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。
     

高超声速飞行器新型热防护机制研究进展

从气动热载荷的来源出发，介绍了基于流动控制、光辐射操控、原子重组、电子耗散等物理机制的新型热防护机制的原理和进展。分别从环境和材料两方面实现对流热、化学热和辐射热的主动调控，进一步分析了高超声速飞行器新型热防护机制发展的特点和不足，对该领域未来研究的重点方向提出了建议。     

临近空间高超声速飞行器关键技术及展望

随着各国对提高军队通信、反应和作战能力的需求与日俱增,发展临近空间高超声速 飞行器技术的重要性愈发明显。综述了临近空间高超声速飞行器国内外的发展现状与趋 势,系统全面地分析了发展临近空间高超声速飞行器的关键技术,包括总体设计技术、气动 力和气动热技术、高温长时间热防护技术、高精度GNC技术、有效载荷抛撒技术以及发动机 技术。在此基础上,最后提出了适合我国国情的临近空间高超声速飞行器技术的发展设想。
     

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。     

航天器可重复使用热防护技术研究进展与应用

新一代可重复使用飞行器对热防护系统提出了更高的要求,对于发展高超声速技术而言,可重复使用热防护系统设计至关重要,同时也面临着最困难的技术挑战。文章总结了可重复使用热防护系统可用的新型防热机制,综述了可重复使用航天器所采用的热防护系统的发展状态及典型飞行器应用现状,并阐述了新一代可重复使用热防护技术在设计与分析方法、验证与评价手段以及新型热防护材料等几个方面所面临的挑战。文章有助于更好的理解未来的高超声速飞行器发展中可重复使用热防护技术的发展方向。     

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。
     

非均匀气动加热下隔热层结构的优化设计

为获得非均匀气动加热条件下高超声速飞行器不同部位的合适的热防护系统厚度,发展了一种基于网格变形技术（ASD）的隔热层结构优化方法。以高超声速飞行器的复合材料隔热层结构为研究对象,采用有限元法在局部均布热流载荷、三角形均变热流载荷和二次函数热流载荷等作用条件下建立隔热层结构的热固耦合分析模型,提出了基于ASD技术与热固耦合分析相结合的结构轻量化设计方法。结果表明,基于网格变形技术能够快速有效地解决优化过程中的网格自动更新问题,并得到了光滑柔顺的厚度形状曲线,优化后更充分发挥了隔热层结构各层材料的承载能力。     

高超声速飞行器翼面前缘半主动金属热防护系统设计与分析

针对高超声速飞行器翼面前缘的热防护,文章设计了一种基于热管的半主动金属热防护系统。设计中使用工程估算方法预测了翼面前缘的气动热环境,并采用有限元法对高温合金翼面前缘结构进行了热固耦合分析和强度考核。分析结果表明:在马赫数为5~8的飞行状态下,热管可以有效地降低高超声速飞行器翼面前缘峰值温度达23%~31%,且呈现飞行马赫数越高则峰值温度降低幅度越大的趋势;同时热管还可以降低翼面前缘结构温差达90%以上,从而极大地减小由于温差而导致的热应变和内部应力。因此,将基于热管的半主动金属热防护系统应用于高超声速飞行器翼面前缘可以真正实现结构防热一体化,有助于获得较好的防热和减重效果。     

光子晶体热控结构防护性能研究

光子晶体在红外波段同时具有高反射率和高辐射率,可作为高超声速飞行器的防热材料。文章利用FLUENT软件和辐射模型中的离散坐标算法对有/无光子晶体防热层结构进行了气动加热数值模拟计算,得到了在不同热流密度条件下基体的温度分布;通过计算结果的对比发现,采用光子晶体防热层结构使基体温度下降约360～515 K,具有良好的热控性能。光子晶体是一种具有广阔应用前景的热防护材料,作为高超声速飞行器的防热层结构的可行性与有效性还有待深入研究。     

充气式返回舱气动热特性研究

文章针对航天器返回实时性和经济性的需求,以充气式返回舱为研究对象,研究该飞行器从空间站返回过程中的气动特性,重点分析气动热特性。文章通过引入分子运动论、Kemp-Riddell方法、Linear桥函数等计算方法,建立起该飞行器在自由分子流区、过渡流区和连续流区高超声速情况下的表面热平衡方程,得出了该飞行器返回过程中的驻点热流密度和驻点壁面温度。计算分析了该飞行器最大直径D1和半锥角α等几何尺寸对其气动热特性的影响,得到在一定范围内增大D1和α可以有效减小驻点热流密度和驻点壁面温度,并研究在峰值加热高度附近70km、80km处不同马赫数下的气动热特性。在此基础上,依据热防护系统材料和布局,将气动加热计算的表面热流分布作为外壁边界条件,分析了结构材料层的温度变化特性。     

1700℃高温、有氧及时变环境下隔热性能试验研究

针对高超声速飞行器面临极端高温热环境、飞行器外壳单侧面受热以及温度历程非线性时变的特点,自行设计并建立辐射式极端高温氧化环境下的单侧面试验加热装置,实现了1700℃高温有氧环境下对高超声速飞行器热防护材料的隔热性能试验测试。同时,对轻质陶瓷材料试验件和新型陶瓷、纳米材料复合结构在高达1700℃的高温氧化环境下的隔热性能进行试验测试,并对不同材料及其组合模式进行对比分析,优选高效能的隔热方案,发现陶瓷、纳米材料复合结构试验件比单层轻质陶瓷材料试验件的隔热效果提高了约50%。另外,生成了极端高温非线性时变热环境,并进行相应的隔热性能试验。通过建立极端高温、有氧、单侧面加热、非线性时变热环境试验系统及其实际应用研究,为高超声速飞行器的热防护设计提供重要的试验手段。     

航天器热传输技术研究进展

文章对航天器用热传输技术近期的发展进行了汇总,主要包括：导热材料、微小型热管、槽道热管、泵驱动两相流体回路、深冷环路热管、喷雾冷却系统以及基于MEMS技术的微型热传输技术。这些新技术是航天器高热流密度散热、大功率热传输、分散点热源散热及深低温热传输未来主要的解决途径,可供航天器热控研究及设计者参考。     

高超声速飞行器材料与结构气动热环境模拟方法及试验研究

文章介绍了自行研制的石英灯红外辐射式气动加热试验模拟系统以及使用该系统对高超声速飞行器材料与结构进行的高温热评价试验。本热试验系统可实现升温速率高至200 ℃/s的非线性热冲击过程的动态模拟;能够生成1.8 MW/m2热流密度的瞬态非线性热试验模拟环境;能将试验环境温度提高到1 500 ℃。在该热试验系统上完成了如下试验研究: 1）金属蜂窝板结构在高温950 ℃非线性热环境下的隔热性能评价试验和数值模拟;2）对SiC/SiC复合材料试件在1 300～1 500 ℃下的隔热性能评价试验;3）采用轴向非分段加热试验方式对圆柱型壳体结构（长2.1 m）内壁进行高温热环境试验。本试验系统在可控的非线性温升速率、高温高热流密度变化过程的动态模拟、热试验环境模拟的准确性以及非接触式全场高温变形测量等方面的研究成果达到了国际先进水平。     

考虑高空粘性干扰效应的乘波体气动性能工程预测方法研究

粘性干扰效应是飞行器在高空、高马赫数飞行状态下所面临的诸多重要物理效应之一,对飞行器在这一区段飞行时的气动性能有着极其重要的影响.本文基于粘性干扰理论,结合参考温度方法提出了一种能够考虑粘性干扰效应的高超声速乘波体气动性能的工程预测方法,克服了传统工程预测方法不能计及粘性干扰效应的不足.文中对该方法的合理性进行了理论分析,并在飞行高度30～70km,飞行马赫数15～20范围内,通过本文提出的方法与传统工程方法以及计算流体力学(CFD)方法计算结果的比较,验证了本文所提出的方法的有效性.     

高超声速飞行器外形热流密度分布计算的高精度方法研究

为提高高超声速条件下飞行器表面热环境的计算精度,发展了高精度算法WCNS-E-5,并开展了热流密度分布的数值计算研究.该算法采用的是五阶精度加权显式非线性格式,结合四阶精度的二阶偏导数差分近似、四阶精度的边界格式,同时还对网格偏导数及温度梯度也离散为四阶精度.通过求解三维Navier-Stokes方程,数值研究了高超声速飞行器外形如钝锥和双椭球体的物面热流密度分布.模拟结果表明,这种保证全流场高精度的WCNS-E-5得到的流场图像清晰、真实.与通常的二阶算法MUSCL对比,WCNS-E-5具有更高的流线分辨率,获得的热流密度更接近于实验测得分布.     

V型皱褶芯材夹层结构强迫对流传热与热应力分析

V型皱褶芯材夹层结构与强迫对流冷却相结合,可应用于高超声速飞行器或大功率电子器件承载和散热的多功能设计。文章采用数值仿真方法对强迫对流条件下V型皱褶芯材夹层结构的换热及其产生的热应力进行研究,获得了相应的速度场、温度场及结构热应力分布。结果表明:强迫对流条件下,V型皱褶芯材夹层结构的换热性能明显提高,同时导致较大的压力损失。流体速度场随着几何构型的改变而发生周期性的变化,在结构偏折处波峰一侧流速达到最大,对流换热得到增强;沿着冷却液流动方向,结构与冷却液的温度逐渐升高,并伴随着周期性的波动;皱褶芯材夹层结构的整体换热能力随着入口流速的增大而增强。热流输入侧的面板热应力和变形均较大,结构皱褶部位存在应力集中。     

采用分布式压电驱动器的翼面热颤振主动抑制

高超声速气动加热会严重影响飞行器结构的颤振特性,本文开展了采用分布式压电驱动器的热颤振主动抑制方法研究。以某飞行器小展弦比翼面为研究对象,进行了常温和热载荷边界条件下的结构振动和颤振分析。在此基础上,对频域非定常气动力进行有理函数拟合,建立包含压电驱动器的翼面耦合结构系统状态空间形式的运动方程;对典型热载荷边界条件下的被控对象设计颤振主动抑制控制律,分别设计出LQG及PID控制器;对比分析了系统开、闭环颤振特性。结果表明,通过主动控制律的实施,达到了热颤振主动抑制的目的,验证了这种颤振主动抑制方法的有效性