高超音速进气道的附面层问题

本文论述了高超音速进气道所面临的严重附层面问题,高超音速附面层的特点,高超音速附面层对进气道性能的影响,影响附面层转捩和厚度的诸因素.对如何控制和改善附面层及在设计高超音速进气道时如何考虑附面层因素,亦提出了一些初步看法.     

高超速飞行器纵向模型建模研究

针对高超音速飞机纵向模型的高度非线性、强耦合、参数不确定等特点,提出了基于sim-link的建模方法。并基于所建模块用trim函数得到飞行状态的平衡点。所得结果可用于高超音速飞行器的控制器设计和仿真研究。     

美国制定高超音速航天飞机的目标

美国政府要求美国航天工业制定飞行M8的高超音速军用和民用航天飞机计划,到本世纪末研制出单级入轨跨大气层的飞行器.     

21世纪初军用航空技术展望(下)──新武器和新概念技术

高超音速飞行和推进技术高超音速飞行器的研究工作源于５０年代，但至今未能问世。纠其原因主要是在材料、动力装置和使用维护等方面的技术难度太大。目前美国正在进行高超音速飞机所需关键技术的研究工作。其中美国空军的高超音速技术（ＨｙＴｅｃｈ）计划打算验证可供导弹在Ｍ４－８时使用的超燃冲压发动机；美国ＮＡＳＡ的Ｈｙｐｅｒ—Ｘ计划，打算研制一个长３．６６米的无人高超音速验证机，计划２０００年初进行第一次Ｍ数为７的飞行试验，在第三次飞行试验时Ｍ数将达到１０。这些将为高超音速飞机进人工程化阶段创造条件。前沿推进技…     

高超音速飞行器试飞测试仪器

美国正处于高超音速研究机的概念定义／设计阶段。一个国家级的小组正在设计“国家航空航天飞机”－也就是人们称为Ｘ－３０的一种高超音速研究飞行器。由于预计需要从比先前飞机所处的环境更加严酷的环境中获取大量的高精度数据，所以实现飞行试验的技术将变得更复杂、更困难，为了向系统设计人员和试验人员提供安全进行包线扩展和高超音速试飞研究所需要的实时和飞行后数据，将需要新的传感器、检测技术和机载处理及数据压缩设备。     

美国的空天飞机与冲压发动机

美国空天飞机计划的近期目标是在试验飞行器上研究和发展为使美国能研制出在大气层中以高超音速持续飞行的军用和民用飞机以及把有效载荷送往轨道的航天器运载火箭所必需的技术.到1989年底或者1990年初将选定一个弹体承包商和一个推进系统承包商,要制成两架X-30试验飞行器,并在1993年首次试飞.到作飞行试验时所花的钱估计约为33亿美元.     

X-43高超音速(10倍音速)试验机

美国NASA的“超高速X”计划，明年将进入飞行器机体与超音速燃烧冲压式喷气发动机的综合一体化，目前正在用高超音速研究飞行器（X－43）进行硬件和软件的测试试验。“超高速X”计划的主要目的是开发和验证能够把空气发动机用在高超音速飞机和可重复使用航天飞机上的技术。NASA认为以空气发动机为动力的高速音速飞行器的重量要比常规的火箭发射系统轻，所以能载运更多的有效负荷。“超高速X”计划的主要技术是为了获得三个目标：1．对预设计的飞行验证；2．改进设计方选，继续发展改进由超音速燃烧冲压式喷气发动机为动力的飞行器的设…     

高速飞行器壁板颤振分析的研究进展

壁板颤振是壁板结构在高速气流中发生的一种自激振动现象，特别是超音速和高超音速飞行器上特别容易发生这种现象。壁板颤振引发的非线性振动将对高速飞行器结构的疲劳强度、飞行性能和飞行安全带来不利的影响。随着高速飞行器研发工作的开展，壁板颤振问题将得到越来越多的重视。根据目前国内外高速飞行器壁板颤振的研究现状，介绍了壁板颤振的六种分析模型并从结构理论和气动力理论出发详述了这种分类的依据。阐述了温度、气流偏角、壁板几何尺寸及边界条件对壁板颤振的影响规律。并介绍了目前用于分析壁板颤振问题的频域和时域方法并总结了各种分析方法的优缺点。最后归纳了目前对高速飞行器壁板颤振研究得出的几个重要结论，提出了今后在高速飞行器壁板颤振研究中需要解决的若干问题。     

美国恢复高超音速攻击系统的研制

美国国防部预研局已决定启动一种高超音速、可在大气层外飞行的飞行器,它可在两小时内攻击世界上的任何目标。研制计划的目标之一是使美军方不需驻兵前线,便能迅速地对美国认为的敌对国家和恐怖组织的威胁作出快速反应。     

超音速绕凹角流动激波与紊流附面层干扰数值解

本文对超音速绕凹角激波与紊流附面层干扰流动进行了计算。计算采用Ce-beei-Keller Box方法;紊流模型用代数涡粘性模型;压强分布用流过尖劈统一的高超音速与超音速公式;对激波与紊流附面层干扰进行迭代修正。计算较好地预估了壁面压强分布以及压强开始升高点位置。     

飞行中附面层转捩的流动显示与测量技术

阐述了在飞行试验中测量附面层转捩的重要性;介绍了四种在飞行试验中显示和测量机翼附面层转捩的方法;给出了Ｆ－１４Ａ飞机用热膜,附面层耙,液晶和表面总压管等方法测量附面层转捩的结果,并对以上四种测量结果者了对比分析,指出了各自的优缺点,说明热膜法能精确地确定飞行状态下机翼附面层转捩位置;附面层也能比较精确地进行测量,且能提供与表面摩擦仍关的参数,液晶法能人出附面层转捩的整体图形,表面总压管不能确切地指     

高超音速飞行器热防护材料技术分析

热防护材料是高超音速飞行器的重要设计内容,是其在热环境中保持结构完整性的关键因素。随着高超音速飞行器航程和速度的不断增加,热防护材料表现出越来越重要的作用。为了更好地使用热防护材料,简要介绍了热防护材料使用的环境和要求,以及一些飞行器常用的热防护材料,并针对热防护材料的工程应用进行了论述。     

简讯、动态

据美航空周刊报导,美国议会正对一项研究规划的批准问题进行讨论。其内容是要研制一种以M=12的高超音速飞行、能载300～500名乘客的航空/空间飞行器。据NASA的报告,这将是一项耗时15年、耗资上十亿美元的研制规划。现在所以又恢复了对高超音速飞行的兴趣是由于军事上的需要和技术上的进步。 上述研制规划耗资的多少还将取决于在两种不同的推进系统方案中究竟选定哪一种。一种方案是将高速发动机循环与低速发动机循环组合成一种单一的系统,若采用这种方案估计     

揭开“阿雅克斯”高超音速飞行器的神秘面纱

“阿雅克斯”是前苏联在等离子体技术和磁流体动力学基础上开发出来的一个高超音速飞行器计划,与以往采用传统技术设计的高超音速飞机相比,在技术上具有革命性的意义     

无隔道超声速进气道附面层排除特性飞行试验研究

为了分析评估某型歼击机无隔道进气道附面层的排除特性,设计搭建鼓包表面附面层压力梯度测量试验系统,进行了不同飞行高度、马赫数和姿态角等工况下的飞行试验。通过对飞行试验数据的整理、计算和对比分析同型号的缩比模型风洞试验结果,研究了无隔道进气道鼓包表面附面层排除特性。研究结果表明：稳定平飞时,在亚音速范围内,随着飞行高度的增加,鼓包构型对附面层的排除效果增大,而在超音速范围内,变化规律相反;在接近马赫数1.8及以上飞行工况下,鼓包表面附面层的扫除能力有所减弱,附面层气流分离加速,进而会造成较大的进气压力损失和畸变。单纯迎角飞行有利于增强附面层的排除能力;而带侧滑角飞行时,附面层压力系数曲线的拐点沿鼓包中心线平行向“背风面”偏移,偏移量与侧滑角成正比,进气道鼓包表面“迎风面”附面层排除能力增大,而“背风面”受气流分离影响而减弱。     

在固体发动机喷流中几种防热材料的烧蚀-侵蚀特性

引言再入飞行器飞行的终端,遭遇到天候环境,会改变再入体的再入精度和影响生存能力。在湿度高的空气和沉淀型云层中,防热层和端头受到高速水汽凝聚体多粒子碰撞,会使得附面层转捩的起始和进程发生变化,增加表面质量损失(产生侵蚀),其外形伴随     

钝锥体非平衡尾迹简化计算方法

本文对条带积分方法作进一步的简化,在给定各物理量剖面分布规律并补充以合理的尾迹边界发展规律后,将尾述在对称轴上所满足的守恒方程组作数值积分,计算了高超音速飞行器在零攻角飞行时的非平衡尾迹流场的流动参数和电子数密度的分布。考虑的情况为;半锥角11°的小钝头锥体,飞行速度7.6公里/秒,高程80、70、59、48公里四种,混合空气计及八种组元,14个化学反应关系式。 针对细长飞行器高超音速尾迹而言,本方法与多条带积分方法及差分方法相比具有处理简单,计算量小的优点,结果可以较好地给出沿尾迹轴上电子密度及其它物理量的变化情况。     

高超音速飞行器发展中的关键技术

本刊第三期介绍的各种高超音速飞行器发展计划,需要攻克一系列关键技术才能到达成功的彼岸。主要的关键技术有材料与结构、推进技术和空气动力学。通过前一阶段各种高超音速研究计划的实施,在这些关键技术领域,都取得了很大进展,特别是材料领域,进展最大,已接近单级入轨的要求。这也为美国研制单级入轨火箭作好了技术准备。 材料与结构 特别是轻的结构和具有防、抗热能力的结构与材料是发展未来高超音速飞行器的关键要求。一方面,很轻的结构要求材料具有高的对质量的比特性;另一方面,大的结构件必须能在-250-1800℃的温度范围内正常工作。重复使用的高超音速飞行器要求结构更轻、更坚固。在结构优化设计的基础上,结构材料的选用变得更为关键。例如:先进     

展望未来的高超音速飞行推进器新技术

高超音速飞行推进器在军事和民用上都有广泛的应用前景。特别是在军事上，研制出推重比更高，制造成本更低，使用经济性更好的推进器，一直是科技发达国家，如美国、俄罗斯和法国加速发展的目标。本文对高超音速飞行推进器的技术发展趋势进行了综述。     

美国空天飞机的新材料

美国正在研制的国家空天飞机(NASP)是一种能够出入普通机场,即可在大气层内做高超音速巡航又能飞入轨道的飞行器.NASP计划在1985年已完成了概念可行性研究.1986年进入第二阶段,即技术发展阶段.从1990年开始的第三阶段是设计、制造缩比试验样机X-30.估计到90年代中期可进行首次飞行.X-30将为研制全尺寸的空天飞机铺平道路.这是一项高技术风险工程,需要解决的关键技术较多,其中就包括X-30所需的各种性能奇异的新材料.X-30的结构设计和材料选择取决于飞行时所面临的高温.例如它在3万米高空以M=8做高超音速巡航时,飞机将长时间剧烈地受热.在此条件下,经冷却的头锥达1800℃,翼前缘