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1、中圖分類號：V221論文編號：102870116-B065學(xué)科分類號：082501博士學(xué)位論文臨近空間高馬赫數(shù)無人機(jī)概念設(shè)計方法研究研究生姓名有連興學(xué)科、專業(yè)飛行器設(shè)計研究方向飛行器總體設(shè)計指導(dǎo)教師余雄慶教授南京航空航天大學(xué)研究生院航空宇航學(xué)院二О一七年三月NanjingUniversityofAeronauticsandAstronauticsTheGraduateSchoolCollegeofAerospaceEngineeringConceptualDesignMethodologyforNearSpa
2、ceHighSupersonicUnmannedAerialVehicleAThesisinFlightVehicleDesignbyYouLianxingAdvisedbyProf.YuXiongqingSubmittedinPartialFulfillmentoftheRequirementsfortheDegreeofDoctorofPhilosophyMarch,2017承諾書本人聲明所呈交的博士學(xué)位論文是本人在導(dǎo)師指導(dǎo)下進(jìn)行的研究工作及取得的研究成果。除了文中特別加以標(biāo)注和致謝的地方外，論文中不包含
3、其它人已經(jīng)發(fā)表或撰寫過的研究成果，也不包含為獲得南京航空航天大學(xué)或其它教育機(jī)構(gòu)的學(xué)位或證書而使用過的材料。本人授權(quán)南京航空航天大學(xué)可以將學(xué)位論文的全部或部分內(nèi)容編入有關(guān)數(shù)據(jù)庫進(jìn)行檢索，可以采用影印、縮印或掃描等復(fù)制手段保存、匯編學(xué)位論文。（保密的學(xué)位論文在解密后適用本承諾書）作者簽名：日期：南京航空航天大學(xué)博士學(xué)位論文摘要臨近空間高馬赫數(shù)無人機(jī)（HighSupersonicUnmannedAerialVehicle，簡稱HSUAV）是指在臨近空間以馬赫數(shù)3.0~5.0巡航飛行完成特定任務(wù)的無人飛行器。HSUA
4、V作為一種新型飛行器，其概念設(shè)計階段面臨的一個關(guān)鍵問題是如何合理地確定其主要總體參數(shù)（推重比、翼載荷和最大起飛重量）。傳統(tǒng)的飛機(jī)主要總體參數(shù)設(shè)計方法無法有效解決這個問題。針對這一問題，本文研究一種適用于HSUAV概念設(shè)計階段的主要總體參數(shù)設(shè)計計算方法。論文主要研究工作如下：1）根據(jù)HSUAV的設(shè)計背景，制定了一種HSUAV的設(shè)計要求，主要包括飛行任務(wù)剖面和性能要求。根據(jù)制定的設(shè)計要求，按照發(fā)動機(jī)的熱力循環(huán)和空氣動力基本原理，確定了HSUAV的動力裝置為渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機(jī)（TurbineBasedCombin
5、edCycle,簡稱TBCC），氣動布局型式為大后掠機(jī)翼的翼身融合正常布局型式。2）提出了一種改進(jìn)的飛機(jī)主要總體參數(shù)設(shè)計方法。該方法在現(xiàn)有的約束分析和任務(wù)分析方法基礎(chǔ)上，通過融入適用性更廣、預(yù)測精度更高的氣動和推進(jìn)系統(tǒng)模型，可提高HSUAV主要總體參數(shù)設(shè)計計算的可信度。該方法采用多輪迭代策略，第一輪采用傳統(tǒng)的總體參數(shù)設(shè)計方法，用于確定初始設(shè)計點(diǎn)；然后，采用適用性更廣、預(yù)測精度更高的氣動和推進(jìn)系統(tǒng)模型，以提高約束分析和任務(wù)分析結(jié)果的可信度。該方法拓展了現(xiàn)有的約束分析和任務(wù)分析應(yīng)用范圍。3）針對HSUAV方案中確
6、定的推進(jìn)系統(tǒng)型式，建立了串聯(lián)式TBCC發(fā)動機(jī)特性的兩種分析模型，包括工程估算模型和基于變比熱氣體模型的熱力學(xué)循環(huán)分析模型，并利用Matlab編程技術(shù)開發(fā)了特性分析程序。利用該程序可估算推進(jìn)系統(tǒng)在飛行任務(wù)剖面上的推力特性和油耗特性。另外，基于一維等熵流動理論，通過對HSUAV的超聲速進(jìn)氣道二維型面分析和優(yōu)化，確定了進(jìn)氣道二維型面設(shè)計參數(shù)。4）根據(jù)HSUAV設(shè)計要求，完成了HSUAV氣動外形的初步設(shè)計。提出的HSUAV機(jī)體頭部拱形前緣設(shè)計方案，解決了機(jī)體頭部與進(jìn)氣道融合問題。建立了HSUAV氣動特性分析的工程估算
7、模型，并重點(diǎn)開發(fā)了HSUAV氣動外形的數(shù)值分析工具。數(shù)值分析工具由四部分組成，包括氣動外形的參數(shù)化幾何建模程序、三維非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格自動生成程序、流場求解器、氣動結(jié)果分析處理程序。利用這一工具，對HSUAV展弦比和下反角進(jìn)行優(yōu)選，獲得了優(yōu)選的氣動設(shè)計方案。5）利用本文提出的飛機(jī)主要總體參數(shù)設(shè)計計算流程，以及已建立的推進(jìn)系統(tǒng)和氣動模型，對HSUAV主要總體參數(shù)進(jìn)行了設(shè)計計算。首先通過定性分析確定了TBCC發(fā)動機(jī)的設(shè)計點(diǎn)，然后分三輪對HSUAV的主要總體參數(shù)進(jìn)行了設(shè)計計算，從第一輪至第三輪得到的主要總體參I臨近空間高馬
8、赫數(shù)無人機(jī)概念設(shè)計方法研究數(shù)可信度逐漸增加，最后對TBCC發(fā)動機(jī)的設(shè)計點(diǎn)合理性和主要總體參數(shù)設(shè)計計算結(jié)果的合理性進(jìn)行了分析和驗(yàn)證。6）根據(jù)HSUAV的主要總體參數(shù)設(shè)計計算結(jié)果、推進(jìn)系統(tǒng)模型和氣動外形參數(shù)，給出了最終的HSUAV概念方案，包括三維外形CAD模型、初步總體布置的模型、重量特性、氣動特性、推進(jìn)系統(tǒng)特性和性能特性。論文研究結(jié)果表明，本文方法可有效地解決HSUAV的主要總體參數(shù)設(shè)計計算問題，所
