６．３．２　ＲｅｓｕｌｔｓａｎｄＤｉｓｃｕｓｓｉｏｎ !!!!!!!!!!!!!!! （１５７）

６．４　Ｃｏｎｃｌｕｓｉｏｎ!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１６３）

Ｃｈａｐｔｅｒ７　ＰｅｒｆｏｒｍａｎｃｅＡｎａｌｙｓｉｓｏｆＩｎｔｅｇｒａｔｅｄＨｙｐｅｒｓｏｎｉｃ

Ｖｅｈｉｃｌｅ

　 　７．１　Ｉｎｔｒｏｄｕｃｔｉｏｎ !!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１６５）

７．２　ＡｎｇｌｅｏｆＡｔｔａｃｋＰｒｏｐｅｒｔｉｅｓｏｆＩｎｔｅｇｒａｔｅｄＨｙｐｅｒｓｏｎｉｃＶｅｈｉｃｌｅ

!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１６５）

７．２．１　ＢｏｕｎｄａｒｙＣｏｎｄｉｔｉｏｎｓ!!!!!!!!!!!!!!!! （１６５）

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

ＣｏｎｔｅｎｔｓⅤ

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７．３　ＩｎｆｌｕｅｎｃｅｏｆＶｉｓｃｏｓｉｔｙｏｎｔｈｅＡｎｇｌｅｏｆＡｔｔａｃｋｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓｏｆ

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

７．３．１　ＮｕｍｅｒｉｃａｌＭｅｔｈｏｄ!!!!!!!!!!!!!!!!! （１７０）

７．３．２　ＲｅｓｕｌｔｓａｎｄＤｉｓｃｕｓｓｉｏｎ !!!!!!!!!!!!!!! （１７１）

７．４　ＩｎｆｌｕｅｎｃｅｏｆＥａｃｈＣｏｍｐｏｎｅｎｔｏｎｔｈｅＡｅｒｏｐｒｏｐｕｌｓｉｖｅＰｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ

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

７．４．１　ＰｈｙｓｉｃａｌＭｏｄｅｌａｎｄＮｕｍｅｒｉｃａｌＡｐｐｒｏａｃｈ!!!!!!!! （１７６）

７．４．２　ＲｅｓｕｌｔｓａｎｄＤｉｓｃｕｓｓｉｏｎ !!!!!!!!!!!!!!! （１７７）

７．５　ＴｒａｊｅｃｔｏｒｙＰｅｒｆｏｒｍａｎｃｅＡｎａｌｙｓｉｓｏｆＩｎｔｅｇｒａｔｅｄＨｙｐｅｒｓｏｎｉｃＶｅｈｉｃｌｅ

!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１８４）

７．５．１　ＭａｔｈｅｍａｔｉｃＭｏｄｅｌｓ !!!!!!!!!!!!!!!! （１８４）

７．５．２　ＳｏｌｖｉｎｇＭｅｔｈｏｄ !!!!!!!!!!!!!!!!!! （１８６）

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

７．６　Ｃｏｎｃｌｕｓｉｏｎ!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１９０）

Ｃｈａｐｔｅｒ８　Ｃｏｎｃｌｕｓｉｏｎ !!!!!!!!!!!!!!!!!!! （１９１）

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

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

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

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

Ⅵ ＣｏｍｂｉｎｅｄＡｎａｌｙｓｉｓｏｎＩｎｔｅｒｎａｌ／ＥｘｔｅｒｎａｌＦｌｏｗｓｏｆＨｙｐｅｒｓｏｎｉｃＶｅｈｉｃｌｅｓｉｎｔｈｅＮｅａｒｓｐａｃｅａｎｄＣＦＤＰｒｅｄｉｃｔｉｏｎｓｏｆＩｔｓＦｌｙｉｎｇＰｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ

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摘 要

本书以临近空间高超声速飞行器为研究对象，采用理论分析、数值仿真和地面试验

等多种手段，借助试验统计学基本理论，对高超声速推进系统重要组成部件几何结构参

数设置水平的影响进行了比较系统的探讨。同时，分析了部件几何结构参数对一体化

高超声速飞行器整机气动 －推进性能的影响，在此基础上，对一体化高超声速飞行器综

合性能进行了评估，并对其弹道性能进行了初步考察。

建立了一体化高超声速飞行器的物理模型，并给出了三种不同工况下的边界条件，

即进气道关闭、发动机通流以及发动机点火；对采用的数值仿真方法、试验统计法和改

进粒子群优化算法进行了介绍，并针对相关算例进行了研究，发现数值仿真结果与试验

数据吻合得较好，改进粒子群优化算法的收敛速度、平均收敛率以及全局寻优能力明显

得到提高。

分析了扩张角和出口反压对隔离段内激波串前缘位置及波系结构的影响，获得了

高超声速进气道出口物理参数分布随隔离段长高比、出口反压以及来流马赫数的变化

规律。在介绍激波诱燃冲压发动机工作原理的基础上，初步考察了前体燃料喷射角度

对进气道流场的影响。研究发现，随着隔离段上下壁面扩张角的增大，激波串前缘位置

不断前移，且逐渐由斜激波演变为正激波，当扩张角进一步增大时，由于受隔离段入口

处膨胀波系的影响，隔离段内激波串后移，并由正激波转化为斜激波，激波串前沿出现

一明显的负压区。隔离段内激波串随着出口反压的增大而不断被推向隔离段入口。

采用正交拉丁方设计、方差分析、Ｄｕｎｃａｎ多重比较以及数值仿真相结合的方法研

究了尾喷管几何结构参数设置水平对其性能的影响，分析了无粘和粘性条件下尾喷管

上壁面斜面倾角对一体化高超声速飞行器整机综合性能的影响。研究发现，相比外罩

后掠角，尾喷管上壁面型线起始点切线角度和外罩后伸长度的变化对尾喷管的推力特

性、升力特性以及俯仰力矩特性影响更加显著，当尾喷管上壁面斜面倾角为 １１°时，一

体化高超声速飞行器的整体性能最好。

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在分析燃料喷射角度和喷注压强对超声速来流中燃料／空气预混过程影响的基础

上，采用试验统计学理论和数值仿真相结合的方法，考察了燃烧流场中凹腔几何结构参

数设置水平对其阻力特性的影响，进而分析了其对一体化高超声速飞行器整机综合性

能的影响。研究了发动机通流和发动机点火工况下燃烧室内凹腔布局对飞行器整机性

能的影响。同时，结合地面直连式试验系统，对影响超燃冲压发动机燃烧室性能的构型

因素进行了比较系统地分析。研究发现，在对凹腔火焰稳定器进行结构设计时，应首先

考虑几何参数长深比 Ｌ／Ｄｕ和后缘与前缘深度之比 Ｄｄ／Ｄｕ的影响，因为它们在数值上小

的变化就会引起凹腔阻力特性大的改良，凹腔几何结构参数设置水平对飞行器整体性

能影响不大，在把凹腔引入高超声速推进系统中作为火焰稳定装置时，可以忽略其对飞

行器综合性能的影响，同时，影响燃烧室性能的主要因素是第三和第四级扩张角，且随

着燃料喷射位置的前移，第二级扩张角对燃烧室性能的影响越来越大，但第一级扩张角

的影响最小。

分别定义了两种计算机身头部长细比的方式，针对两种典型机身头部构型，即卡门

形和哈克形，比较系统地讨论了机身头部长细比对一体化高超声速飞行器气动 －推进

性能的影响，发现机身上表面膨胀适当的角度有利于提高一体化高超声速飞行器的气

动性能，尤其是升阻比，这在一定程度上可以增强其在临近空间的巡航特性。

比较系统地分析了有攻角情况下一体化高超声速飞行器在不同工作状态下的综合

性能，考察了粘性对飞行器性能的影响，研究了各受力表面对飞行器整机综合性能的影

响和贡献，最后初步考察了一体化高超声速飞行器的弹道特性。研究发现，飞行器巡航

保持在 ２°左右攻角为宜，这样有利于飞行器的姿态控制和调整，粘性对飞行器阻力特

性影响很大，在发动机通流和发动机点火状态下，粘性阻力占总阻力的比重超过 ５０％，

在三种不同工作状态下，作用在飞行器前体、外罩、机身上壁面上的力均对飞行器气动

－推进性能的影响很大。

关键词：航空航天推进系统；高超声速飞行器；内外流一体化；超燃冲压发动机；

试验设计；方差分析；综合平衡法；性能分析；数值仿真；激波诱燃冲压发动机

Ⅱ 临近空间高超声速飞行器内外流一体化设计及飞行性能研究

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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

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ｉｎｔｅｇｒａｔｉｏｎｓ；Ｓｃｒａｍｊｅｔｅｎｇｉｎｅ；Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｄｅｓｉｇｎ；Ｖａｒｉａｎｃｅａｎａｌｙｓｉｓ；Ｉｎｔｅｇｒａｌｂａｌａｎｃｅａｂｌｅ

ｍｅｔｈｏｄ；Ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅａｎａｌｙｓｉｓ；Ｎｕｍｅｒｉｃａｌｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｓ；Ｓｈｃｒａｍｊｅｔｅｎｇｉｎｅ．

ＡＢＳＴＲＡＣＴⅢ

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书

第 １章 绪 论

高超声速飞行器技术是 ２１世纪航空航天技术领域新的制高点，是人类航空航天史

上继发明飞机、突破声障飞行之后的第三个划时代里程碑，同时也将开辟人类进入太空

的新方式。

高超声速飞行器技术的突破，将对国际战略格局、军事力量对比、科学技术进步、经

济社会发展以及综合国力提升等产生重大而深远的影响。

１．１　研究背景与意义

２００６年 １月底，美国空军科学顾问委员会（ＡＦＳＡＢ）内部发行了一份由资深技术顾

问小组撰写，题为《在临近空间高度持久存在》的研究报告。这份研究临近空间的报

告，系统地探索了近期（到 ２０１０年）的选择方案，中期（到 ２０２０年）的机遇以及远期

（２０２０年以后）的概念［１］

。

报告的结论认为，与气球和飞艇相比，高空无人机是空军近期在未开发的临近空间

进行持续过顶侦察、情报搜集和通信中继的最好选择，它能更好地适应临近空间的恶劣

环境［２］

，大幅提高军事战略价值。例如，ＲＯ４“全球鹰”无人机，在 ２０１０年底前可能是

用于替代低地球轨道卫星完成上述任务的最有希望的方案。

根据国际航空联合会（ＦＡＩ）的定义，临近空间是指高于一般航空器的飞行高度，而

又低于一般航天器轨道高度的空间区域，据此通常将高度位于 ２０ｋｍ到 １００ｋｍ的范围

作为临近空间。如果把大气层划分为对流层、平流层、中间层以及热层，则临近空间大

致可以包括大气平流层（高度 １２ｋｍ至 ５０ｋｍ）的大部分区域、中间大气层区域（高度

５０ｋｍ至 ８０ｋｍ）和部分电离层区域（高度 ６０ｋｍ至 １００ｋｍ）［３］

，如图 １１所示。

临近空间飞行器，是指能够飞行在临近空间并执行特定任务的一种飞行器［４］

，其

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特征是充分利用临近空间气动力和高速飞行时离心力的综合作用以达到远距离巡航飞

行并打击定点目标的目的，它的设计改型工作将面对与研制低动态飞行器完全不同的

高空高速飞行中粘性干扰效应、真实气体效应以及稀薄气体效应等恶劣临近空间大气

环境［５］

。临近空间飞行器既能快速飞行在敌方战区上空而不易被敌方防空监视系统

发现，从而为作战指挥官提供不间断的情报监视，以增强其对战场情况的洞察能力。同

时，部署这种高空飞行器，成本低、时间快，适合现代战争的作战需求。“临近空间”飞

行器既能比卫星提供更多更精确的信息（相对于某一特定空域），并节省使用卫星的费

用，又能比通常的航空器减少遭遇地面敌人攻击的机会［６］

，因此受到越来越多国家的

关注和重视。

图 １１　临近空间范畴［７］

按照外部构型来分，临近空间飞行器大致可分为亚轨道火箭、高空气球以及飞艇；

按照控制方式可分为自由飘浮器、可操纵自由飘浮器以及机动飞行器；按照结构强度可

以分为刚性、半刚性和柔性飞行器［８］

；而按照飞行速度可分为亚声速、超声速和高超声

速飞行器，即低动态临近空间飞行器和高动态临近空间飞行器，其中低动态临近空间飞

行器类型主要有：气球、飞艇、无人机和太阳能飞机等。图 １２所示为临近空间飞行器

基本图谱。

·２· 临近空间高超声速飞行器内外流一体化设计及飞行性能研究

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图 １２　临近空间飞行器基本图谱［７］

　　当飞行器在临近空间作高速巡航飞行时，推进系统是其产生动力的重要组成部分，

在其工作过程中，大量超声速气流被进气道吸入推进系统通道内，然后经过高温燃烧形

成大量燃气从尾喷管高速排出，这样会导致推进系统前后流场内的压力和速度梯度发

生明显变化，而这一流场变化势必将对飞行器的气动 －推进特性，主要包括升力、阻力

和俯仰力矩等，产生显著影响，此即为推进系统对飞行器性能的强干扰作用。反之，机

体附近的扰流流场也会对发动机的正常工作产生影响，特别是当飞行器作大攻角飞行

时，对发动机工作的影响尤为严重［９－１１］

。因此，机身／发动机一体化设计技术作为吸气

式高超声速飞行器动力系统的重要设计思想，主要针对如何进一步加强飞行器内外流

场的耦合作用，提高飞行器的一体化设计水平，引起了各国研究者的广泛关注和重

视［１１－４６］

。所谓机身／发动机一体化设计，其原理就是将飞行器机身下表面的前后段分

别作为动力系统进气道和尾喷管的一部分，使飞行器前体作为进气道的预压缩面，而后

体作为尾喷管膨胀面的组成部分，在更大程度上减小动力系统的迎风面积，降低飞行器

的外部阻力和重量，其关键技术主要包括前体／进气道一体化设计［４７－５４］

、燃烧室构型优

化［５５－５８］

以及后体／尾喷管一体化设计［５９－６３］

。在工程研制过程中，要力争从高超声速飞

行器初步构型设计开始，在机身与发动机性能匹配上充分考虑这些相互耦合所带来的

影响，从而进一步优化动力系统参数、循环参数、控制规律以及动力系统在飞行过程中

的工作方案，以便最大限度地发挥动力系统的优势，来满足飞行器的性能需求［６４］

。

从本质上来说，动力系统性能的好坏在一定程度上决定着飞行器综合性能的优劣，

第 １章 绪 论 ·３·

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而动力系统的选型又离不开飞行器所固有的外部几何特征，所以高超声速飞行器的初

步设计以及进一步的改型工作必须建立在现有动力系统性能水平之上，同时综合考虑

飞行器整体性能需求以及机身与发动机的相互影响。

本书从飞行器内外流一体化角度出发，采用理论分析、数值仿真和地面试验相结合

的方法，在分别考察飞行器各部件几何结构参数设置水平对其整体性能影响的基础上，

对一体化高超声速飞行器的飞行 －推进性能进行了比较深入的研究，并首次比较系统

地把试验统计学基本理论应用于航空航天领域。

１２　国内外研究发展概述

１２１　高超声速飞行器项目研究发展现状

随着新一轮航空航天热的空前高涨，世界各军事大国都不同程度地先后制定并实

施了高超声速飞行演示计划，其中尤以美国取得的进展最大，成果也最丰硕，特别是随

着 Ｘ４３Ａ分别于 ２００４年 ３月 ２７日和 １１月 １６日以 Ｍａ６８３和 Ｍａ９６８的试飞成功［６５］

以及 Ｘ５１Ａ于今年 ５月 ２６日以 Ｍａ５成功试飞［６６－６７］

，更多研究者把目光投向了令人热

血澎湃的航天领域。本节着重对影响较大、意义深远的高超声速项目研究进展进行了

比较详细的介绍。

美国 ＮＡＳＡ中心于 ２０世纪 ５０年代开始从事超燃冲压发动机及其衍生物的研究，

而其海军也于 ２０世纪 ５０年代中期开始扶持高超声速推进技术的研究［６８］

。２０世纪 ９０

年代中后期开展的 ＨｙＴｅｃｈ／ＨｙＳＥＴ，ＨｙＦｌｙ和 ＨｙｐｅｒＸ等项目均以地面试验为主，并拟

定了详细的飞行演示验证计划，以期突破碳氢燃料和氢燃料超燃冲压发动机飞行试验

验证的关键技术，满足研制高超声速巡航导弹和高性能飞行器的需求。

１２１１　ＨｙＴｅｃｈ／ＨｙＳＥＴ项目研究进展

美国空军于 １９９５年推出 ＨｙＴｅｃｈ计划，并从 １９９６年开始资助普惠公司开展 ＨｙＳＥＴ

计划。ＨｙＳＥＴ计划是 ＨｙＴｅｃｈ计划的基础，早期被称为 ＳＦＳＦＣ计划［６９］

。ＨｙＴｅｃｈ／ＨｙＳＥＴ

以研制 Ｍａ４～８碳氢燃料双模态冲压发动机为目标，对直连式模型发动机、性能试验发

动机（ＰＴＥ）和地面试验发动机（ＧＤＥ１，ＧＤＥ２）等开展了广泛研究［７０］

。ＰＴＥ在地面自

由射流试验中验证了发动机的性能和 Ｍａ４５～６５范围内发动机的可操作性，ＧＤＥ１

是全尺寸飞行质量的碳氢燃料冷却超燃冲压发动机，其推力和性能均已达到 ＰＴＥ水

·４· 临近空间高超声速飞行器内外流一体化设计及飞行性能研究

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平，而 ＧＤＥ２则是在 ＧＤＥ１的基础上增加了发动机全尺寸流道再生冷却系统和发动机

数字控制系统，且该发动机可调节进气道外罩唇口所在位置来控制进入高超声速推进

系统的气流量，从而满足特定飞行条件对进气道性能的需求。

发动机关键技术计划称为空军碳氢燃料超燃冲压发动机技术计划，该发动机由普

惠公司负责研制，是一种二维双模态冲压发动机，采用混合压缩式进气道，适合与高超

声速导弹的机身进行一体化设计。

ＨｙＳＥＴ计划的第一阶段完成了从系统级到部件级的任务需求分解，并根据任务需

求完成高超声速导弹和超燃冲压发动机的初步设计。导弹侧边安装固体助推器，助推

器将导弹加速到 Ｍａ４之后，双模态超燃冲压发动机开始工作，固体助推器随即抛掉，导

弹加速至 Ｍａ８巡航。图 １３所示为 ＨｙＳＥＴ自由射流发动机示意图。

图 １３　ＨｙＳＥＴ自由射流发动机示意图

２０００年 ４月—２００１年 ２月，普惠公司采用吸热型碳氢燃料的裂解产物作为燃料，

完成了 Ｍａ４５和 ６５的铜热沉结构超燃冲压发动机自由射流试验，得到净正推力，首

次实现了无辅助能量加入条件下碳氢燃料的超燃试验。此外，普惠公司还对发动机的

部件结构设计进行了研究，重点解决壁面与前缘的冷却结构设计与加工问题。

１２１２　ＨｙＦｌｙ项目研究进展

ＨｙＦｌｙ计划 由 美 国 海 军 研 究 办 公 室 （ＯＮＲ）和 美 国 国 防 高 技 术 研 究 计 划 局

（ＤＡＲＰＡ）联合支持，为期四年，其目标是通过飞行试验验证以碳氢燃料超燃冲压发动

机为动力系统，马赫数为 ６５，巡航高度为 ２７ｋｍ，射程达到 １１００ｋｍ的高超声速导弹方

案，采用 ＪＵＨ／ＡＰＬ的双燃烧室超燃冲压发动机，该项目已经开展全尺寸、一体化、碳氢

燃料的高超声速巡航导弹地面试验［７１］

。ＨｙＦｌｙ计划致力于发展采用模块化双燃室的高

第 １章 绪 论 ·５·

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超声速导弹，外形采用轴对称形式，该演示飞行器计划从 ２００４年开始进行飞行试验，且

分别于 ２００７年 ９月 ２５日和 ２００８年 １月 １６日进行了两次全尺寸的带动力飞行［７２］

，但

均以失败告终。２００８年的试验原计划是该项目的最后一次验证试飞，但在 ２００８年 １０

月，波音公司从 ＤＡＲＰＡ获得 １８３０万美元的后续合同，旨在进行第三次有动力飞行。

２０１０年 ７月 ２９日，美国“高超声速飞行演示验证”样弹进行了第五次飞行试验，由于弹

上飞行软件故障，火箭助推发动机点火失败，导弹溅落太平洋。这是美国海军 ＨｙＦｌｙ高

超声速导弹 ２００７年以来连续第三次有动力飞行试验失败。图 １４所示为 ＨｙＦｌｙ导弹

构型示意图。

图 １４　ＨｙＦｌｙ导弹构型示意图

１２１３　ＨｙｐｅｒＸ项目研究进展

ＨｙｐｅｒＸ［７３－７４］

是迄今为止最引人瞩目的项目，计划实现以氢燃料、碳氢燃料超燃冲

压发动机为动力的 Ｘ４３Ａ，Ｘ４３Ｂ，Ｘ４３Ｃ和 Ｘ４３Ｄ等四种飞行器的飞行试验验证。图

１５所示为美国 ＨｙｐｅｒＸ示范项目结构图。

（１）Ｘ４３Ａ：一体化、小型、氢燃料超燃冲压发动机的高超声速验证飞行器，工作马

赫数为 ７－１０；

（２）Ｘ４３Ｂ：大尺寸的 Ｘ４３Ａ，其动力系统采用组合循环发动机；

（３）Ｘ４３Ｃ：一体化、烃燃料冷却、双模态超燃冲压发动机的高超声速验证飞行器；

·６· 临近空间高超声速飞行器内外流一体化设计及飞行性能研究

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图 １５　美国 ＨｙｐｅｒＸ示范项目

（４）Ｘ４３Ｄ：Ｘ４３Ａ的另一种版本，采用氢燃料超燃冲压发动机作为其动力系统，工

作马赫数最大可达到 １５。

其中 ＮＡＳＡＬａＲＣ主要负责高超声速技术的研究，包括许多重大飞行器设计和风险

评估行为，而 ＮＡＳＡＤＦＲＣ则主要负责飞行器性能的研究，包括助推器分离、系统确认

以及飞行试验等。ＨｙｐｅｒＸ的概念设计阶段于 １９９５年 ５月结束，初步设计阶段结束于

１９９６年 １０月。ＨＸＬＶ 合 同 于 １９９７年 ２月 授 予 轨 道 科 学 公 司 （ＯｒｂｉｔａｌＳｃｉｅｎｃｅｓ

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

ＨｙｐｅｒＸ计划的第一阶段主要进行氢燃料 Ｘ４３Ａ的地面与飞行试验，２００１年 ６月

Ｘ４３Ａ的第 １次飞行试验由于飞马座助推火箭故障而失败［７３］

，２００４年连续成功实现

Ｍａ＝６８３和 ９６８的两次自主飞行试验［６５，７５］

。Ｘ４３Ａ飞行试验的成功实现，表明美国

已全面突破吸气式高超声速飞行试验的各项关键技术，主要包括机身／发动机一体化设

计、推进与气动数据库搭建、发动机／飞行器控制、热管理与热防护、结构与材料、试验后

处理等方面，为工程研制积累了大量宝贵经验。

Ｘ４３Ｂ机身长 １００５～１２１９ｍ，预备采用火箭基组合循环发动机（ＲＢＣＣ）或涡轮基

组合循环发动机（ＴＢＣＣ）推进，发动机燃料为液氢，飞行速度为马赫数 ７，原计划将耗资

约 ６亿美元，但该计划在酝酿初期就被终止了。随后开展的 ＲＣＣＦＤ计划是由 Ｘ４３Ｂ

计划终止后演化而来，计划于 ２０１１年进行 Ｍａ＝７的飞行试验，于 ２００４年开始第二阶

第 １章 绪 论 ·７·

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段的研究工作，多项关键技术尚未取得突破。

Ｘ４３Ｃ［７６］

的飞行试验需要在飞行器机身下表面同时并排安装三台超燃冲压发动

机，以此来验证此动力系统能否将 Ｘ４３Ｃ这个长 ４８ｍ、重 ２２５０ｋｇ的自由飞行器从 Ｍａ５

加速到 Ｍａ７。Ｘ４３Ｃ采用“飞马”运载火箭，共同搭载在一架 Ｂ５２或 Ｌ１０１１载机上。

载机把它们运送至 １２ｋｍ的高空，在太平洋上空以马赫 ０８～０９的速度发射。随后，

“飞马”运载火箭将 Ｘ４３Ｃ加速超过 Ｍａ５后脱落。此时，超燃冲压发动机整流罩导流板

打开，气流预热动力系统及碳氢燃料，气动阻力使 Ｘ４３Ｃ减速到 Ｍａ５，此时动力系统点

火工作。这个多通路超燃冲压发动机系统把 Ｘ４３Ｃ加速到约 Ｍａ７，持续工作 ５～１０分

钟。然后，动力系统熄火，整流罩导流板关闭，飞行器执行大量预定的机动动作来采集

气动数据。最后，Ｘ４３Ｃ坠入大海。Ｘ４３Ｃ计划是在政府的领导下，由政府和企业合作

执行。２００４年 ３月 １８日，该计划被取消。

Ｘ４３Ｄ［７７］

采用氢燃料超燃冲压发动机作为动力系统，其飞行速度 Ｍａ＝１５，该计划

目前虽已明确提出，但某些要求还在不断变化，而飞行器所要求的一些部件研究工作已

经全面展开。

１２１４　Ｘ５１Ａ项目研究进展

Ｘ５１Ａ［７８－７９］

是美国早期若干项计划的产物，是一种用于高超声速飞行试验的导弹

缩比型试验飞行器，其中包括先进快速反应导弹演示器（ＡＲＲＭＤ）计划和根据美国空

军 ＨｙＴｅｃｈ／ＨｙＳＥＴ计划研制的液体碳氢燃料超燃冲压发动机计划，即 ＧＤＥ１发动机。

它是一项由美国空军、国防高级研究计划局（ＤＡＲＰＡ）、ＮＡＳＡ、波音公司和普惠公

司联合实施的旨在验证高超声速飞行能力的计划。波音公司在 ＨｙＦｌｙ导弹飞行试验结

束一年之后，大约在 ２００８年下半年，开始进行最新设计的 Ｘ５１乘波体超燃冲压发动机

飞行试验，其速度将达到 Ｍａ＝６～７。

Ｘ５１Ａ乘波体验证器长 ４３ｍ，质量约为 ６３５ｋｇ，射程约 １０００ｋｍ，采用 ＳＪＸ６１１主动

燃料冷却研究型发动机，具体如图 １６所示。其头部扁平，同时借鉴宇宙飞船和巡航导

弹的特点，这样可以形成按精确角度分布的激波系，使激波系产生的所有压力直接作用

在导弹下方，从而为导弹提供升力。同时，头部形成的激波系还能起到压缩空气的作

用，有助于 Ｘ５１Ａ发动机内部燃烧过程的组织。

ＳＪＸ６１１发动机是一种碳氢燃料超燃冲压发动机，是早期能力稍差的 ＧＤＥ１发动

机直接衍生型，主要包括一个用于复杂燃料控制和转换的全权数字电子发动机控制器

（ＦＡＤＥＣ）和一个用于 ＪＰ７燃料冷却发动机硬件和给发动机燃烧室补充燃料的闭环热

管理系统。它采用定几何反向倾斜进气道，如图 １６所示，进气道的压缩空气经过一个

隔离段后，将气流调节到适合于燃烧室工作需要的稳定压力，然后和雾化 ＪＰ７喷气燃

·８· 临近空间高超声速飞行器内外流一体化设计及飞行性能研究

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料混合点火燃烧。因为高超声速飞行产生的温度高达 ４５００℃，燃料还可作为冷却剂，

以避免发动机壁面温度过高而被熔化。这种发动机将成为第一种可在所有马赫数范围

内加速的超燃冲压发动机，如图 １７所示。

图 １６　Ｘ５１Ａ试飞器示意图

图 １７　ＳＪＸ６１１发动机试验图

２００７年 ５月底，Ｘ５１Ａ超燃冲压发动机验证机完成一项关键设计评审（ＣＤＲ），并

对其发动机（ＳＪＸ６１１）进行了首次点火试验，为 Ｘ５１Ａ的首次飞行试验铺平了道路。

评审中确认了技术规范，表明飞行器设计已经成熟，采办、制造和装配流程也同时得到

确定。点火试验中，采用发动机控制器模拟了 Ｍａ５空气来流条件下的飞行状态，并利

用该碳氢燃料超燃冲压发动机试验验证了闭环热管理系统，该系统可冷却发动机硬件

并调节供给发动机燃烧室的燃料。

２００９年１２月９日，Ｘ５１Ａ超燃冲压发动机验证机首次进行了携载飞行试验。此次

试验主要测试完整的 Ｘ５１Ａ飞行器（包括高超声速巡航飞行器和固体火箭助推器）挂

第 １章 绪 论 ·９·

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载到发射载机———Ｂ５２Ｈ轰炸机后的性能，以及飞行器自身遥测装置的性能。此次试

验共持续约 １４小时。

２０１０年 ５月 ２６日，Ｘ５１Ａ第一次成功地进行了带动力飞行，以最大马赫数 ４８７飞

行约 ２１０ｓ，其中带动力飞行时间约为 １４３ｓ。虽然没有达到预期目标，即飞行持续时间

长达 ３００ｓ，但这次高超声速成功试飞是继 Ｘ４３Ａ飞行 １２ｓ后的又一伟大里程碑［６６］

，它

将书写人类航天史上的新篇章。第二次试飞安排在 ２０１１年［６７］

，２０１１年 ６月 １３日，Ｘ

５１Ａ被助推到 Ｍａ５后由于进气道不启动而宣告失败。后两次试飞正在计划中，其中第

三次试飞暂时安排在 ２０１１年秋季。

１２１５　ＨｉＦｉｒｅ计划

２００６年底，澳大利亚国防科学技术局（ＤＳＴＯ）和美国空军研究实验室（ＡＦＲＬ）签署

了一项金额为 ５４００万美元的国际高超声速飞行研究与试验（ＨｉＦｉｒｅ）计划，拟联合进行

先进高超声速乘波体和超燃冲压发动机的飞行试验［８０－８１］

，预定在澳大利亚南部武麦拉

（Ｗｏｏｍｅｒ）试验场进行 １０次飞行试验。美澳将共同设计试验用有效载荷并进行地面试

验，而澳大利亚主要负责组装有效载荷并进行发射试验。此计划将为可重复使用的、价

格合理的高超声速飞行提供试验平台。

ＨｉＦｉｒｅ计划是一项为期 ６年的试验飞行计划，起始时间为 ２００６年 １１月，将利用探

空火箭从武麦拉靶场发射有效载荷。前 ３次飞行试验用于研究高超声速基本流动与燃

烧现象，收集数据以便验证设计工具。第 ４次试验将携带一个扩口圆锥形，以便试验从

层流到湍流的附面层转捩和热传递现象。

在其余 ６次飞行试验中，美国空军研究实验室负责 ３次，另外 ３次由澳大利亚国防

科学技术局负责，这 ６次飞行试验将检验内旋式超燃冲压发动机推进的乘波体构型高

超声速飞行器关键技术。

澳大利亚国防科学技术局和昆士兰大学选择波音公司鬼怪工厂负责 ＨｉＦｉｒｅ计划

中的 ３次飞行试验。第 １次试验将试飞滑翔乘波体，第 ２次试验将检验澳大利亚设计

的内旋式超燃冲压发动机进气道，第 ３次试验是一次组合试验，将对超燃冲压发动机推

进的乘波体进行 Ｍａ８的自由飞行试验。

澳大利亚和美国共同承担的试验也将在同一时间进行，滑翔乘波体试验定于 ２００８

年进行，超燃冲压发动机试验定于 ２０１０年进行，超燃冲压发动机推进的乘波体试验定

于 ２０１１年进行。

ＨｉＦｉｒｅ计划将与空军研究实验室的 Ｘ５１Ａ计划同步进行，后者也是一项乘波飞行

器计划，旨在使二维超燃冲压发动机的技术趋于成熟，以便开发未来的高超声速导弹。

三维乘波体和超燃冲压发动机技术尚不成熟，ＨｉＦｉｒｅ计划旨在使这些技术达到较高的

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技术准备等级。

１２２　高超声速飞行器关键技术研究发展现状

１２２１　超燃冲压发动机的关键技术已突破

超燃冲压发动机的点火、火焰稳定、高效低阻燃烧、防热结构［８２－８４］

等关键技术已获

得全 面 突 破，凹 腔［８５－１１６］

、支 板［１１７－１２５］

、气 动 斜 坡［１２６－１２８］

、悬 臂 梁［１２９－１３４］

、后 向 台

阶［１３５－１５１］

等增强燃料与超声速来流之间预混效率的装置被广泛应用到高超声速动力

系统中，并且完成了地面自由射流试验，目前正在进行飞行演示验证，逐步加快工程化

研制进程。ＢｅｎＹａｋａｒＡ等［１５２］

对超燃冲压发动机燃烧室中凹腔的点火与火焰稳定特

性研究进展进行了比较全面的综述，并指出了尚需深入开展研究的关键技术，Ｄｅｅｐｕ

Ｍ等［１５３］

对在超声速气流中提高预混效率和稳定火焰的各种几何装置类型进行了比

较系统的对比研究，具体来看：

（１）氢燃料超燃冲压发动机已通过飞行试验，性能达到自主飞行要求。

从 Ｘ４３Ａ飞行试验的初步结果分析来看，超燃冲压发动机的性能与预期差别较

小，在 ２％以内［１５４］

，推力已能满足飞行器的自主飞行要求，而且飞行器还实现了自加

速，这充分说明现有的设计方法、地面试验手段、数值模拟程度等是可信的，但 Ｘ－

４３Ａ［１５５－１５６］

的发动机采用铜热沉结构，回避了热防护问题，说明该技术尚未成熟。

（２）碳氢燃料超燃冲压发动机已通过飞行试验，性能还需进一步检验。

２００５年 １２月 ＨｙＦｌｙ计划［１５７］

首次实现了碳氢燃料超燃冲压发动机的飞行试验，试

验过程中双燃室冲压发动机实现了持续稳定工作，验证了发动机的可行性和部分性能。

但由于飞行弹道参数的偏离，进气道出现了不启动现象，使得 ＤＣＲ发动机未能产生正

推力。而以 ＨｙＴｅｃｈ［１５８］

为代表的碳氢燃料双模态超燃冲压发动机技术也已基本成熟，

完成了飞行重量发动机的地面自由射流试验，即将进行飞行试验。２０１０年 ５月 ２６日，

以碳氢燃料超燃冲压发动机为动力系统的高超声速乘波飞行器 Ｘ５１Ａ首次试飞成功，

飞行马赫数达到 ４８７，且带动力飞行时间长达 １４３ｓ，虽然尚未达到预期目的，但初步论

证该项发动机技术已接近实用。

（３）吸热型碳氢燃料超燃冲压发动机主动冷却技术已基本达到实用水平。

美国 ＳＥＤ计划的 ＧＤＥ２发动机已完成了 Ｍａ５条件下燃料冷却发动机的闭式循环

自由射流试验，正在准备在 Ｘ５１Ａ上进行飞行试验［７８，１５９］

。２０１０年 ５月 ２６日首次试飞

成功，证明该项技术已基本达到实用水平。

第 １章 绪 论 · １１·

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１２２２　高超声速飞行器具备工程化的基本条件

（１）多种构型飞行器完成自主飞行试验。

以 Ｘ４３Ａ为代表的升力体一体化构型、以 ＨｙＦｌｙ为代表的轴对称高超声速飞行器

构型以及以 Ｘ５１Ａ为代表的高超声速乘波构型飞行器均成功进行了自主飞行试验，飞

行器的性能得到了验证。

（２）设计方法得到地面／飞行试验验证。

高超声速飞行器的构型设计方法取得了较大进展，并且得到了地面与飞行试验验

证。飞行试验结果初步分析表明，飞行器的性能与预期值吻合较好。

（３）飞行器防／隔热结构与材料通过 Ｍａ１０和较长时间的飞行试验考核。

Ｘ４３Ａ的 Ｍａ７和 Ｍａ１０试验飞行时间还较短，对防／隔热结构与材料的考核只是初

步的，而 Ｘ５１Ａ的 Ｍａ５试验飞行时间相对较长（＞２００ｓ），对飞行器的防／隔热结构与材

料作了更进一步的考核。

（４）升力体一体化构型气动稳定性有待进一步提高。

Ｘ４３Ａ飞行器采用的升力体构型是目前主流的气动构型，虽然成功地进行了飞行

试验，但其气动稳定性不佳，配平困难，在 Ｘ４３Ａ头部布置了重达 ２００ｋｇ的钨块来配重，

这种方案显然不实用。Ｘ５１Ａ飞行器采用的乘波体构型，在很大程度上降低了飞行器

外形和控制系统设计的复杂度，提高了飞行器的气动稳定性。

１２２３　试验体系比较完善，试验能力基本满足要求

（１）地面试验设备配套齐全，满足发动机和部分飞行器试验要求。

配套比较齐全的高超声速地面试验设备已搭建完成，从种类、规模、数量上已能满

足超燃冲压发动机地面试验要求和部分飞行器机体／发动机一体化试验的需求。

（２）多种飞行试验平台并行发展，满足不同试验要求。

近年来，飞行试验平台的发展很快，出现了多种不同规模和不同能力的飞行试验手

段。其中既有 Ｘ４３Ａ那样能精确保证试飞条件的高端平台，也有采用探空火箭的

ＦＡＳＴＴ平台，以及采用再入弹道不分离的 Ｈｙｓｈｏｔ平台［１６０－１６１］

等。采用低成本的试验平

台也可以得到有价值的试验结果。

（３）地面试验设备能力尚不能完全满足飞行器工程化的研制要求。

未来高超声速飞行器工程化研制对地面试验设备提出了更高的要求，主要体现在

设备的规模和配套上，比如目前还缺乏大尺度的纯净空气自由射流试验系统，Ｍａ８以上

的推进试验能力仍不足。

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１２３　内外流一体化关键技术研究发展现状

内外流一体化设计是提高高超声速飞行器整体性能水平的关键，主要包括机身前

体／进气道一体化设计、机身后体／尾喷管一体化设计、燃烧室构型及燃料喷注组织方式

优化和机身头部改型影响等关键技术。

ＢｅｎｅｋＪＡ等［１６２］

比较全面地评述了机身／发动机一体化设计方法，并且指出数值

模拟方法能有效弥补和提高传统地面试验手段提供信息的精确度。

罗世彬等［１６３］

研究了一体化高超声速飞行器设计参数对其性能的影响，初步确定

了各设计参数的影响等级。范晓樯等［１６４］

采用源项法对高超声速飞行器内外一体化流

场进行了数值仿真研究，并与地面试验数据进行了对比分析。罗金玲等［４４］

分析了一体

化高超声速飞行器主要部件的受力情况以及对飞行器整体气动性能的影响。

车竞等［２２，１６５－１６６］

采用多目标混合遗传算法对高超声速巡航飞行器机身的总体性能

进行了多目标优化设计，同时对机身下壁面前体和后体型线进行了优化设计［１６７］

。

ＴｓｕｃｈｉｙａＴ等［１６８］

对某升力体模型进行了理论建模，并采用多目标优化方法对其几何

构型进行了优化。ＨｏｈｃｉｓｃｌＨ［１５］

对机身／发动机一体化设计的运输机气动特性进行了

考察。

贺元元等［４２－４３］

采用地面试验和数值仿真相结合的手段对三种工作状态下的一体

化高超声速飞行器性能进行了研究，并探讨了不同部件对整机气动 －推进性能的贡献

程度。

１２３１　前体／进气道一体化设计

杨青真等［５０］

对某型飞机的机身／进气道流场进行了一体化模拟，并通过附加阻力、

畸变系数等性能参数对计算程序的可靠性进行了初步验证。黎明等［５３］

分别采用等激

波角和等激波强度理论对唇口平直和唇口带有斜楔的二维超燃冲压发动机混压式前

体／进气道进行了设计，在设计过程中考虑了变比热、激波与边界层干扰等因素的影响，

在此基础上对其性能进行了比较研究。ＢｉｓｓｉｎｇｅｒＮＣ等［１６９］采用数值仿真方法研究

了前体构型对进气道入口局部流动参数的影响。肖洪等［１７０］

对两种乘波前体与进气道

一体化模型进行了数值模拟，分别考察了两种物理模型在不同飞行状态下的气动性能。

钟兢军等［４９］

给出了二维高超声速飞行器前体、进气道唇口以及进气道内部的优化

设计方法，并将此构型的性能与等激波强度三楔角压缩的前体设计构型以及平直唇口

设计的前体／进气道构型性能进行了对比分析。宋文艳等［５２］

采用等激波角设计方法对

二维混压式高超声速前体／进气道和隔离段的设计进行了探索，并对其流场结构进行了

第 １章 绪 论 · ３１·

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数值仿真研究。

范晓樯等［１７１］

采用地面试验手段研究了三维侧压式进气道与飞行器机体一体化构

型的气动性能，并在试验过程中分析了发动机模块数量对飞行器气动特性的影响。

宋道军等［４８］

分别采用拉格朗日乘子法和序列二次规划法对二维高超声速飞行器

前体／进气道进行了最优化分析，比较系统地研究了最大总压恢复系数、进气道内马赫

数、激波偏转角以及激波强度与来流马赫数的关系。吴先宇等［４７］

综合运用多种替代模

型对二维高超声速前体／进气道进行了优化设计。

１２３２　后体／尾喷管一体化设计

赵坚行等［１７２］

数值研究了三种型式喷管在四种飞行工况下的尾喷管内外流场。Ｌｉ

ＪＰ［１７３－１７４］

，曹德一［１７５］

，ＤａｍｉｒａＳＫ［１７６］

，徐大军［１７７］

，ＭａｒａｔｈｅＡＧ［１７８］

，Ｔｈｉａｇａｒａｊａｎ

Ｖ［１７９］

，汪维娜［１８０］

等采用数值仿真方法考察了设计参数对尾喷管流场及其性能的影

响。进而，陈兵［１８１－１８２］

，贺旭照［１８３］

等结合单目标遗传算法和多目标遗传算法以及空间

推进流场数值模拟方法对二维超燃冲压发动机尾喷管进行了气动优化设计研究。同

时，陈兵［１８４］

，罗世彬［１８５］

等分别采用复合形方法和多目标遗传算法对二维超声速燃烧

冲压发动机尾喷管型面进行了优化设计。

车竞等［６０］

采用多目标遗传算法对高超声速飞行器后体／尾喷管型线进行了多目标

优化设计，初步获取了设计变量与性能目标之间的关系，其中性能目标是尾喷管推力、

升力以及附加俯仰力矩系数。

ＷａｔａｎａｂｅＳ［１８６］

和 ＨｉｒｓｃｈｅｎＣ等［１８７］

采用多种试验诊断技术对比分析了后体／尾

喷管内外流之间的交互作用，研究表明，尾喷管内部流场结构在很大程度上取决于其几

何结构，而内外流之间交互作用的强弱则取决于尾喷管压比和自由来流雷诺数。尾喷

管排气羽流的位置对流动物理参数不敏感，但尾喷管几何构型对该位置影响很大。同

时，尾喷管内部激波、剪切层以及外部激波的位置均取决于流动物理参数的选取。

ＢａｙｓａｌＯ等［１８８］

采用修正的 ＢａｌｄｗｉｎＬｏｍａｘ涡耗散湍流模型对后体／尾喷管的内外

流场进行了数值仿真研究，同时将仿真结果与标准 ＢａｌｄｗｉｎＬｏｍａｘ模型以及层流流场

进行了比较。王占学等［６１］

采用计算流体动力学方法对喷管／飞行器后体一体化构型流

场进行了数值仿真研究，考察了喷管膨胀比和外流马赫数对后体阻力的影响。

１２３３　燃烧室构型及燃料喷注组织方式优化

ＣｈａｎｇＸＹ等［１８９］

研究了不同支板和凹腔对单边扩张超燃冲压发动机模型推力和

阻力的影响，发现凹腔产生的附加阻力不大，但可以提高发动机的推力性能。支板在一

定程度上起到了隔离段的作用，可以进一步增强燃料与超声速来流之间的混合，从而提

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高发动机的推力特性，但同时会产生相当大的附加阻力。ＭａｓｕｙａＧ等［１２５］

研究了五种

不同支板构型对超燃冲压发动机燃烧室点火燃烧性能的影响。

王靛等［１３６］

采用数值模拟方法对单台阶单面扩张、单台阶双面扩张、双台阶单面扩

张以及双台阶双面扩张四种超燃冲压发动机燃烧室构型的冷流流场和燃烧流场分别进

行了考察，分析了不同燃烧室结构对其燃烧性能的影响。

周建兴等［１９０］

采用数值仿真手段考察了三种不同结构超声速燃烧室的流场，分析

了凹腔以及二次喷氢对超声速混合和燃烧的影响。进而，他们从流向涡角度出发，研究

了喷射结构对超声速燃烧室内燃料与主流之间掺混效果的影响［１９１］

。杨事民等［１９２］研

究了带不同长深比凹腔结构的二维超燃冲压发动机冷流流场。

ＷｕＸＹ等［５５，１９３－１９４］

采用地面直连式试验考察了碳氢燃料超燃冲压发动机燃烧

室构型及燃料喷注方式对燃烧室性能的影响，进而对其构型及燃料喷注方式进行了优

化。ＹｕＧ等［５７－５８］

对不同超燃冲压发动机燃烧室模型进行了地面试验，系统考察了燃

烧室构型、燃料壁面喷注、支板喷注以及凹腔火焰稳定器几何结构对发动机性能的

影响。

胡欲立等［１９５］

采用数值模拟方法研究了燃料喷注位置对双模态冲压发动机燃烧室

中煤油超声速燃烧凹腔火焰稳定特性的影响，发现当燃料从凹腔上游喷入时，燃料与超

声速主流之间的混合、燃烧更完全，同时燃烧室的总压损失最小。ＫｉｍＣＨ等［１５０］研

究了后向台阶下游回流区燃料喷注位置对超声速等离子体点火燃烧流场的影响，研究

发现，燃料喷注位置对横向射流流场燃烧性能影响很小，而且横向喷注燃料时燃料更容

易逃脱回流区的束缚，这样直接导致横向喷注燃料时燃烧室燃烧性能较高。Ｍｉｃｈａ

ＤＪ等［９０］

通过改变燃料喷注位置摸索了双模态超燃冲压发动机燃烧室的燃烧特性，

研究发现，在亚燃工作模态存在两种截然不同的燃烧稳定形式，即射流尾迹稳定形式和

凹腔稳定形式，而在超燃工作模态下则只存在凹腔稳定形式，当从亚燃模态向超燃模态

转变时会出现剧烈的燃烧不稳定现象，这主要是由隔离段出口马赫数的巨大变化所

引起。

王晓栋等［１９６］

对比研究了两种燃料引射方式，即台阶上游支板引射和壁面垂直引

射，对后向台阶构型燃烧室中燃料混合性能的影响，发现台阶上游支板产生的大尺度轴

向涡不利于燃料与来流之间的混合，而壁面垂直引射时在喷嘴下游产生的小尺度轴向

涡可以提高燃料与来流之间的混合和燃烧效率。同时，王晓栋等［１９７］分析了带支板引

射器的超声速燃烧室流场结构，考察了燃料喷注角度对发动机性能的影响。进而，陈立

红等［８５］

研究了凹腔支板一体化超声速燃烧室中燃料喷注位置对燃料混合／燃烧特性和

发动机推力性能的影响。

耿辉［１９８］

，刘欧子［１９９］

，蔡元虎［２００］

，陈方［８６］

，王辽［２０１］

，王晓栋［２０２］

，ＳｅｏＨ［９４］

等研究

第 １章 绪 论 · ５１·

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了凹腔几何结构对超声速燃烧室中燃料混合效率与燃烧性能的影响。ＶｉｋｒａｍａｄｉｔｙａＮ

Ｓ等［２０３］

采用纹影摄像和非稳态压力测量技术研究了不同后掠角下凹腔内部超声速流

动现象，并分析了超声速流动中凹腔后掠角对其壁面压力脉动频率的影响［９７］

。丁猛

等［２０４］

通过超燃冲压发动机直连式试验，考察了凹腔结构参数与其阻力特性之间的关

系，发现凹腔的冷流阻力与其深度和长深比成正比，且随着后掠角的增大先减小后增

大，同时凹腔的热试阻力比冷流阻力小。ＡｂｄｅｌＳａｌａｍＴＭ等［２０５］采用商业 ＦＬＵＥＮＴ

软件研究了压缩斜坡侧面倾角对超声速燃烧室中燃料与主流混合过程的影响。Ｉｙｏｇｕｎ

ＣＯ等［２０６］

实验研究了燃料喷孔几何构型对湍流流动中甲烷火焰特性的影响。

１２３４　机身头部改型研究

通过对机身头部进行改型设计可以在一定程度上提高飞行器的整体性能，但国内

外研究者更多关注于对具有导弹构型的飞行器机身进行改型设计，而对把导弹头部曲

线构型应用到高超声速飞行器机身上面的研究相对较少。

程养民［２０７］在地面风洞试验基础上，采用工程估算方法研究了 ６种曲线形状头部

构型高超声速飞行器的气动特性，即蛋型、抛物线型、卡门型、哈克型、３／４指数型和 １／２

指数型。

金亮等［２０８］

采用卡门型曲线对二维吸气式高超声速飞行器机身上表面进行了改型

设计，发现改型后飞行器阻力增加，升力减小，但低头力矩增加。

ＳｉｎｇｈＡ［２０９］

研究了机身头部半径与机身直径之比对不同攻角下高超声速细长体

飞行器气动性能的影响，研究发现，高超声速细长体飞行器最大升阻比随着机身头部半

径与机身直径之比的增大而不断减小，且大钝头体飞行器产生最大升阻比需要更大的

攻角。

１３　研究存在的问题和不足

高超声速飞行器内外流一体化设计是一项庞大的系统工程，需要紧密结合理论分

析、数值仿真和地面试验等多种手段来对其部件和整体性能进行考察和评估，随着

Ｘ４３Ａ和 Ｘ５１Ａ的试飞成功，高超声速推进技术的可行性论证已逐步得到落实，飞行器

基本性能已得到初步验证，但如何在此基础上，进行飞行器构型的改进工作，以尽可能

提高其在临近空间高速巡航飞行时的适应能力，满足恶劣空间环境对飞行器整体性能

的需求，是目前亟待解决的一个关键技术难题。所以，后续工作必须在飞行器内外流一

体化设计基础上，深入考察部件几何结构参数设置水平对整机综合性能的影响，进而从

· ６１· 临近空间高超声速飞行器内外流一体化设计及飞行性能研究

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飞行器整机性能出发优化部件参数，以达到提高飞行器整体性能的目的。而目前国内

外研究者注意力大多仍集中在单部件性能寻优上，对部件与飞行器整体性能之间的关

系考虑甚少。鉴于此，本书通过研究部件几何参数设置水平与整机性能之间的关系，来

指导高超声速飞行器的局部改型工作，从而使得飞行器整体性能更优，满足工程研制的

进一步需要。

同时，虽然高超声速飞行计划取得了初步的成功，但飞行器在高空的巡航时间还太

短，如 Ｘ４３Ａ的巡航时间不足 １２ｓ，而 Ｘ５１Ａ的首次巡航时间才 ２１０ｓ，尚不能满足人类

对太空旅行的期望，这主要跟动力系统燃烧室中火焰稳定组织方式有关，如何对燃烧室

中火焰稳定装置进行几何结构改型和重新组合，并对其布局进行设计，不仅关乎动力系

统的性能，而且在一定程度上影响飞行器的整体性能，所以必须进行综合考虑。同时，

燃烧室内燃料喷射组织方案也会对飞行器整机性能产生影响。

最后，在现有的对高超声速飞行器外形布局进行优化设计工作中，研究者一般依靠

工程经验对设计参数进行取舍，缺少一种合理而行之有效的理论指导方法，这样导致总

体设计结果不能很好地为工程实践所采纳，缺乏一定的说服力，因此，在对飞行器外形

布局进行优化设计前，必须寻找出一种可行的理论分析方法对设计参数灵敏度进行分

析，进而挑选出对目标函数影响较大的设计参数，并在其设置水平内进行寻优，这样不

断可以提高优化效率，而且在一定程度上可以使得总体设计结果为工程实践直接采纳，

进而指导动力系统组件的设计工作。

１４　本书主要研究内容

基于以上研究背景和技术发展现状，本书采用试验统计学基本理论比较系统地对

飞行器部件几何结构参数的灵敏性进行了考察，在此基础上，着重研究了各部件对一体

化高超声速飞行器整体气动 －推进性能的影响，从而获得综合性能较好的飞行器几何

结构布局，通过数值仿真进一步得到了有攻角条件下的飞行器综合性能，并考核了各受

力表面对飞行器整体性能的影响和贡献，最后初步研究了一体化高超声速飞行器的弹

道特性。图 １８是本书的组织结构图。

第 １章 绪 论 · ７１·

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图 １８　本书组织结构图

　　全书共分七章，各章主要内容简述如下：

第 １章，主要介绍了本书工作的研究背景与意义，比较系统地对国内外临近空间高

超声速飞行器主要项目及其关键技术，以及内外流一体化关键技术的研究发展现状进

行了总结，在此基础上，指出了目前高超声速飞行器内外流一体化研究工作中存在的问

题和不足，最后对本书主要研究内容进行了简明扼要的介绍。

第 ２章，主要对本书的研究对象进行了物理建模，并给出了一体化高超声速飞行器

在三种不同工作状态下的边界条件，同时，对本书中采用的数值仿真方法进行了详细介

绍，并用飞行器不同部件算例对该方法进行了验证，最后对本书中采用的试验统计学理

论以及改进粒子群优化算法进行了介绍，且在算法性能上与速度动态调整粒子群算法、

速度位置动态调整粒子群算法以及杂交粒子群算法进行了比较分析。

第 ３章，采用数值仿真方法对带隔离段的飞行器前体／进气道流场结构进行了研

究，主要分析了扩张角和隔离段出口反压对隔离段内激波串起始位置及波系结构的影

响，获得了进气道出口截面物理参数分布随来流马赫数、隔离段出口反压以及长高比的

变化趋势，同时，鉴于超燃冲压发动机研究发展过程中目前遇到的技术瓶颈，本书首次

探讨了前体燃料喷射角度对前体／进气道附近流场波系结构的影响，这是进一步提高发

动机性能和飞行器一体化设计水平的技术核心。

· ８１· 临近空间高超声速飞行器内外流一体化设计及飞行性能研究

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第 ４章，采用数值仿真、正交拉丁方设计、方差分析以及 Ｄｕｎｃａｎ多重比较相结合的

方法，比较系统地对飞行器后体／尾喷管一体化设计性能进行了探讨，分析了影响超燃

冲压发动机尾喷管性能的几何结构参数，主要包括上壁面型线起始点切线角度、外罩后

伸长度和外罩后掠角。在此基础上，研究了无粘和粘性条件下，尾喷管构型对一体化高

超声速飞行器气动 －推进性能的影响。

第 ５章，研究了超声速来流中燃料横向喷射角度以及喷注压强对燃料／空气混合过

程的影响，采用数值仿真和理论分析相结合的手段，分别研究了燃烧流场中凹腔几何结

构参数设置水平对其阻力特性和一体化高超声速飞行器气动 －推进性能的影响，其中

凹腔几何结构参数主要包括前缘深度、后缘深度、长度以及后掠角，进而探讨了发动机

通流和发动机点火两种工作状态下，燃烧室内凹腔布局对一体化高超声速飞行器整体

气动 －推进性能的影响。本章最后采用地面试验和理论分析相结合的手段，从燃料喷

射形式和当量比两方面出发，对影响超燃冲压发动机燃烧室性能的构型因素进行了比

较系统的探讨。

第 ６章，在飞行器内外流一体化设计基础上，把高超声速导弹的头部构型曲线引入

到高超声速飞行器机身头部构型中，以期进一步提高飞行器在高超声速条件下的整体

性能，分别探讨了两种典型机身头部构型对一体化高超声速飞行器整体性能的影响，即

卡门型和哈克型，在研究过程中，分别定义了两种计算机身头部长细比的方式，即定义

机身头部终止于进气道唇口附近和定义机身头部长度就是机身总长度。

第 ７章，结合前面几章的研究结论，分析了进气道关闭、发动机通流以及发动机点

火三种工作状态下，一体化高超声速飞行器的攻角特性以及有攻角条件下粘性对一体

化高超声速飞行器整体性能的影响，探讨了飞行器各受力表面对一体化高超声速飞行

器气动 －推进性能的贡献程度，在此基础上，初步分析了一体化高超声速飞行器的弹道

特性。

最后为结束语，对全书主要研究成果和创新点进行了总结，并对进一步研究工作进

行了展望。

第 １章 绪 论 · ９１·

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第 ２章 物理建模与基本方法

２１　一体化高超声速飞行器物理建模

２１１　物理模型

一体化临近空间高超声速飞行器的动力系统采用 ５楔角混合压缩式进气道，其外

部压缩段采用 ３个楔角，而内部压缩段采用 ２个楔角，具体如图 ２１所示。在设计马赫

数下，进气道外部压缩段的 ３道斜激波汇交于外罩唇口前缘，内部压缩段 ２道斜激波汇

交于上壁转折点。由飞行器任务确定的设计条件是飞行高度 ２５ｋｍ，设计马赫数为

６０，设计攻角为 ００°。

图 ２１　一体化临近空间高超声速飞行器构型示意图

若以动力系统隔离段的高度 Ｈｉ为基准，且设定其为单位长度，则一体化高超声速

飞行器其他部件的尺寸如表 ２１所示，飞行器的动力系统采用单边扩张型燃烧室和分

级燃烧方式，由隔离段、第一级燃烧室、第二级燃烧室和第三级燃烧室或扩张段四部分

组成，其中 Ｌｆ１，Ｌｆ２和 Ｌｆ３分别是进气道第一压缩段、第二压缩段和第三压缩段沿 Ｘ轴的

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长度，Ｌｉ，Ｌｃ１，Ｌｃ２，Ｌｃ３，Ｌａ和 β则分别是动力系统隔离段、第一级燃烧室、第二级燃烧室、

第三级燃烧室、尾喷管的长度以及尾喷管膨胀段上壁面与 Ｘ轴的夹角，且三级燃烧室

的扩张角分别为 ２０°、３５°和 ４０°。

表 ２１　一体化临近空间高超声速飞行器主要部件尺寸

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

以飞行器机身头部顶点为坐标原点建立如图 ２１所示的直角坐标系，则一体化高

超声速飞行器的质心坐标为（３３０３，－１４７），此处坐标亦相对于动力系统隔离段高度

进行了无量纲化。

２１２　边界条件

本书主要对一体化临近空间高超声速飞行器在三种不同工作状态下的气动 －推进

性能进行比较系统地考察，即进气道关闭、发动机通流和发动机点火，比较全面地探讨

飞行器内外流一体化设计中关键技术问题（如机身前体／进气道一体化设计、机身后

体／尾喷管一体化设计、燃烧室中凹腔火焰稳定器几何结构、布局以及燃料喷注位置和

机身头部构型等）对一体化高超声速飞行器综合性能的影响，在此基础上，初步考察以

ＲＢＣＣ发动机为动力系统的一体化高超声速飞行器弹道特性。

由于飞行器在 ２５ｋｍ高空以马赫数 ６０飞行，故具体边界条件的设置如表 ２２所

示。其中，压力远场边界中温度和压强的给定分别采用式（２１）和式（２２）计算得到。

表 ２２　计算边界条件的设置

压力远场边界 质量出口边界条件（燃烧室出口）

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

进气道关闭 ２５１１０１ ６０ ２２１６５ — — —

发动机通流 ２５１１０１ ６０ ２２１６５ — — —

发动机点火 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 物理建模与基本方法 · １２·

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式中 Ｈ是 飞 行 器 所 处 高 度，ｐ２０是 飞 行 器 处 于 ２０ｋｍ 高 度 时 的 大 气 压 强，且 ｐ２０

＝５４７４８６Ｐａ［２１０］

。

当飞行器工作在发动机点火状态下时，由于在二维条件下，燃烧室的数值仿真不能

很好地模拟真实条件下燃料在超声速气流中的燃烧和流动过程，故本书根据地面试验

结果得到燃烧室出口质量流量，然后折算成二维条件下的燃烧室出口质量流量，并将其

与出口压强、总温作为尾喷管的入口条件进行该工作条件下的数值仿真工作。

２２　数值仿真方法及算例验证

近年来，随着计算机大规模运算能力的突飞猛进，计算流体力学理论的日趋成熟，

以及纯理论分析难以获取比较理想的结果和地面试验研究代价的昂贵，数值模拟手段

成为研究高超声速流场结构的有力武器和地面试验研究的强有力支撑。本书采用数值

仿真方法对一体化高超声速飞行器在进气道关闭、发动机通流和发动机点火状态下的

流场结构进行了比较系统的考察。

２２１　燃烧流动控制方程

所用计算方法具体如下：从质量守恒、动量守恒和能量守恒三大定律出发，建立两

相流多组分化学反应湍流流动的控制方程组；两相之间的耦合由气／液相互作用的源项

来描述；采用拉格朗日坐标系下的粒子轨道方法来模拟跟踪液滴的运动。

２２１１　气相控制方程

采用多组分化学反应的雷诺平均、守恒型 ＮＳ方程来作为气体湍流流动、燃烧的控

制方程，即

Ｑ

ｔ

＋

（Ｅ－Ｅｖ）

ｘ ＋

（Ｆ－Ｆｖ）

ｙ

＋

（Ｇ－Ｇｖ）

ｚ ＝Ｈ （２３）

其中

· ２２· 临近空间高超声速飞行器内外流一体化设计及飞行性能研究

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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为化学反应所涉及的总组分数；ρｉ为各组分的密度，ρ为混合气

体的密度；ｕ，ｖ，ｗ分别是沿坐标轴 ｘ，ｙ，ｚ方向的速度；ｐ为压力；Ｙｉ是各组分的质量分

数；ωｉ是组分 ｉ的质量生成率；Ｓｄ，ｍ，Ｓｄ，ｕ，Ｓｄ，ｖ，Ｓｄ，ｗ，Ｓｄ，ｈ是气／液两相相互作用与化学反应

作用源项；τｉｊ是粘性应力分量；ｑｘ，ｑｙ，ｑｚ为热传导与组分扩散引起的能量通量。

Ｄｉｍ是混合物组分 ｉ的质量扩散系数，其计算公式如下：

Ｄｉｍ ＝ １－Ｘｉ

∑ｉ，ｊ≠ｉ

( ) Ｘｊ／Ｄｉｊ

（２５）

在中低压情况下，双组元混合气体互扩散系数计算公式为：

Ｄｉｊ＝１８８３×１０－２槡Ｔ３

·( ) Ｍｉ＋Ｍｊ ／ＭｉＭｊ

Ｐσ２

ｉｊΩＤ

（２６）

式中，Ｘｉ是组分 ｉ的摩尔分数，Ｍｉ，Ｍｊ分别是气体组分 ｉ，ｊ的分子量，σｉｊ是特征长度，ΩＤ

是碰撞积分。

ｅ为内能，按（２７）式计算：

第 ２章 物理建模与基本方法 · ３２·

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ｅ＝∑

Ｎｓ

ｉ＝１

Ｙｉｈｉ＋

１

２（ｕ２ ＋ｖ２ ＋ｗ２

）－ ｐ

ρ

（２７）

式中，ｈｉ为各组分的焓，可表示为温度的函数，即

ｈｉ ＝ｈ０

ｆ ＋∫

Ｔ

Ｔｒｅｆ

Ｃｐｉ

ｄＴ （２８）

Ｃｐｉ

为各组分的定压比热，采用关于温度的多项式拟合公式计算：

Ｃｐｉ＝ａ１，ｉ＋ａ２，ｉＴ２＋ａ３，ｉＴ３＋ａ４，ｉＴ４ （２９）

具体各组分的系数参见热物性手册。

假设多组分气相混合物遵守理想气体状态方程，并满足局部热力学平衡，则

ｐ＝ＲＴ∑

Ｎｓ

ｉ＝１

ρｉ

Ｍｉ

（２１０）

上述方程中除去 ｚ方向的表达式，即可获得二维 ＮＳ方程。

２２１２　液相控制方程

把液滴群作为离散系统，将液雾分成有代表性的几组离散液滴，并用拉格朗日方法

跟踪这些离散液滴在全流场中的运动和输运，通过液滴动力学方程来求解液滴轨道，通

过耦合求解液滴与气相间的质量、动量、能量交换来计算液滴的温度、半径等参量的变

化以及气相流场。

由液滴在拉格朗日坐标系下的受力情况，可获得液滴的轨道动力学模型，即

ｄｘ

→

ｄｔ＝Ｖ

→

ｄＶ

→

ｐ

ｄｔ＝ＦＤ Ｖ

→

－Ｖ

→

( )ｐ ＋

( ) ρｐ－ρ·ｇ→

ρｐ

{ ＋Ｆ

→

（２１１）

其中，ｇ→ 为重力加速度，Ｖ

→

ｐ，Ｖ

→

分别为液滴和气相的速度矢量；ρＰ 和 ρ分别为液滴和气相

的密度；ＦＤ Ｖ

→

－Ｖ

→

( )ｐ 是单位液滴质量的阻力，且

ＦＤ ＝１８μ

ρｐｄ２

ｐ

ＣＤＲｅ

２４ （２１２）

式中，μ为流体动力粘度，Ｒｅ为雷诺数，ＣＤ 为阻力系数，假设液滴为球形，则

ＣＤ ＝ａ１＋ａ２

Ｒｅ＋ａ３

Ｒｅ２ （２１３）

Ｆ

→

为其他力，包括 ｓｔｅｆａｎ流、压力梯度作用以及其他体积力。

已知气相流场以及液滴半径、密度、温度的变化规律，就可以直接求解常微分方程

获得液滴的运动规律和运动轨迹。

· ４２· 临近空间高超声速飞行器内外流一体化设计及飞行性能研究

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２２２　湍流模型

基于 Ｂｏｕｓｓｉｎｅｓｑ假设，在气相控制方程中，粘性系数 μ分解为层流粘性系数 μｌ和

湍流粘性系数 μｔ，即

μ＝μｌ＋μｔ （２１４）

其中，湍流粘性系数 μｔ由 ｋ－ε双方程湍流模型给出；而 μｌ则由 Ｓｕｔｈｅｒｌａｎｄ公式给出

μｌ＝μｒｅｆ

Ｔ

( ) Ｔｒｅｆ

３／２Ｔｒｅｆ＋Ｔｓ

Ｔ＋Ｔｓ

（２１５）

式中，Ｔｒｅｆ为参考温度，Ｔｓ为等效温度，μｒｅｆ为对应 Ｔｒｅｆ时的参考粘性系数。

２２３　液滴雾化蒸发模型

根据试验中直孔喷嘴试验结果，并结合经验公式，直接给定液滴的出口参数分布，

包括液滴的尺寸分布、速度分布、温度等参数，来模拟液相的雾化过程。

液滴在达到蒸发温度之前，加热规律由下式描述

ｄＴｐ

ｄｔ＝ｈＡｐ( ) Ｔ! －Ｔｐ

ｍｐｃｐ

（２１６）

其中，Ａｐ是液滴的表面积，Ｔ! 是当地气体温度，ｈ是对流热传导系数。

液滴温度达到蒸发温度后（沸点温度之前），假定液滴在对流中蒸发，液滴内部物

理状态均匀，其蒸发速率由液滴表面蒸汽与气相之间的浓度梯度控制，即

Ｎｉ＝ｋｃ（Ｃｉ，ｓ－Ｃｉ，!） （２１７）

其中，Ｎｉ为蒸汽的摩尔质量流量；Ｃｉ，ｓ为液滴表面的蒸汽浓度，可由液滴温度 Ｔｐ下的饱

和蒸汽压 Ｐｓａｔ计算获得：

Ｃｉ，ｓ＝Ｐｓａｔ（Ｔｐ）

ＲＴｐ

（２１８）

Ｃｉ，!为气相的浓度，由该气体组分的输运方程给出

Ｃｉ，! ＝Ｘｉ

ｐｏｐ

ＲＴ!

（２１９）

ｋｃ为质量传导系数，由 Ｎｕｓｓｅｌｔ关系式计算获得

Ｎｕ＝ｋｃｄｐ

Ｄｉ，ｍ

＝２０＋０６Ｒｅ０５

ｄ Ｓｃ０３３ （２２０）

式中，ｄｐ是液滴直径，Ｄｉ，ｍ为蒸汽的扩散系数，Ｓｃ为 Ｓｃｈｍｉｄｔ数 μ／（ρＤｉ，ｍ）。

第 ２章 物理建模与基本方法 · ５２·

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下一时刻的液滴质量则为

ｍｐ（ｔ＋Δｔ）＝ｍｐ（ｔ）－ＮｉＡｐＭｗ，ｉΔｔ （２２１）

另外，液滴温度变化规律由液滴与气相之间的热力平衡方程来描述，即

ｍｐｃｐ

ｄＴｐ

ｄｔ＝ｈＡｐ( ) Ｔ! －Ｔｐ ＋

ｄｍｐ

ｄｔ

ｈｆｇ （２２２）

其中，ｄｍｐ

ｄｔ是蒸发速率，ｈｆｇ是液滴蒸发的潜伏热。

２２４　两相流模型

液滴与气相间的质量、动量与能量交换同时影响到气相控制方程，必须建立气相

ＮＳ方程中的 Ｓｄ，ｍ，Ｓｄ，ｕ，Ｓｄ，ｖ，Ｓｄ，ｗ，Ｓｄ，ｈ源项描述，以封闭方程。

对于流场中任一网格单元，经过其间第 ｉ个液滴作用于气相的质量、动量和能量源

项分别计算如下：

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是该网格单元内液滴的平均质量。

２２５　化学反应动力学模型

化学反应计算采用有限速率化学反应动力学模型。对于一个由 ＮＲ 个反应、组分

数为 Ｎ的化学反应系统，第 ｒ个反应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表示化学组分 ｉ，ｖ′ｉ，ｒ，ｖ″ｉ，ｒ分别代表反应中组分 ｉ的化学当量系数，ｋｆ，ｒ，ｋｂ，ｒ分别为

正反应和逆反应速率常数。

在该反应中，组分 ｉ的 Ａｒｒｈｅｎｉｕｓ摩尔生成率 Ｒ＾ｉ，ｒ为：

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· 临近空间高超声速飞行器内外流一体化设计及飞行性能研究

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其中 Ｃｊ，ｒ为组分 ｊ的摩尔浓度，η′ｊ，ｒ，η″ｊ，ｒ分别为反应中组分 ｊ的反应指数，Γ为第三体效

应系数。

正向反应速率常数 ｋｆ，ｒ由 Ａｒｒｈｅｎｉｕｓ公式给出

ｋｆ，ｒ＝ＡｒＴβｒｅ－Ｅｒ

ＲＴ （２２８）

其中，Ａｒ，βｒ为反应速率系数，Ｅｒ为该反应的活化能。

组分 ｉ总的生成率 Ｒｉ计算为：

Ｒｉ ＝Ｍｗ，ｉ∑

ＮＲ

ｒ＝１

Ｒ＾ｉ，ｒ （２２９）

模拟化学反应的化学反应动力学模型一般分成四类，即详细反应机理、基干反应机

理、简化反应机理以及总包反应机理。氢氧燃烧是一个复杂的链分支化学反应过程，而

煤油是一种混合物，煤油与氧气的反应过程包括煤油中的高碳分子裂解以及裂解后的

产物与氧气产生的链支反应，整个反应过程还未研究清楚。在本书的研究中，将煤油简

化为 Ｃ１２Ｈ２３，对氢燃料和煤油燃料，均选取总包反应模型。

２２６　计算方法

采用基于控制体中心的有限体积法来离散气相控制方程，对流项采用二阶迎风格

式，扩散项采用中心差分格式，选择 ＬＵ隐式数值方法，并采用多重网格技术加速收敛。

２２７　数值算例

２２７１　进气道仿真算例

Ｒｅｉｎａｒｔｚ等［２１１－２１３］

对二维超声速混合压缩式进气道进行了大量的数值模拟与地面

试验研究，并获得了清晰的彩色纹影图和进气道壁面压强分布数据［２１２－２１３］

，本节针对

他们已经获取的试验数据进行该进气道流场的数值仿真验证，以检验本书所用数值仿

真方法对高超声速进气道内复杂波系结构模拟的有效性。

超声速进气道两级外压缩面的压缩角分别为 δ１ ＝１０°和 δ２ ＝１１５°，外罩内楔面的

倾斜角为 δ３＝９５°，扩张段的扩张角为 δ４ ＝７７°，隔离段的长高比为 ｌ／ｈ＝５３，进气道

总长为 Ｌ＝３９５ｍｍ，进气道宽 ｗ＝５２ｍｍ，图 ２２所示为第 ２级压缩面以后的进气道几何

构型和地面试验模型。

第 ２章 物理建模与基本方法 · ７２·

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