美国国防部高速系统试验（HSST）项目技术进展研究

美国国防部高速系统试验（HSST）项目是迄今美国国防部唯一专门针对高速/高超声速试验科学技术开展的专项预研项目，对于高超声速试验基础设施建设及试验能力形成至关重要。本文简述了HSST项目的提出背景，总结了该项目的重点技术领域和重要技术进展情况。在该项目的支持下，美国已经掌握了一系列高超声速试验技术，研制成功了一些重要的高超声速试验设施，如高超声速气动热与推进清洁空气试验台（HAPCAT）、高空激光探测与测距大气传感系统（HALAS）、高保真度自动机载可重构跟踪系统（HAARTS）和“空中靶场”（Sky Range）等，这些能力为开展高超声速技术研究和型号研制奠定了坚实的基础。     

某型减压器安全阀持续放气故障试验研究

某型飞机氧气系统所用的集成减压器在使用过程中连续多次出现低压安全阀持续放气故障,为了分析故障原因,根据该型减压器结构和工作原理,结合对故障现象和故障树的分析,设计相关试验,提出改进措施,并进行试验验证。结果表明：减压活门的阻尼特性与减压器的输出流量不匹配是导致故障的主要原因。在大流量情况下,减压活门一直处于振动状态,使...     

高温气体效应对高超声速磁流体控制的影响

高温气体效应会严重影响高温气体流场的流动特性，进而影响高超声速磁流体控制效率。基于低磁雷诺数假设，通过耦合求解带电磁源项的三维Navier-Stokes流场控制方程和电场泊松方程，开展完全气体模型、平衡气体模型、化学非平衡气体模型、热化学非平衡气体模型等条件下的高超声速磁流体控制数值模拟，分析气体模型对磁流体控制的影响，研究高温气体各种非平衡效应及焦耳热振动能量配比等对高超声速磁流体控制的影响规律。研究表明：化学非平衡效应对高超声速磁流体控制影响显著，采用化学非平衡气体模型模拟得到的磁控增阻特性介于完全气体模型和平衡气体模型之间，平衡气体和完全气体模型磁控热流变化的定性规律，与非平衡气体模型模拟结果差异很大；热力学非平衡效应对高超声速磁流体控制的影响，与焦耳热振动能量作用比率紧密相关，随该配比增大，磁场增阻效果由67%降到约12%；高温气体效应会极大地降低磁控增阻效果，会明显地增强部分表面区域的磁控热流减缓效果，要准确数值模拟高超声速磁流体控制，必须有效地考虑化学和热力学非平衡效应，同时选用接近实际情况的焦耳热振动能量配比。     

美国高超声速技术飞行试验平台发展展望

本文基于美国在研高超声速技术研究项目，分析了未来5年美国开展高超声速技术飞行试验的需求，梳理总结了当前美国高超声速飞行试验平台的发展现状以及所面临的挑战，并对飞行试验平台的发展方向进行了研判。分析认为，未来5年美国在高超声速技术领域将面临巨大的飞行试验需求，开展飞行试验主要依靠空基发射平台或地基发射平台，地基发射平台主要发展探空火箭，空基发射平台则采用成熟飞机改装和新研专用载机平台相结合的发展思路，全面提升高超声速技术飞行试验能力。     

高超声速风洞气动力试验技术进展

高超声速技术是未来航空航天技术的制高点,而高超声速风洞气动力试验是为高超声速飞行器设计和性能评估提供可靠数据不可或缺的重要技术手段。介绍了高超声速气动力试验设备种类和国内外典型的风洞设备,并分析了目前的发展现状。对国内高超声速风洞气动力试验相关测量技术、试验技术、试验数据评估和高超声速气动力标模体系等研究进展进行了总结。同时,还就高超声速气动力试验设备、气动力试验相关技术的未来发展趋势进行了探讨。     

高超声速气动力数据天地相关性研究综述

综述了国内外高超声速飞行器气动力数据天地换算技术方面的研究现状及趋势,内容包括高超声速飞行器气动力地面试验研究进展,气动力数值计算技术研究进展和试验数据关联外推方法研究进展。其中,气动力地面试验研究进展部分重点关注国内外与高超声速飞行器研制密切相关的地面风洞试验的能力和不足,及相应的处理手段;气动力数值计算技术研究进展部分主要对国内外若干典型软件的综合能力及其满足高超声速技术的程度进行了概述;气动力试验数据关联外推方法主要对早期美国航天飞机、X-43A及其他飞行器研制过程中用到的气动力天地数据关联方法进行了调研;在上述基础上,进一步指出了开展高超声速飞行器气动力数据天地换算技术需关注的问题。     

高超声速流动的气体吹除控制方法研究

为了在超燃冲压发动机直连式试验台上得到真实的非均匀试验气流,采用商业软件Fluent对高超声速流动的气体吹除控制进行了数值研究。在试验台喷管和发动机隔离段之间增加了吹除控制段,试验了4种吹除方案。常温空气从位于控制段顶部、侧部和底部的吹除口注入,吹除口包括长槽、短槽和圆孔等,吹除气体的流量为来流流量的8.3%~13.3%。以超燃冲压发动机自由射流计算结果为基准,比较分析了控制段出口截面马赫数分布。结果表明,"顶槽"方案能够得到较为理想的吹除效果,吹除参数优化后可为试验提供指导。     

气体自发光在高超声速流场显示中的应用

提出了利用高焓气体自发光作为高超声速流场显示的方法，介绍了在使用高焓运行的激波风洞中，对二维模型的高超声速绕流流场使用此种方法的初步结果，可观察到二维棱形柱的尾流和马赫波的相交。结果表明此种方法不需外加光源，对于结构限制无法设置透明部件的模型，无疑是简单可行的。     

减压器增压过程中的振荡抑制措施

为解决大流量减压器在增压过程中出现的剧烈振荡问题,开展了仿真和试验研究.建立了减压器非稳态模型并开展数值计算,得到了减压器的振荡特性,该特性与试验结果基本一致.根据仿真结果提出了卸荷腔气体从入口管路引入的外置式卸荷方案.结果表明:该方案成功解决了振荡问题,减压器能够持续、稳定地增压.     

跨超、高超声速风洞模型动导数试验技术研究

介绍了气动中心高速所为航空航天飞行器所开展的动导数试验技术研究,主要包括高速大攻角动导数试验技术、再入体模型配平状态动导数试验技术及基于气体轴承的高超声速风洞模型滚转阻尼导数试验技术。阐述了这些试验技术的试验设备及测试系统,给出了典型的试验结果,并进行了分析与讨论。     

高超声速计算中的气体动理学格式

回顾了高超声速连续流部分的计算流体力学(CFD)方法,总结了近些年兴起的气体动理学格式。阐述了该格式的构造机制,强调了将物理规律直接用于构造数值方法的思路。结合一些应用实例,例如激波相互作用、激波边界层相互作用以及边界层分离等高超声速问题,说明了这种构造思路给数值模拟带来的优点。从高超声速的发展历程来看,气体动理学格式的构造过程包含了更基础的物理规律,而且具有多尺度的特性。这些特性有助于研究复杂的高超声速问题。介观或者微观角度直接构造数值方法的发展趋势为高超声速计算工具指出了可能的发展方向。     

高超声速边界层转捩的若干问题及工程应用研究进展综述

高超声速飞行器绕流存在着激波、边界层、流动分离、稀薄气体效应和高温气体效应等多种复杂流动现象的空气动力学问题,其中高超声速边界层转捩既是空气动力学的基础问题,也是高超声速流动研究的热点和难点。若能对边界层转捩进行准确预示及有效控制,则可以实现对飞行器气动力热特性的精细设计,改进飞行器性能,提高任务执行能力。文章针对工程中具有复杂外形飞行器存在的典型失稳特征进行了研究进展回顾,提出了工程实际中亟需解决的复杂边界层转捩问题,明确了高超声速边界层转捩研究的工程应用方向。文章最后还对高超声速边界层的流动控制进行了回顾,以期在今后高超声速飞行器设计中实现对边界层的流动控制,提高飞行器的飞行性能。     

高超声速飞行器构型的数值模拟、试验研究与优化设计

综合升力体和乘波构型的气动性能优势,发展了一种高超声速飞行器前体气动构型的设计方法。运用该方法参考某高超声速飞行器气动布局方案,设计了一种高超声速飞行器气动布局。对该类高超声速气动布局进行了数值模拟、优化设计和试验研究;并研究了该类气动布局在高空飞行时,稀薄气体效应对气动性能的影响。数值模拟结果表明：构型前体预压缩面能够将高压气体封闭在构型下表面,实现了乘波构型的设计概念;优化设计结果表明,对于该构型宽展比应在0.4~0.6之间,通过优化升阻比至少有3%~5%的提高余地。对DSMC算法的碰撞模型和有效碰撞次数进行了改进,发展了临近空间飞行器气动性能模拟软件。研究结果表明,在临近空间区域,该类气动布局的升阻比特性略有下降,但仍旧保持了高升阻比的气动优势。     

基于数值模拟的大流量减压器内部流场的特性研究

针对大流量气体减压器,建立了减压器工作过程的二维数学模型,基于成熟软件平台FLU—ENT进行数值仿真,研究了减压器内部稳态流场,发现减压器内存在两种典型的流动状态——超临界流动和亚临界流动,分析了不同流动状态下的流场特征,揭示了减压器内气体流动的内在规律。     

临近空间高超声速 ISR平台作战能力评估

在对临近空间高超声速 ISR(Intelligence,Surveillance,Reconnaissance)平台的使命任务进行简单分析的基础上,建立了临近空间高超声速 ISR平台作战能力评估指标体系。综合考虑高超声速飞行器的研究现状及相关技术的关键度和成熟度,对各个指标进行赋权,构建了临近空间高超声速 ISR平台作战能力的评估准则。运用该评估准则对某临近空间高超声速 ISR平台的概念设计方案进行了作战能力评估,并与美国正在研制的 SR-72进行了对比分析。结果表明:高超声速飞行器气动布局对其作战能力影响较大,在相同航程条件下,高升阻比气动外形能显著提高飞行器的有效载荷装载能力,进而提高飞行器的综合作战能力。研究结果可为高超声速 ISR飞行器的论证、研制以及评估提供技术支撑。     

二维过渡区喷流干扰流场的DSMC/EPS仿真

应用DSMC／EPS混合算法，数值模拟过渡区有RCS横向喷流干扰的二维有限平板高超声速流场，分析了流场结构、分离形态及物面气动系数分布等特性。结果表明，不同：Knudsen数下，喷流干扰流场存在差异，过渡区中的稀薄气体效应得以体现，证明了DSMC／EPS混合算法是研究稀薄，连续混合区域高超声速流动的有效方法。     

高超声速风洞压敏漆试验技术

提出了适用于高超声速风洞开展压敏漆(PSP)试验研究的关键技术及解决办法。采用自主设计的PSP校准系统及测试系统,考核了代号为EC-PSP的压力敏感涂料在高超声速条件下的适用性、图像处理软件功能以及高温条件影响下数据处理方法的可行性。以压缩拐角模型为例开展了马赫数为5的高超声速PSP技术验证性风洞试验研究,辅以红外测温方法获得模型表面连续温度分布。试验结果表明在高超声速风洞开展的PSP试验技术研究清晰地捕获了基于压力变化的压缩拐角模型表面流动特征,实现了连续压力分布的测量。     

激波风洞边界层转捩测量技术及应用

高超声速边界层转捩对摩阻、传热等有重要影响。在高超声速飞行器研制中，迫切希望能精确预测和控制边界层转捩。激波风洞作为高超声速气动热环境试验的主要地面模拟设备，是研究高超声速边界层转捩的重要设备。但激波风洞原有测量技术适用于工程型号试验，需要依据高超声速边界层转捩特点进行适应性改造和升级。依据高超声速边界层转捩过程中的热流、压力、密度等物理参数变化，发展了薄膜热流传感器测热技术、温敏热图测量技术、高频脉动压力测量技术、高清晰度纹影显示技术等适用于激波风洞的边界层转捩测量技术。并针对头部钝度0.05 mm的半锥角7°尖锥模型，在中国空气动力研究与发展中心Ø2 m激波风洞（FD-14A）马赫数10、单位雷诺数1.2×10⁷/m的流场条件下开展了边界层转捩试验。采用多种转捩测量技术同时进行测量，获得尖锥模型表面边界层转捩情况、边界层脉动压力频谱特征、边界层内清晰的第2模态波和湍流斑纹影图像，不同测量技术获取的试验结果可相互印证，线性稳定性理论分析结果与试验结果相吻合。     

高超声速高焓风洞试验技术研究进展

高焓风洞及其试验技术是助力人类进入高超声速飞行时代的基石,近年来取得了长足的进展。本文首先重点介绍了四种典型驱动模式的高焓风洞,即直接加热型高超声速风洞、加热轻气体驱动激波风洞、自由活塞驱动激波风洞和爆轰驱动激波风洞。通过这些代表性风洞的介绍,讨论了相关风洞的理论基础和关键技术及其长处与不足。由于高超声速高焓流动具高温热化学反应特征,风洞试验技术研究还包含着针对高焓特色的测量技术发展。本文介绍了三种主要测量技术:气动热测量技术、气动天平技术和光学测量技术。这些技术是依据常规风洞试验测量需求而研制的,又根据高焓风洞的特点得到了进一步的改进和完善。最后对高超声速高焓风洞试验技术发展做了简单展望。     

局部催化特性差异对气动热环境影响的计算分析

高温气体非平衡效应及其壁面催化效应对高超声速飞行器气动热环境造成显著影响,是当前高超声速飞行器气动热环境预测和热防护设计的关键问题之一。考虑高温空气离解与电离等化学反应、气体分子热力学激发、流动中的非平衡效应和壁面催化效应,通过数值求解三维热化学非平衡Navier-Stokes方程和壁面处质量、能量平衡关系,完善了高温气体热化学非平衡流场有限催化气动热环境数值计算方法和计算程序,采用典型算例进行了考核验证。在此基础上,开展了不同条件下高超声速飞行器热化学非平衡流场气动热环境数值模拟,分析局部催化特性差异对气动热环境的影响。研究表明：所建立的高超声速飞行器热化学非平衡流场有限催化气动热环境数值计算方法及程序,其数值模拟结果与飞行试验、文献符合;局部催化特性差异会导致热流跳变,其热流跳变量与催化特性差异量、材料分布方式等有关;催化特性差异较大时,局部区域热流可能远远高于飞行器全表面完全催化的热流结果,此时将飞行器在全表面完全催化（FCW）和完全非催化（NCW）条件下的数值模拟结果作为实际飞行过程中表面热流的上、下限这一简化处理方式,是不可取的。