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吸气式高超声速飞行器多参数灵敏度分析*

本站小编 Free考研考试/2021-12-25
吸气式高超声速技术是研究飞行马赫数Ma > 5，以超燃冲压发动机为动力、在大气层内能够实现长时间、远航程、高超声速飞行的技术。其主要气动特点是采用机体/推进一体化的气动布局形式，机体/推进一体化程度决定了吸气式高超声速飞行器的外形，也直接决定吸气式飞行器能否实现高超声速飞行同时影响其经济性[1-2]。
以美国X-43A和X-51A为代表的2类典型吸气式高超声速飞行器，成功地进行了飞行演示验证试验。2001年6月到2004年11月期间，X-43A先后完成了3次飞行试验，除第1次以失败告终外，第2次飞行试验实现了Ma=7的高速飞行，第3次实现了在33.5km高度，以Ma=9.8的高速飞行，标志着吸气式高超声速飞行器超燃冲压发动机、机体/推进一体化等关键技术取得了重大突破[3]。在2010年至2013年间, X-51A先后完成了4次飞行演示验证试验，其中最后一次飞行试验取得了圆满成功，实现了以Ma=4.8~5.1有动力飞行时间达到240s的历史性突破，标志着在吸气式高超声速飞行器技术的工程实用化方面取得了重大进展[4]。
吸气式高超声速飞行器的设计过程是一个多变量多约束优化的过程，采用传统的优化设计方法，会导致优化过程效率低，甚至由于参数过多、外形复杂等问题而难以得到最优的外形。预先对外形参数进行灵敏度分析，并根据灵敏度对参数进行分类，可以有效地降低设计的复杂度。
在灵敏度分析方面，Bradford通过分析参数对尾喷管性能的敏感程度来建立对象的响应面模型，并据此进行尾喷管的构型优化[5]；黄伟等采用正交拉丁方设计和方差分析的方法对尾喷管气动/推进性能进行了研究，考察了设计参数对其性能的灵敏程度[6]；张文电等对尾喷管模型的参数模型采用均匀设计方法构建样本点，再利用回归分析得到尾喷管性能参数与型面参数之间的回归模型，进而得到型面参数对其的影响规律[7]。李永洲和张堃元对高超声速飞行器内收缩进气道外形参数进行灵敏度分析，获得了设计参数对基准流场总体性能的影响规律[8]。但这些灵敏度分析都仅仅是针对尾喷管、进气道等外形参数，此类外形相对简单，设计参数较少。罗世彬等研究了高超声速巡航飞行器机体/推进系统设计参数对性能的影响[9]，分析了各设计参数的影响等级并对设计参数取值域进行了划分。但在飞行器的气动力计算时，采用精度较低的面元法进行估算，且未对进气道内增压比等关键性参数进行参数灵敏度分析。
本文为研究复杂外形、多参数情况下的灵敏度分析方法，选取吸气式高超声速飞行器进行参数化建模，采用正交试验设计构建样本，对样本点进行高精度的计算流体力学(CFD)数值模拟，再利用方差分析法对飞行器设计参数进行灵敏度分析，得到对气动性能影响显著的参数，进而分析参数对气动性能的影响，同时利用灵敏度分析的样本点，初步选出了气动性能较优的外形。
1 参数化模型 飞行器参数化技术是实现数字化设计的基础，吸气式高超声速飞行器全机长度L=4000mm，分为前体和尾喷管部分。本文基于Python建立脚本文件对CATIA进行二次开发[10]，进行飞行器的参数化建模，对17个参数进行同步协同设计。
1) 前体部分：前体是产生升力的重要部件，同时为进气道气流提供预压缩，其设计目标是在尽量小的总压损失和外阻下，达到尽可能高的流量捕获和对来流的高效压缩。参照X-51A外形[11]，前体压缩面为两级压缩，前体压缩段长度(至喉道位置)比例Ld1；一级压缩段采用等楔角压缩，楔角为b1；水平长度占前体压缩面长度比例Ld11；唇口段相对前体压缩段长度比例Ld12；对称面下表面喉道纵向位置Hd；压缩面与喉道过渡半径R2；进气道喉道高度h1；前体上表面为直线，与中心线楔角为a1；水平长度比例Lu1；上表面过渡段为样条曲线，样条曲线的两段张度均为1，水平长度比例Lu2；上表面高度Hu。
2) 尾喷管部分：上表面设计为3次曲线，相对全机长度比例Ld2；入口张角c1；出口张角c2；尾喷管入口高度h2；尾喷管出口上表面与机身上表面高度差Hw；尾喷管下壁面相对尾喷管长度比例Ld21。
另外，考虑气动加热的影响，前体前缘和唇口前缘均进行了钝化处理，钝化半径分别为3 mm和2 mm。参数模型示意图见图 1，模型参数取值范围见表 1。
图 1 吸气式高超声速飞行器示意图 Fig. 1 Schematic map of air-breathing hypersonic vehicle
图选项




表 1 吸气式高超声速飞行器参数列表 Table 1 Parameter list of air-breathing hypersonic vehicle
参数 参数意义 原值 变化范围
Lu1 前体上表面段相对全机长度比例 0.2 0.18~0.22
Lu2 上表面过渡段相对全机长度比例 0.3 0.25~0.35
Ld1 前体进气道相对全机长度比例 0.4 0.36~0.44
Ld11 一级压缩面相对前体进气道长度比例 0.5 0.45~0.55
Ld12 唇口相对前体进气道长度比例 0.1 0.08~0.12
Ld2 尾喷管上表面相对全机长度比例 0.25 0.22~0.28
Ld21 尾喷管下表面段相对尾喷管长度比例 0.1 0.08~0.12
Hu/mm 对称面上表面高度 60 50~70
Hd/mm 对称面下表面喉道纵向位置 280 250~310
Hw/mm 尾喷管出口与机身上表面高度差 120 110~130
h1/mm 进气道喉道高度 100 90~110
h2/mm 尾喷管入口高度 120 110~130
a1/(°) 前体进气道上表面与中心线楔角 8 6~10
b1/(°) 前体进气道压缩面一级压缩楔角 5.5 5~6
c1/(°) 尾喷管入口上表面张角 13 11~15
c2/(°) 尾喷管出口上表面张角 5 3~7
R2/mm 压缩面与喉道过渡半径 800 700~900


表选项






2 计算方法 2.1 气动性能计算方法 计算中采用准三维网格，将对称面二维网格进行展向拉伸400mm。对称面网格如图 2所示。
图 2 飞行器计算网格 Fig. 2 Computational grid of aircraft
图选项




气动性能计算状态：飞行高度h=26km，来流静压P=2188.38Pa，来流密度ρ=0.0343kg/m3，来流静温T=222.55K，当地声速a=299.06m/s，飞行马赫数Ma=6.0，迎角α0=4.0°。
气动性能计算平台及方法：本文采用北京航空航天大学阎超课题组的MI-CFD软件平台进行流场解算[12-13]。空间格式采用Roe格式；时间格式采用LU-SGS格式推进求解；湍流模型选择Menter-SST模型，使用minmod限制器。力矩取矩点坐标为原点坐标(0, 0, 0)，壁面设为等温壁，壁面温度Twall=300K，进气道设计为冷通气状态，不考虑发动机工作和尾喷管喷流。气动性能评估主要指标除了升力系数CL、阻力系数CD和俯仰力矩系数Cm外，还包括进气道出口马赫数Ma0、进气道出口截面流量m和进气道出口截面总压恢复系数σ0，进气道出口截面如图 3所示。
图 3 进气道出口截面示意图 Fig. 3 Schematic map of exit of inlet section
图选项




2.2 方差分析法 比较因素A的r个水平的差异归结为比较这r个总体的均值。方差分析建立在平方和分解和自由度分解的基础上，考虑统计量[14]：
(1)

式中：xij为第i个总体样本的第j个值；x为总体样本的平均值；n为总体样本的个数；ni为第i个总体样本的个数；ST为总离差平方和，其平方和分解公式为
(2)

(3)

式中：为第i个总体样本的平均值；SE为组内平方和，表示随机误差的影响；SA为因素A的组间平方和，表示在i水平下的样本均值与平均值均值之间的差异之和，用于反映r个总体均值之间的差异。
当SE/σ~χ2(n-r)时，那么SA/σ~χ2(r-1)，且SE与SA相互独立，此时有
(4)

式中：F为检验统计量。
在方差分析中，正交试验设计中的试验数目为n，总自由度dT=n-1。
为了提高检验的精度，当F < F0.05(di, dE)时，说明经F检验不显著，其中di为因素A的自由度，dE为误差的自由度，可将此因素的平方和与自由度合并到一起，作为合并误差，计算出合并误差均方，再进行F检验。在F检验中选择F0.05(di, dE)作为F检验的显著性阈值；选择F0.01(di, dE)作为F检验的极显著性阈值。方差分析各定义如表 2所示。
表 2 方差分析参数定义 Table 2 Parameter definition of variance analysis
方差来源 自由度 平方和 均方 F比
因素A r-1 SA MA MA/ME
误差 n-r SE ME
总和 n-1 ST


表选项






3 结果分析及验证 3.1 灵敏度分析流程 实现参数化建模、正交试验设计、CFD气动性能计算和方差分析相结合的灵敏度分析方法。先采用正交试验设计方法生成样本，再通过CATIA二次开发进行外形生成和网格的自动生成，然后通过CFD进行高精度气动力性能计算，最后进行气动性能的参数灵敏度分析，流程图如图 4所示。
图 4 灵敏度分析流程图 Fig. 4 Flowchart of sensitivity analysis
图选项




3.2 灵敏度分析结果 针对吸气式高超声速飞行器参数化模型，考虑到有17个设计参数，本文按照正交试验设计表L20(219)安排试验，L20表示试验设计数为20，(219)中2表示设计变量为2水平，19表示试验设计中设计列数为19列，其中，前17列为试验设计的变量列，剩余的2列为误差列，设置“显著”置信水平α=0.05和“极显著”置信水平α=0.01[15]。试验设计及计算结果见表 3，表 3中的第1列i为样本点的编号；第2列~第18列为设计变量的取值；第19列~第24列为数值模拟的结果，分别为：阻力系数CD、升力系数CL、俯仰力矩系数Cm，进气道出口马赫数Ma0、进气道出口截面流量m和进气道出口截面总压恢复系数σ0。
表 3 试验设计及数值计算结果 Table 3 Results of experimental design and numerical calculation
i Lu1 Lu2 Ld1 Ld11 Ld12 Ld2 Ld21 Hu/mm Hd/mm Hw/mm h1/mm h2/mm a1/(°) b1/(°) c1/(°) c2/(°) R2/mm CD CL Cm Ma0 m/(kg·s-1) σ0
1 0.22 0.25 0.44 0.45 0.08 0.22 0.08 50 310 130 110 110 6 6 15 7 900 0.0491 0.0983 0.1563 3.261 10.002 0.3098
2 0.18 0.35 0.44 0.55 0.08 0.22 0.08 70 310 110 110 130 10 5 15 7 700 0.0497 0.0536 0.0887 2.977 11.307 0.2829
3 0.18 0.25 0.36 0.55 0.12 0.22 0.08 70 250 130 110 130 6 6 11 7 900 0.0355 0.0706 0.1242 3.255 9.575 0.3149
4 0.18 0.25 0.44 0.45 0.12 0.28 0.08 50 250 130 110 130 10 5 15 3 700 0.0347 0.0652 0.1252 3.473 9.245 0.3500
5 0.18 0.25 0.44 0.55 0.08 0.28 0.12 50 310 110 90 130 6 6 11 7 700 0.0399 0.0917 0.1486 2.979 9.679 0.2827
6 0.22 0.25 0.36 0.55 0.12 0.22 0.12 70 310 110 110 110 6 5 15 3 700 0.0602 0.0728 0.1225 2.285 10.746 0.1668
7 0.22 0.35 0.36 0.45 0.12 0.28 0.08 70 310 130 90 130 6 5 11 7 700 0.0437 0.0835 0.157 2.501 10.35 0.1973
8 0.18 0.35 0.44 0.45 0.08 0.28 0.12 70 310 130 110 110 6 5 11 3 900 0.0459 0.1008 0.1726 3.165 10.383 0.2977
9 0.22 0.25 0.44 0.55 0.08 0.22 0.12 70 250 130 90 130 10 5 11 3 900 0.0411 0.0591 0.096 3.319 7.749 0.3116
10 0.22 0.35 0.44 0.55 0.12 0.22 0.08 50 310 130 90 110 10 6 11 3 700 0.048 0.0562 0.0993 2.961 10.765 0.3015
11 0.18 0.35 0.44 0.55 0.12 0.28 0.08 70 250 110 90 110 6 6 15 3 900 0.0333 0.0918 0.1548 3.339 7.715 0.3153
12 0.18 0.25 0.36 0.55 0.12 0.28 0.12 50 310 130 90 110 10 5 15 7 900 0.0540 0.0789 0.159 2.235 10.222 0.1801
13 0.22 0.25 0.44 0.45 0.12 0.28 0.12 70 250 110 110 110 10 6 11 7 700 0.0387 0.0594 0.0914 3.535 8.401 0.3387
14 0.22 0.35 0.36 0.55 0.08 0.28 0.12 50 250 130 110 130 6 6 15 3 700 0.0339 0.0788 0.1568 3.245 9.63 0.3166
15 0.22 0.35 0.44 0.45 0.12 0.22 0.12 50 250 110 90 130 6 5 15 7 900 0.0352 0.083 0.1278 3.354 7.864 0.3277
16 0.22 0.35 0.36 0.55 0.08 0.28 0.08 50 250 110 110 110 10 5 11 7 900 0.0409 0.0563 0.1188 3.087 9.653 0.2867
17 0.18 0.35 0.36 0.45 0.12 0.22 0.12 50 310 110 110 130 10 6 11 3 900 0.0534 0.0638 0.111 2.749 10.776 0.2193
18 0.22 0.25 0.36 0.45 0.08 0.28 0.08 70 310 110 90 130 10 6 15 3 900 0.0541 0.0768 0.1307 2.692 9.379 0.2173
19 0.18 0.35 0.36 0.45 0.08 0.22 0.12 70 250 130 90 110 10 6 15 7 700 0.0455 0.0738 0.1275 3.24 7.946 0.2963
20 0.18 0.25 0.36 0.45 0.08 0.22 0.08 50 250 110 90 110 6 5 11 3 700 0.0408 0.0898 0.1681 3.323 9.535 0.4239


表选项






表 4~表 9给出了不同气动性能对参数的灵敏度分析结果，表 10给出了参数灵敏度分析的统计结果，eTotal及TTotal分别为误差总和及方差来源总和，当方差分析结果中F比的数值大于显著性阈值F0.05(di, dE)时，此参数则为显著参数并用“*”标注；当方差分析结果中F比的数值大于极显著性阈值F0.01(di, dE)时，此参数为极显著参数并用“**”标注。
表 4 阻力系数方差分析结果 Table 4 Variance analysis results of drag coefficient
方差来源 自由度 平方和/10-3 均方/10-3 F比
Ld1 1 0.108 0.108 14.552**
Ld2 1 0.078 0.078 10.493**
a1 1 0.091 0.091 12.266**
h2 1 0.062 0.062 8.375*
Hd 1 0.701 0.701 94.753**
eTotal 14 0.096 0.007
TTotal 19 1.159 0.061


表选项






表 5 升力系数方差分析结果 Table 5 Variance analysis results of lift coefficient
方差来源 自由度 平方和/10-3 均方/10-3 F比
Ld2 1 0.193 0.193 13.143**
Ld11 1 0.358 0.358 24.314**
Ld12 1 0.145 0.145 9.8327*
c1 1 0.087 0.087 5.9355*
Lu1 1 0.156 0.156 10.577*
R2 1 0.149 0.149 10.127*
a1 1 2.376 2.376 161.44**
h1 1 0.211 0.211 14.353**
h2 1 0.135 0.135 9.1858*
Hd 1 0.118 0.118 8.0238*
eTotal 9 0.132 0.015
TTotal 19 4.061 0.214


表选项






表 6 俯仰力矩系数方差分析结果 Table 6 Variance analysis results of pitch moment coefficient
方差来源 自由度 平方和/10-3 均方/10-3 F比
Ld2 1 1.872 1.872 5.9411*
a1 1 5.818 5.818 18.461**
eTotal 17 5.357 0.315
TTotal 19 13.047 0.687


表选项






表 7 进气道出口马赫数方差分析结果 Table 7 Variance analysis results of Mach number at exit of inlet
方差来源 自由度 平方和 均方 F比
Ld1 1 0.704 0.704 35.23**
Ld11 1 0.130 0.130 6.4984*
Ld12 1 0.128 0.128 6.418*
Hd 1 1.439 1.439 72.07**
eTotal 15 0.300 0.020
TTotal 19 2.700 0.142


表选项






表 8 进气道出口截面流量方差分析结果 Table 8 Variance analysis results of mass at exit of inlet section
方差来源 自由度 平方和 均方 F比
Hd 1 13.278 13.278 24.61**
eTotal 18 9.712 0.540
TTotal 19 22.989 1.210


表选项






表 9 进气道出口截面总压恢复系数方差分析结果 Table 9 Variance analysis results of total pressure recovery coefficient at exit of inlet section
方差来源 自由度 平方和/10-3 均方/10-3 F比
Hd 1 34.128 34.128 15.247**
eTotal 18 40.291 2.238
TTotal 19 74.419 3.917


表选项






表 10 参数灵敏度分析统计结果 Table 10 Statistic results of parametric sensitivity analysis
气动参数 灵敏度分析结果
CD 显著：h2
极显著：Hd，Ld1，a1，Ld2
CL 显著：Lu1，R2，Ld12，h2，Hd，c1
极显著：a1，Ld11，h1，Ld2
Cm 显著：Ld2
极显著：a1
Ma0 显著：Ld11，Ld12
极显著：Hd，Ld1
m 极显著：Hd
σ0 极显著：Hd


表选项






从表 4~表 10可以看出，影响升力系数的参数最多，有10个，影响阻力系数的参数为5个，影响进气道出口马赫数的参数为4个，影响俯仰力矩的系数的参数为2个，影响流量和总压恢复系数的参数均为1个。从影响参数出现的次数表中可以明显看出，Hd出现的次数最多为5次，此参数是对称面下表面喉道纵向位置，对CL、CD，尤其是对进气道的性能，m、σ0和Ma0都有非常大的影响。
在阻力系数方差分析中F检验显著性阈值F0.05(1, 14)=4.6；极显著性阈值F0.01(1, 14)=8.86。
在升力系数方差分析中F检验显著性阈值F0.05(1, 9)=5.12；极显著性阈值F0.01(1, 9)=10.6。
在俯仰力矩系数方差分析中F检验显著性阈值F0.05(1, 17)=4.45；极显著性阈值F0.01(1, 17)=8.4。
在进气道出口马赫数方差分析中F检验显著性阈值F0.05(1, 15)=4.54；极显著性阈值F0.01(1, 15)=8.68。
在进气道出口截面流量方差分析中F检验显著性阈值F0.05(1, 18)=4.41；极显著性阈值F0.01(1, 18)=8.29。
在进气道出口截面总压恢复系数方差分析中F检验显著性阈值F0.05(1, 18)=4.41；极显著性阈值F0.01(1, 18)=8.29。
表 11给出了根据各参数对气动性能显著性或极显著性影响的出现次数，对参数进行分类。
表 11 设计参数分类 Table 11 Class of design parameters
出现次数 参数
2及以上 Ld1，Ld11，Ld12，Ld2，Hd，a1, h2
1 Lu1，h1，c1，R2
0 Lu2，Ld21，Hu，Hw，c2，b1


表选项






由表 11中可以看出，综合各项气动性能指标，对飞行器构型进行优化设计时，应优先考虑参数：前体进气道相对全机长度比例Ld1；一级压缩面相对前体进气道长度比例Ld11；唇口相对前体进气道长度比例Ld12；尾喷管上表面相对全机长度比例Ld2, 对称面下表面喉道纵向位置Hd；前体进气道上表面与中心线楔角a1，尾喷管入口高度h2。
3.3 灵敏度分析结果验证 为验证灵敏度分析的正确性，针对CL和Ma02个典型的气动性能，分别选取了灵敏度高的参数和灵敏度低的参数，在只改变此参数数值的情况下，对灵敏度分析结果进行验证分析。

3.3.1 升力系数灵敏度分析结果验证 由灵敏度分析的结果可以看出，对于升力系数CL，参数a1为极显著因素，参数Hu为不显著因素，这2个参数都仅仅影响上壁面的构型和压力分布，对基本流场没有影响，因而选择这2个参数，来验证灵敏度分析的结果。① 对极显著参数a1取6°、8°、10° 3个水平，其他参数与原始参数一致，样本及计算结果如表 12所示；② 对不显著参数Hu取50、60和70mm 3个水平，其他参数与原始参数一致，样本及计算结果如表 13所示。
表 12 参数a1灵敏度验证样本 Table 12 Samples of parametric a1 sensitivity validation
样本 参数 升力系数
1 a1=6°，Hu=60mm 0.070578
2 a1=8°，Hu=60mm 0.059470
3 a1=10°，Hu=60mm 0.047523


表选项






表 13 参数Hu灵敏度验证样本 Table 13 Samples of parametric Hu sensitivity validation
样本 参数 升力系数
1 a1=8°, Hu=50mm 0.060349
2 a1=8°, Hu=60mm 0.059470
3 a1=8°, Hu=70mm 0.058597


表选项






图 5给出了参数的变化对上壁面压力p分布的影响。可以看出，当只有a1值发生变化时，上壁面压强沿流向分布差异很大，且a1值较小时，壁面沿流向压强下降更迅速，在上壁面前段相同流向位置处压强值较小，因而上下壁面压差较大，升力较大；当只有Hu值发生变化时，上壁面压力系数沿流向分布几乎不变。说明CL对参数a1的变化较敏感，而对参数Hu的变化不敏感，与灵敏度分析的结果一致。
图 5 参数a1和Hu变化对上壁面压力分布的影响 Fig. 5 Influence of parameter a1 and Hu's change on pressure distribution of upper wall
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3.3.2 进气道出口马赫数灵敏度分析结果验证 对于进气道出口马赫数，由灵敏度分析的结果可以看出，参数Hd为极显著因素，而参数R2为不显著因素，对于进气道出口马赫数的验证：① 对极显著参数Hd取250、280和310mm 3个水平，其他参数与原始参数一致，样本及计算结果如表 14所示；② 对不显著参数R2取700、800、900mm3个水平，其他参数与原始参数一致，样本及计算结果如表 15所示。
表 14 参数Hd灵敏度验证样本 Table 14 Samples of parametric Hd sensitivity validation
样本 参数 进气道出口马赫数
1 Hd=250mm，R2=800mm 2.763
2 Hd=280mm，R2=800mm 3.087
3 Hd=310mm，R2=800mm 3.269


表选项






表 15 参数R2灵敏度验证样本 Table 15 Samples of parametric R2 sensitivity validation
样本 参数 进气道出口马赫数
1 Hd=280mm，R2=700mm 3.087
2 Hd=280mm，R2=800mm 3.087
3 Hd=280mm，R2=900mm 3.089


表选项






图 6给出了参数变化对进气道出口马赫数的影响。可以看出，当只有Hd值发生变化时，进气道出口马赫数分布差异较大，且当Hd值较小时的截面高马赫数区域面积明显小于Hd值较大时；当只有R2值发生变化时，进气道出口马赫数分布几乎不变。说明进气道出口马赫数Ma0对参数Hd的变化较敏感，而对参数R2的变化不敏感，与灵敏度分析的结果一致。
图 6 参数Hd和R2变化对进气道出口马赫数的影响 Fig. 6 Influence of parameter Hd and R2's change on Mach number at exit of inlet
图选项




3.4 初步优选气动性能较优的飞行器构型 根据已有的灵敏度分析样本，综合评估各项气动性能，为优化设计和地面实验提供气动性能较优的飞行器构型，为求得样本点的气动力与原始外形的气动力差值的百分比，为保证正值表示气动性能较优，其值为样本点与原始外形气动力差值与原始外形气动力的比值。其中在气动力评估中CD、Cm和Ma0的数值越小越好，故选用前者；CL、m和σ0的数值越大越好，故选用后者。
表 16给出了样本点i的气动力与原始外形的气动力差值的百分比。可以看出，样本14的CD、CL、和σ0较原始外形有明显提升，Ma0和m有小范围降低，可以看出样本14是较优的推荐构型。
表 16 样本点与原始外形的气动性能差值百分比 Table 16 Percentage of difference between samples and original shape in terms of aerodynamic performance
i 差值百分比
CD CL Cm Ma0 m
1 -26.96 65.29 52.06 -5.64 -2.09
2 -28.51 -9.87 -13.71 3.56 10.69
3 8.21 18.72 20.83 -5.44 -6.27
4 10.28 9.64 21.80 -12.50 -9.50
5 -3.17 54.20 44.57 3.50 -5.25
6 -55.66 22.41 19.18 25.98 5.20
7 -13.00 40.41 52.74 18.98 1.32
8 -18.68 69.50 67.92 -2.53 1.64
9 -6.27 -0.62 -6.61 -7.52 -24.14
10 -24.11 -5.50 -3.40 4.08 5.38
11 13.90 54.36 50.60 -8.16 -24.47
12 -39.63 32.67 54.68 27.60 0.07
13 -0.07 -0.12 -11.08 -14.51 -17.76
14 12.34 32.50 52.54 -5.12 -5.73
15 8.98 39.57 24.33 -8.65 -23.02
16 -5.76 -5.33 15.58 0 -5.50
17 -38.08 7.28 7.99 10.95 5.49
18 -39.89 29.14 27.15 12.80 -8.18
19 -17.65 24.10 24.04 -4.96 -22.21
20 -5.50 51.00 63.54 -7.64 -6.66


表选项






4 结论 本文完成了多参数条件下吸气式高超声速飞行器的灵敏度分析和校验，并选出了气动性能较优的构型，得到的结论如下：
1) 采用正交试验设计与方差分析相结合的方法，仅仅用20个试验样本完成了17个参数的灵敏度分析，在最大程度上运用较少的试验样本数完成了吸气式高超声速飞行器的多参数灵敏度分析，得到参数对气动性能的影响规律。
2) 通过对升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数、进气道出口马赫数、进气道出口截面流量和进气道出口截面总压恢复系数等气动性能进行综合的灵敏度分析，在对吸气式高超声速飞行器构型进行设计时，应优先考虑灵敏度值较大的参数，即：前体进气道相对全机长度比例、一级压缩面相对前体进气道长度比例、唇口相对前体进气道长度比例、尾喷管上表面相对全机长度比例、对称面下表面喉道纵向位置、前体进气道上表面与中心线楔角、尾喷管入口高度。
3) 根据灵敏度分析的样本点可以初步优选出相对于原始外形较优的构型，提高优化设计的效率，为后续的行地面试验提供更为合理的外形布局，进而降低地面试验的投入，但优选出的构型，离最优外形仍有距离，下一步作者将结合参数灵敏度分析的结果，开展气动优化设计方面的研究。

参考文献
[1] 罗金玲, 李超, 徐锦. 高超声速飞行器机体/推进一体化设计的启示[J].航空学报, 2015, 36(1): 39–48.
LUO J L, LI C, XU J. Inspiration of hypersonic vehicle with airframe/propulsion Integrated design[J].Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2015, 36(1): 39–48.(in Chinese)
[2] 吴颖川, 贺元元, 贺伟, 等. 吸气式高超声速飞行器机体推进一体化技术研究进展[J].航空学报, 2015, 36(1): 245–260.
WU Y C, HE Y Y, HE W, et al. Proress in airframe-propulsion integration technology of air-breathing hypersonic vehicle[J].Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2015, 36(1): 245–260.(in Chinese)
[3] JOYCE P J, POMROY J B.The Hyper-X launch vehicle:Challenges and design considerations for hypersonic flight testing:AIAA-2005-3333[R]. Reston:AIAA, 2005.
[4] RICHARDSON D. Fourth X51A waverider sustains Mach 5.1 for six minutes[J].Jane's Missiles & Rockets, 2013, 5(1): 9–12.
[5] BRADFORD J E.A technique for rapid prediction of aftbody nozzle performance for hypersonic launch vehicle design[D]. Atlanta:Georgia Institute of Technology, 2001.
[6] 黄伟, 罗世彬, 王振国. 超燃冲压发动机尾喷管构型参数灵敏度分析[J].推进技术, 2009, 30(6): 691–695.
HUANG W, LUO S B, WANG Z G. Parametric sensitivity analysis of scramjet nozzle configuration[J].Journal of Propulsion Technology, 2009, 30(6): 691–695.(in Chinese)
[7] 张文电, 王一白, 刘宇, 等. 超燃冲压发动机尾喷管性能对型面参数的回归研究[J].航空动力学报, 2013, 28(9): 2029–2036.
ZHANG W D, WANG Y B, LIU Y, et al. Regression study of scramjet nozzle performance on contour parameters[J].Journal of Aerospace Power, 2013, 28(9): 2029–2036.(in Chinese)
[8] 李永洲, 张堃元. 基于马赫数分布可控曲面外/内锥形基准流场的前体/进气道一体化设计[J].航空学报, 2015, 36(1): 289–301.
LI Y Z, ZHANG K Y. Integrated design of forebody and inlet based on external and internal conical basic flow field with controlled Mach number distribute on surface[J].Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2015, 36(1): 289–301.(in Chinese)
[9] 罗世彬, 罗文彩, 王振国. 高超声速巡航飞行器机体/推进系统一体化设计参数灵敏度分析[J].国防科技大学学报, 2003, 25(4): 10–14.
LUO S B, LUO W C, WANG Z G. Analysis of the sensitivity of hypersonic cruise vehicle airframe/propulsion system integrated design parameters[J].Journal of National University of Defense Technology, 2003, 25(4): 10–14.(in Chinese)
[10] 胡添元, 余雄庆. 基于CATIA二次开发的飞翼外形参数化建模[J].飞机设计, 2007, 27(6): 10–15.
HU T Y, YU X Q. A parametric modeling of flying-wing configuration using API in CATIA[J].Aircraft Design, 2007, 27(6): 10–15.(in Chinese)
[11] HANK J M, MURPHY J S, MUTZMAN R C.The X51A scramjet engine flight demonstration program:AIAA-2008-2540[R]. Reston:AIAA, 2008.
[12] 阎超, 禹建军, 李君哲. 热流CFD计算中格式和网格效应若干问题研究[J].空气动力学报, 2006, 24(1): 125–130.
YAN C, YU J J, LI J Z. Scheme effect and grid dependency in CFD computation of heat transfer[J].Acta Aerodynamica Sinica, 2006, 24(1): 125–130.(in Chinese)
[13] 甘文彪, 阎超, 耿云飞, 等. 乘波飞行器一体化构型设计[J].空气动力学报, 2012, 30(1): 68–73.
GAN W B, YAN C, GENG Y C, et al. Waverider design of integrated configuration[J].Acta Aerodynamica Sinica, 2012, 30(1): 68–73.(in Chinese)
[14] 何映平. 试验设计与分析[M].3版北京: 化学工业出版社, 2012: 46-48.
HE Y P. Design of experiment and analysis[M].3rd edBeijing: Chemical Industry Press, 2012: 46-48.(in Chinese)
[15] RICE J A. Mathematical statistics and data analysis[M].3rd edBelmont, CA: Duxbury Press, 2007: 505-506.


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