基于HIFIRE-5外形的高超声速飞行器流场特性数值仿真研究

采用数值仿真方法,开展了高超声速飞行器(HIFIRE-5)的流场特性计算研究,精确捕捉高超声速流场中的波系、背流面横向流动及表面流动现象,并对激波及横向流动其机理进行了详细分析。结果表明,所用数值计算方法有效,横向流动和横流失稳是产生流场三维涡系结构的主要原因,该认识可为类似外形高超声速飞行器的气动外形设计、优化及气动特性分析提供参考。     

基于HIFIRE-5外形的高超声速飞行器

采用数值仿真方法，开展了高超声速飞行器（HIFIRE-5）的流场特性计算研究，精确捕捉高超声速流场中的波系、背流面横向流动及表面流动现象，并对激波及横向流动其机理进行了详细分析。结果表明，所用数值计算方法有效，横向流动和横流失稳是产生流场三维涡系结构的主要原因，该认识可为类似外形高超声速飞行器的气动外形设计、优化及气动特性分析提供参考。     

局部后掠型栅格舵的气动特性研究

针对栅格舵(翼)技术的主要缺点——跨声速壅塞和阻力高的问题。以简化栅格为研究对象,采用数值分析方法开展了P型和V型局部后掠对气动特性的影响研究,并开展了不同后掠角对气动特性的影响研究。研究发现,局部后掠方式能够弱化或消除亚声速背风区的分离问题,减小跨声速区激波与边界层干扰,解决栅格舵固有的跨声速壅塞和阻力大的问题。局部后掠对栅格减阻有显著效果,尤其是高超声速段,同时能够增加单位浸润面积的法向力,从而提高栅格舵的操纵效率。     

高超声速球锥组合体流场数值分析

用数值模拟法研究了高超声速球锥组合体的层流流场特性与热行为,给出了流场计算方法与格式。研究结果表明：球锥组合体压缩拐角在高超声速下出现流动分离,其流动特性受壁面温度的影响极大;提高壁面温度使压缩拐点处分离点位置前移,再附点位置后移,涡心位置提高,分离范围扩大,同时降低球锥组合体热流的分布,球锥组合体头部热流明显减小。     

宽速域变构型高超声速飞行器气动特性研究

为解决高超声速飞行器在低/跨/超声速时气动特性不佳的问题,实现水平起降、跨速域飞行的目标,设计了一种宽速域变构型高超声速飞行器。采用数值计算的方法对飞行器的低速、超声速和高超声速气动特性和典型流场进行了研究分析,得到了升力系数、阻力系数和升阻比随攻角和马赫数的变化规律。结果表明,飞行器在低速和高超声速时的气动特性较好,最大升阻比分别为15.37和4.08,低速时连接翼提供了高升力,高超声速时乘波效果显著;超声速时,阻力系数和升阻比受马赫数影响较大,最大升阻比为4.8。数值计算的结果表明飞行器在全速域范围内气动特性较好,在保证高超声速良好气动特性的前提下,提升了低/跨/超声速性能。     

高超声速栅格翼气动特性研究

阐述了用于马赫数大于5.0的高超声速飞行控制的栅格翼气动特性问题。采用工程 计算方法预示了栅格翼气动力、热特性,验证了栅格翼几何参数特性合理选取的初步要求, 这为后续深入研究进行了有益的探索。
     

身-翼-舵组合体高超声速变攻角颤振计算

推广和发展了原来只能用于二维升力面的当地流活塞理论,形成可解决包括弹身、弹翼、舵面、身-翼组合体、身-翼-舵组合体大攻角颤振计算的新方法。其中气动力计算采用CFD数值仿真与工程算法相结合的方法,求解结构运动方程时则利用状态空间法进行时域仿真。对某身-翼-舵组合体型号的计算表明该型号颤振动压随马赫数和攻角都呈现先增加后下降的变化趋势;在大马赫数和大攻角作用时,颤振动压有明显的下降;在较小攻角状态下颤振动压不降反升,与传统文献报导单独分枝颤振动压随攻角增大而单调下降不同,表明复杂外形组合体的气动弹性稳定性受到多种因素的共同作用,颤振特性更加复杂。计算结果表明弹体稳定性与飞行姿态相关,同时也证明了本文方法在高超声速复杂外形飞行器提气动弹性分析中的有效性。     

钟形返回舱空气动力特性数值模拟

文章基于Euler方程及N_S方程的数值求解方法 ,对返回舱亚、跨声速和高超声速的流场及气动特性进行了数值模拟 ,其中Euler方程数值求解采用二阶Godunov有限体积法 ;N_S方程数值求解采用二阶Harten_Yee格式的差分法。得到同实验值一致的物面压力、气动力系数和在不同速度范围出现的激波、流动分离及旋涡等流场特征。通过完全气体、平衡气体和非平衡气体的流场数值模拟结果分析比较 ,得出真实气体效应对返回舱气动力特性影响较小这一结论。计算结果表明数值模拟方法是预测返回舱气动特性的有效手段     

高温燃气热环境加热特性的试验方法研究

简述了利用高温燃气流引射常温空气对近空间高超声速飞行器头锥部件进行地面热环 境模拟的实验方法,试验段高温燃气流引射常温空气使飞行器头锥部件达到驻点附近区域高 温而其余蒙皮表面低温的高超声速气动热分布特点。应用CFD计算流体力学软件FLUENT对试 验段头锥试件表面的流动加热特性进行了数值分析,得到了高温燃气引射常温空气在不同试 验设计条件下试件表面温度分布特点。数值模拟计算结果与飞行器在高超声速飞行状态下对 应机体部位气动热的理论计算值进行对比,证实利用高温燃气进行热环境模拟的方法是可行 的,为相关的热环境地面模拟设备方案论证提供依据。
     

带控制舵双锥体气动力工程计算方法研究

利用“部件叠加法”发展了一套可以计算带控制舵机动飞行器在超声速和高超声速飞行时的纵横向气动力的工程计算方法。通过对干扰因子和等效攻角等概念的引入,并根据一些数值计算解和风洞试验结果,考虑了舵-体、体-舵间的气动干扰,从而可以计算飞行器组合体的气动力。