王 磊， 何国毅， 王 娜， 陈金铭， 阮永井

（1. 南昌航空大学 飞行器工程学院 南昌 330063；2. 航空工业江西洪都航空工业集团有限责任公司 飞机总装厂 南昌 330024）

引 言

高超声速飞行器具有反应速度快、突防能力强、破坏能力大的军事优势[1]，使其成为了未来飞行器的一个重要发展方向，世界很多军事强国也都在开展高超声速飞行器的相关研究。与传统的超声速和亚声速飞行器不同，高超声速飞行器的气动外形设计高度一体化，在概念设计阶段决定的气动外形将很大程度上确定了飞行器的气动性能。因此，在概念设计阶段需要对很多的气动外形进行大量的气动性能计算，选择出满足设计要求的气动外形。常规的CFD计算方法在飞行器的概念设计阶段的效率太低，而风洞实验的时间成本和经济成本又很高。基于工程近似方法的气动力预测就可以很好的满足高超声速飞行器的概念设计和外形优化的要求。

国内外的学者对与高超声速飞行器的气动力工程算法都进行了大量的研究，提出了许多工程计算方法，包括牛顿法、修正牛顿法、切楔（锥）法、膨胀波法等[2-4]。基于这些计算方法，国内外许多研究机构也发展了多种高超声速气动特性工程计算软件，如DATCOM[5]、APAS[6]、CBAERO[7]和S/HABP[8]等，这些程序广泛的应用于高超声速飞行器的概念设计与优化设计中。

为了进一步提高工程计算的精度，本文在整合现有工程计算方法的基础上，基于C/C++研究和开发应用于概念设计与优化阶段的高超声速飞行器的快速气动力计算程序。……