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本文建立了结合泰勒—麦克尔模型的特征线法理论,即由激波面推算波后流场和物面的计算方法,编制了流场计算程序。以此为基础,分别生成了具有三道封闭激波的乘波前体模型和作为对比模型的一道封闭激波两道平面激波的乘波前体模型以及乘波前体/进气道模型。将优化算法引入专业计算软件,对软件进行了二次开发。结合进气道需求,对乘波前体进行了优化设计。对优化乘波前体模型在非设计飞行状态(马赫数、攻角)进行了全三维流场计算。研究了优化模型在不同飞行状态下的乘波性能。 对两种模型进行了全三维流场计算。本文乘波前体模型相比对比模型具有较大的气动性能优势。在进气道进口截面处边界层厚度几乎相等的情况下,流量系数提高了15.38%,总压恢复系数提高了7%,进气道进口截面流场均匀度提高了8.8%。 优化结果表明优化乘波前体模型比原设计乘波前体模型总压恢复提高了4.55%,流场均匀度提高了7.6%,流量系数提高了6.8%,进气道进口平均马赫数降低了7.7%,但边界层厚度增大了0.5%。 对优化模型的计算结果表明优化乘波前体模型在设计马赫数范围(Ma=4.0～6.0)内,流场表现出近似的乘波特性,而在高于设计马赫数范围内,也能够实现有效的激波附体。乘波体在高于设计马赫数飞行状态比低于设计马赫数飞行状态具有更宽广的乘波范围。因此,乘波机的设计马赫数应低于飞行器的实际设计飞行马赫数。乘波体的气动特性受攻角影响较大,攻角对流场和气动力的影响使得乘波构型在负攻角和较大正攻角的飞行不如设计状态的性能好。因此乘波体的设计应选择正攻角设计。