气动热环境试验及测量技术研究进展

地面风洞试验和飞行试验是研究高超声速飞行器气动加热的主要手段。针对临近空间复杂气动外形高超声速飞行器气动热环境研究的需要，分析探讨了国内气动热试验及测量技术的发展情况。分析了临近空间高超声速飞行器外形特征以及飞行剖面、边界层转捩和气动热环境特性等，进而分析了气动热环境风洞试验模拟理论，介绍了适用于气动热研究的风洞试验设备及其模拟能力，重点讨论了适用于不同类型风洞的热流测量技术发展近况、存在的问题和发展趋势；在以长时间、高热流、高壁温为主要特征的高超声速飞行试验中，无法应用风洞环境下的热流测量技术，因而介绍了目前飞行试验中采用的气动热测量技术，讨论了根据结构温度反辨识表面热流存在的问题，以及热流传感器表面的"冷点效应"、表面催化特性等因素对飞行试验气动热测量的影响，提出了后续工作中应重点研究和解决的临近空间飞行器气动热环境测量技术问题。     

吸气式高超声速机体/推进一体化飞行器数值和试验研究

发展吸气式高超声速技术是实现可持续高超声速飞行(尤其是在大气层以内)的重要途径.吸气式高超声速飞行器为了获得良好的气动-推进性能,必须采用机体/推进一体化设计.笔者发展了针对一体化飞行器的气动力和推进力的划分体系和计算方法,发展了内外流数值计算软件.研究了机体/推进一体化设计的平头形高超声速飞行器在进气道关闭条件下的气动性能,并进行了试验验证;数值研究了进气道打开和发动机工作条件下一体化飞行器的气动-推进性能;研究了机体和推进系统的不同部件对飞行器气动-推进性能的贡献.     

高超声速气动热辨识技术实验研究

为估计高超声速飞行中的气动热流,采用热流辨识技术研究了平板表面的气动热流.首先采用仿真数据对辨识方法进行验证,结果表明,在测量噪声较低时热流辨识结果误差较小.此后,开展了平板的高超声速气动热风洞实验,通过内埋热电偶测量平板内部温度,采用热流辨识法获得平板表面的气动热流,采用辅助测点对比验证了内埋测点辨识结果的可信度.最后将辨识结果与平板边界层热流理论估算结果进行对比,分析了两者产生误差的原因.本文的研究为热流辨识技术的实际应用奠定了基础.     

基于最大似然法的风洞自由飞试验气动力参数辨识技术研究

采用最大似然辨识算法对风洞自由飞试验数据进行气动力参数辨识,可以避免直接对测量数据进行二阶数值微分造成的气动参数的严重误差。详细介绍了风洞自由飞试验气动力参数辨识的原理及方法,分别通过仿真和实测数据算例对方法进行了具体说明和实现。算例辨识结果表明将气动参数辨识技术应用于风洞自由飞试验,是获取飞行器气动特性的有效途径之一。力导数可辨识性较低,受测量精度影响较大;力矩导数辨识结果与工程软件计算值接近,相对误差在30%以内,基本满足工程精度要求。同时,增加试验数据测量点数、提高数据测量精准度、安装过载测量设备、提升模型加工工艺水平,均有利于提高辨识结果的可信度。     

尖前缘驻点热流精细化测量研究

为提高升阻比特性，现代高超声速飞行器常采用尖前缘结构，这对热防护系统提出了很大挑战。尖前缘结构由于表面曲率较大，常规的点测量和面测量试验技术均难以对驻点热流进行准确测量。针对尖前缘驻点热流测量难题，制作了专用的整体式薄膜电阻温度计，建立了驻点热流参数辨识方法，并以不同前缘半径（R=1.0、2.0和5.0 mm）的斜劈模型为研究对象，在FD-20高超声速脉冲风洞中开展了试验验证，来流马赫数分别为4、5、6和8，试验结果表明:整体式传感器稳定性好、灵敏度高、耐冲刷性强，其参数辨识方法精度高，试验获得的前缘驻点热流与理论值误差小于15%。     

吸气式高超声速飞行器冷态测力试验支撑校正

吸气式高超声速飞行器整体外形与推进系统性能高度耦合，在风洞测力试验中，支撑机构不可避免会对其气动特性产生影响。针对该类飞行器冷态气动力试验中存在的支撑干扰问题，以基于乘波前体的机体/发动机一体化飞行器为研究对象开展试验和计算研究，对比了尾支撑、背支撑和背支撑+虚拟尾支撑3种风洞支撑机构对飞行器主要气动力参数的影响，并通过比较不同支撑方式的测量结果对气动力进行了校正。试验在来流马赫数4和6两个工况下进行。结果表明:相对于背支撑，尾支撑对飞行器气动力参数的影响较小，更适合作为吸气式高超声速飞行器冷态测力试验的支撑机构；结合背支撑和背支撑+虚拟尾支撑的方式，可以有效地对尾支撑测量结果进行校正，提供更为精准的气动力试验数据。     

可变形乘波体气动推进与控制一体化综合设计

乘波体是高超声速飞行器的主流构型,若将其设计成可变体,能有效拓展飞行包线,确保全局的稳定性能.针对可变形乘波体综合设计方法进行研究,首先基于给定的基准乘波体外形,依据高超声速空气动力学理论和瑞利流公式估算出气动力和推力值,建立飞行器模型,然后给出飞行器可变前体多级压缩的约束条件,探讨可变形乘波体气动、推进与翼面控制之间的协调变化关系,最后通过仿真得到可变形乘波体的设计参数,验证综合设计方法的可行性.     

吸气式飞行器高超声速风洞气动力试验技术研究进展

机体/推进一体化吸气式飞行器结构布局形式特殊，为精确获得其气动力特性风洞试验数据，必须发展可靠的风洞试验技术。针对一体化高超声速飞行器气动力风洞试验需求，在中国空气动力研究与发展中心的高超声速风洞上发展了吸气式飞行器通气模型测力试验技术、尾喷流模拟测力试验技术、铰链力矩测量试验技术、通气模型动导数测量试验技术和飞行器表面摩阻测量试验技术，为获得可靠的机体/推进一体化吸气式飞行器高超声速风洞气动力特性数据提供技术支撑。     

带减阻杆高超声速飞行器外形气动特性研究

采用高超声速风洞测力试验方法测量钝头飞行器头部减阻杆的高超声速气动特性,研究减阻杆的气动减阻原理,分析了多组不同构型减阻杆的减阻效果.结果表明,减阻杆显著减少了钝头飞行器高超声速的阻力,最大的减阻率达到60%之多;减阻效果与减阻杆构型和迎角状态密切相关;减阻杆会诱发稳定性、“热斑”以及非定常脉动等不利问题.     

高超声速飞行器相关的摩擦阻力直接测量技术

摩擦阻力是高超声速飞行器气动力的重要组成部分,也是制约高超声速飞行器发展的重要因素,因而对摩擦阻力的准确测量就显得尤为重要.简要介绍了近年国内外与高超声速相关的摩擦阻力直接测量技术的发展状况,同时对中国航天空气动力技术研究院自行研制的两套摩擦阻力测量装置作了介绍,并指出应变式摩阻天平技术是测量摩擦阻力的有效途径之一.文中给出了这两种结构形式摩阻天平的静校结果及其在高超声速风洞中的试验结果,并对结果进行了讨论.     

气动热参数辨识原理性实验初步研究

气动热参数辨识问题实质上是热传导逆问题,介绍了热传导逆问题原理性实验的初步情况.首先介绍了实验原理和实验装置,利用电加热器对碳钢试件加热得到了测温点上的温度变化历程,然后采用顺序函数法对表面热流进行了辨识,结果表明:考虑辐射效应后,热流辨识结果位于标称热流密度值的±15%误差带内.热流辨识结果与标称值基本吻合,既证明了热传导逆问题求解算法的可行性,也初步验证了实验装置的有效性.     

民用飞机地面模拟试验气动力模拟系统的原理性估算

气动力模拟系统是飞控铁鸟试验中的重要试验设备。简单阐述其基本原理,结合某型飞机地面模拟试验气动力模拟系统的设计经验,介绍了如何进行系统设计之初的原理性估算。     

Φ1.2 m高超声速风洞引射系统设计与性能试验

针对大型高超声速风洞总增压比高、抽吸范围宽、多级参数匹配等要求,开展了Φ1.2 m高超声速风洞多级引射器系统设计计算与抽吸试验研究。通过对无风洞主气流时第一、二、三级引射器的单级性能调试和多级组合性能调试,获得了三级多喷管中心引射器不同工作参数组合的抽吸性能,试验段静压最低达660 Pa。据此,总结得到了多级引射器高效运行的参数匹配原则。有风洞主气流时的引射系数试验结果与理论计算结果吻合较好,验证了多级多喷管引射器气动设计方法的可行性。设计结果可靠,可为高超声速风洞或其他地面气动试验设备的多级引射器系统设计与运行提供技术参考。     

空间正弦试验方法--一种新的模态试验方法

本文介绍一种新的模态试验方法———空间正弦试验法,对试验方法进行理论推导,给出模态参数识别的具体方法,讨论方法的成立条件和特点,对模态试验程序提出建议,指出一条模态试验的新途径。     

一种折叠弹翼悬挂物的分离轨迹试验技术

提出了一种新的折叠弹翼悬挂物机弹分离轨迹试验技术,重点解决了在机弹分离过程中折叠弹翼动态展开时悬挂物的气动力获取问题。研究表明,提出的试验技术通过将悬挂物气动力修正方法引入到悬挂物分离安全性研究当中,准确地得到悬挂物的分离特性,解决了折叠弹翼悬挂物分离轨迹风洞试验技术瓶颈,为折叠弹翼悬挂物的投放分离安全性提供一套工程实用的解决方案。     

大型高超声速风洞真空模式调试及流场性能校测

未来先进飞行器飞行高度不断增大,对风洞试验模拟能力的要求不断提高,需要高超声速风洞具备更低真空的运行能力,常规多级引射系统已不能完全满足要求.为提高风洞试验高度模拟范围,中国航天空气动力技术研究院(CAAA)在新建Φ1.2 m高超声速风洞基础上设计专用真空排气支路,实现了风洞压力真空模式运行.风洞系统调试及校测结果表明...     

内转式进气道与飞行器前体的一体化设计综述

飞行器前体/高超声速内转式进气道的一体化设计已经成为吸气式高超声速推进系统研究的一个热点。从气动设计角度分析了高超声速内转式进气道及其与飞行器前体的一体化设计方法。内转式进气道的设计方法主要包括直接流线追踪方法、基于均匀来流的吻切流设计方法和基于前体非均匀来流的内转式进气道设计方法。基于内转式进气道的一体化设计主要包括正对来流的独立进气方式以及利用前体预压缩进气方式两类，结合内转式进气道的设计方法对这两者进行了深入分析。根据分析，基于均匀来流条件的内转式进气道的设计方法得到了深入发展，但还有必要进一步发展非均匀来流条件下的设计方法以提升一体化设计的灵活性；此外，随着内转式进气道设计方法的深入发展，一体化设计也将得到进一步发展。     

亚、超音速细长翼身组合体大迎角气动特性的计算研究

本文提出了一种适于初步设计使用、具有良好精度的亚、超音速细长翼身组合体大迎角气动特性的综合性计算方法。对大迎角情况下的涡升力,采用吸力比拟原理计算;位流升力的计算,采用基本解的数值计算方法。关于机翼翼剖面头部圆度和涡破碎对涡升力的影响,进行经验性修正。翼身干扰的贡献,通过翼身干扰系数进行计算。并按文[4]原理,将亚音速计算方法推广到亚音速前缘的超音速情况。对几种机翼与翼身组合体的计算结果表明,本文方法具有方法简便、计算快速和符合设计精度要求的优点。     

高超声速风洞连续变动压舵面颤振试验

为了研究舵、翼面高超声速颤振特性，中国航天空气动力技术研究院建立了高超声速风洞连续变动压颤振试验技术。对具有相同结构动力学和气动特性的舵面模型进行颤振试验，试验马赫数为4.95和5.95。试验中缓慢连续增加试验动压直至颤振发生，并由此获得颤振临界参数；采用短时傅里叶变换时频域分析法研究了试验中模型频率随动压变化的耦合特性，分析表明该模型在试验条件下发生了经典弯扭耦合颤振。试验中还采用亚临界试验数据对颤振余度法和阻尼外推法2种颤振边界预测技术进行了研究，2种方法在高超声速颤振试验中都显示了良好的预测精度。研究还表明，动压增加的速率对颤振边界的预测精度影响较小。采用红外热成像技术对模型的气动加热进行了研究，温度场测量显示舵面最高温度出现在舵根部前缘位置，舵前缘和舵面斜面中后部温度也较高；舵轴裸露在流场中的部分由于反射板附面层的影响其气动加热问题并不严重。