空气动力学——打开天门的钥匙

所有通过大气层的飞行器，都要利用风洞实验和理论计算来确定它们的空气动力外形和空气动力特性。实验工作者努力发展从亚跨声速到高超声速范围的风洞实验设备，并利用新的观测、显示、信息处理手段，揭示空气的流动现象，为飞行器设计师提供更多、更精确的气动力数据。理论工作者根据空气动力学的原理和各种理论，努力把实验揭示出的空气流动形态概括成数学模型，     

NASA风洞实验室一览

风洞源自于英语“Windtunnel”。通过人工控制的气流,模拟测试物体在不同气动环境中的表现。最早的风洞专门用来研究飞机的气动性能。随着航天技术的发展,各种各样的飞行器开始出现。风洞实验室开始服务于航天领域,工程师们利用不同的风洞,测试航天器发射后各阶段的气动性能。     

风洞自由飞实验结果的精度、准度

风洞自由飞实验是一项特殊的地面风洞实验,用风洞自由飞实验研究了飞行 马赫数M0.6～6.0飞行海拔高度最高达45公里范围内多个飞行器的动态气动特性。因而首 先需回答风洞自由飞实验结果的精确度、可靠性。坚持用天（飞行）——地（地面风洞 自由飞实验）一致作为评定实验结果准度、可信度最重要最终的考核 标准 。〖JP〗     

磁流体动力加速风洞技术发展分析

针对高超声速飞行器地面模拟试验需求,传统试验方法难以实现真实气体温度、清洁空气、大尺度、长时间、高马赫数模拟能力,磁流体动力加速风洞提供了全新技术路线。文章归纳了国内外磁流体动力加速风洞研究发展现状,介绍了磁流体动力加速风洞原理。文章对基于热电离的磁流体动力加速风洞方案进行了论述,采用高频等离子发生器为设备提供加热源,从而避免电极烧损所引起的污染问题,控制气体总温不超过3500K,使气体离子化低于30%,通过两级加速,达到出口马赫数为15的模拟环境。文章进一步分析了磁流体动力加速风洞关键技术问题。超声速气流电离技术方面,核心问题在于超声速气流电离规律与机理以及电离种子注入、电子束电离等关键技术;磁流体动力加速通道设计方面,重点考虑气流密度及磁感应强度等因素的综合影响以及电极设计技术;高超声速模拟测试方面,关键技术包括电磁屏蔽技术、微波干涉仪技术、平面激光诱导荧光技术、高分辨率高性能的光谱测试技术等。最后,提出了磁流体动力加速风洞技术发展建议。     

复杂流场下气动载荷的多样性

非线性科学提供了一个依据：非线性系统中的确定性问题（如作用在飞行器上的气动载荷）,在某些参数区域内会产生分岔、混沌,变成不确定的。复杂流场下（大攻角、钝物体、跨声速流等）,某些飞行器在风洞静态测力试验、风洞自由飞实验、弹道靶自由飞实验、数值模拟或非定常气动数值计算后的气动参数辨识等各种方法中取得了多种形式的俯仰力矩-攻角曲线,本文中称为多样性。实际上应该属于非线性系统中的分岔、混沌不确定性。     

乘波飞行器低马赫数飞行状态下的气动性能研究

乘波飞行器在低马赫数飞行状态下的气动性能是近空间飞行器设计和研究人员关心的 问题之一。本文以M=3,设计飞行高度H=15 km为设计点,最大升阻比为优化目标,并通过 满足一定的有效载荷容积,气动热防护和气动操纵的要求进行了工程化设计后得到的锥导乘 波体为研究对象,借助数值模拟和风洞实验技术相结合的研究手段对乘波飞行器在跨声速和 超声速飞行阶段的气动性能进行了探讨。研究结果表明,乘波飞行器在该飞行阶段的气动性 能与前缘所处的气动状态密切相关。
     

基于风洞的导弹姿态控制性能评估方法

鉴于风洞中测评飞行器控制性能更加真实的特点,研究了一种基于风洞的导弹姿态控制性能评估方法。首先,明确评估对象,即基于风洞可评估的导弹姿态控制性能及其指标;其次,提出一种基于风洞的导弹姿态控制性能评估方法,包括试验方法、数据处理方法与性能评定方法,通过试验方法可以获取到性能评估所需的原始试验数据,通过数据处理方法可将试验原始数据转换为性能评定所需的性能指标参量,通过性能评定方法可以对导弹姿态控制性能的优异进行界定。最后,以某高超声速导弹为例,基于其数学仿真模型,对该评估方法进行仿真验证,初步论证该评估方法的可行性。     

中国宇航学会无人飞行器学会简介

中国宇航学会无人飞行器学会是学术群众团体，是联系广大科技工作者的纽带和桥梁，是中国宇航学会的组成部分。无人飞行器学会的活动范围是面向整个无人飞行器领域，重点突出大系统优化设计，突出发展战略研究，突出战场环境和战术运用分析，突出新概念、新技术、新途径的研究和推广应用。学会为从事无人飞行器领域的广大科技和管理工作者提供一个学术交流和科技活动的场所；为提高和发展我国无人飞行器技术提供一个研讨和咨询的窗口；为促进无人飞行器的研制、加强国防建设作出贡献。无人飞行器学会的前身是战术导弹系统工程专业委员会，成立于1986年。主要挂靠二院、三院和上海航天局。由于挂靠单位是研究院，专业范围也比较广，所以每次学术活动参加的都在百人以上。而且，战术导弹系统工程专业委员本身已不能适应无人飞行器领域的学术交流，为了丌展无人飞行器领域的学术活动，交流各国无人飞行器的发展动态，促进我国无人飞行器技术的发展，1990年6月经中国宇航学会批准成立了无人飞行器学会，2004年为了和科协的名称统一改为无人飞行器分会。无人飞行器学会成立十五年来，已逐渐形成为国内无人飞行器领域学术活动的主要场所。通过一年一次的理事会与学术研讨会和其下属各专业委员会活...     

飞行器多学科设计优化关键技术分析

多学科设计优化对飞行器设计技术的发展具有革命性意义,其包含了大量新技术和理论的应用,已成为一门新兴的学科。文章针对飞行器多学科设计优化与传统设计模式的区别,介绍了开展飞行器多学科设计优化需要发展的7项技术,系统地分析了这些技术的应用背景、发展状况和发展方向。     

高温风洞收集口喷水降温数值仿真研究

针对高温风洞中扩压器前段壁面防热问题，提出对高温气流外缘喷水降温的方法。通过在收集器入口与喷管出口间安装喷水环，利用液态水汽化吸热对高温气流进行降温，使扩压器壁面形成低温保护层。为了解该方法降温效果，本文利用DPM、组分输运等模型的耦合建立了超声速两相流CFD模型，对向超声速热气流喷水进行降温的过程进行了数值计算，计算结果表明，扩压器启动后有显著的降温保护效果。同时，为探索风洞排气背压和喷水量对风洞流场和壁面降温效果的影响，通过计算得出了变排气背压、变喷水量与降温效果之间的关系，为高温风洞收集口喷水降温装置的优化设计提供了参考。     

吸气式高超声速飞行器气动热试验研究

为获得吸气式高超声速飞行器气动热环境的数据,开展了气动热试验研究。在激波风洞中,来流马赫数Ma=6.12,来流单位雷诺数Re/L=1.37×107(1/m)试验条件下,对吸气式高超声速飞行器1/4缩比模型进行了表面气动热的测量。试验获得了小攻角变化范围内的飞行器头部前缘、头部上下交线、机身上下表面中心线、机身横截面周向、平尾垂尾前缘、发动机唇口等位置的热流率分布。研究结果表明,吸气式高超声速飞行器头部前缘、前体进气道壁面、发动机唇口、平尾垂尾前缘气动加热最为严重,另外乘波体外形的设计与布局影响热流的分布。     

归零压差式角度传感器位置误差低速风洞校测实验技术

介绍归零压差式角度传感器位置误差在低速风洞中的校测方法、项目、数据处理和主要结果。校测结果表明，角度传感器输出信号与飞行器角度变化呈现良好的线性关系，且数据稳定、可靠、重复性令人满意。     

航天高超声速颤振试验填补国内技术空白

近日，由中国航天科技集团公司十一院1所设计的高超声速颤振试验完成了首次吹风试验。这是我国首次开展的高超声速风洞颤振试验，填补了国内相关技术的空白，结束了国外对此类试验技术长达60多年的垄断。此次试验对于我国新型高超声速飞行器设计研究、特种试验技术发展具有重要意义。     

基于石墨烯强化传热的微小飞行器热控设计

文章针对微小飞行器电子设备高度集成化带来的热控风险，以某微小飞行器为研究对象，在分析其轨道参数和结构性能的基础上，提出采取不同厚度的石墨烯导热层等温强化传热的热控设计方案；通过热分析软件建立飞行器在轨状态的热模型，仿真计算飞行器在高温和低温工况下的外热流及不同厚度的石墨烯导热层方案下的瞬态温度分布，并对结果进行对比分析。结果表明，采取石墨烯导热层等温强化传热的热控方案可明显降低微小飞行器内部单机的温差，解决高低温工况下单机温度波动较大的问题。同时，通过实验方法验证了利用石墨烯导热层实现微小飞行器等温化的可行性。     

隐身飞行器对未来战争的影响及发展趋势

飞行器的隐身化已成为现代军事高技术发展的一种重要趋势。各种隐身飞行器的研制成功及在战争中的初步应用，已经对战场产生了巨大作用。分析了隐身飞行器对未来战争的深远影响，并对其未来发展趋势做了初步探讨。     

体-翼干扰区热环境特性分析及预测

高速飞行器的体—翼干扰区热流精确预测对于飞行器生存能力与战术性能的提高具有重要的 意义,是高性能飞行器设计水平的一个重要标志。由于体—翼干扰区流场的复杂性,目前尚 无满足工程设计要求的热环境预测方法,在分析体—翼流场特性的基础上应用文献［1 ］的压力—热流关系式,提出体—翼干扰区的热流预测方法,即压力由N-S数值解给出,热 流应用压力—热流关系式得到,炮风洞的实验结果验证了本文预测方法的可 靠性 。
     

进气道工作状态对吸气式高超声速飞行器气动力特性影响的实验研究

对一种吸气式高超声速飞行器/内流道一体化构形进行了马赫数7一级的风洞实验研究。结合测力、测压以及纹影照片等结果,分析了进气道处于关闭状态、通气起动状态及通气不起动状态时,飞行器的内外流特征和全机气动力特性。研究结果表明:(1)进气道的工作状态对飞行器的气动力特性有着显著影响。进气道处于通气起动状态时的升阻力系数最小,升阻比最大,进气道处于通气不起动状态时的升阻力系数随时间显著波动,但大小与进气道关闭状态接近。(2)升阻力系数骤增、进口附近及内流道收缩段时均静压突升、外压缩波系往复振荡等是高超声进气道不起动时的主要特征,可作为实验上判别内流道起动/不起动状态的依据。     

新型高超声速飞行器的气动设计技术探讨

气动技术是高超声速飞行器的重要支撑技术。目前高超声速飞行器迅速发展,飞行器向外形 复杂化、大气层滑翔飞行方向发展。高超声速飞行器飞行时间加长,飞行距离延长。新型高 超声速飞行器的迅速发展向空气动力学领域提出了众多高难度的问题,需要研究新的技术加 以解决。结合高超声速飞行器发展的方向和一些典型项目的气动需求,针对高超声速飞 行器可能的新型气动布局和相应的气动设计技术进行了探讨。
     

高速飞行器编队队形快速成形设计方法

针对高速飞行器编队队形设计问题,提出了一种基于伪谱法和自适应策略的快速成形实现方法。首先,建立高速飞行器三维运动模型,为解决初始构型与期望队形偏差过大难以满足控制约束的问题,提出了一种考虑最低能量和最小偏转角度的队形设计原则,可自适应调整编队成形空间位置;然后,将高速飞行器编队控制问题转化为轨迹设计优化问题,并利用伪谱法实现各飞行器满足过程约束飞行轨迹的求解与优化;最后,对不同初始状态、不同偏差分布情况下的高速飞行器编队成形过程进行了数值仿真分析,验证了快速成形设计方法的有效性和鲁棒性。     

基于快速响应PSP技术的跨声速脉动压力实验研究

利用快速响应压敏涂料(PSP)技术对弹箭类飞行器跨声速段的脉动压力特性开展风洞实验研究,获得了Ma=0.8～1.2范围内弹箭类飞行器全表面1.2s实验时间段内的脉动压力特性,较全面地研究了马赫数、攻角(舵偏角)对脉动压力分布特性的影响。实验结果表明,快速响应PSP技术的脉动压力测量结果与高精度脉动压力传感器结果较为吻合,均方根脉动压力系数的测量误差小于15%,精度要求满足工程设计使用,且快速响应PSP测量方式能够获得弹箭类飞行器全表面的脉动压力分布,有利于捕获压力峰值和辨识跨声速非定常流场结构,更好地指导脉动压力载荷设计,在弹箭类飞行器设计中有较高的工程应用价值。