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.     

风洞非均匀流场中的一体化高超声速飞行器缩比模型气动性能研究

准确预测气动推进性能是吸气式高超声速飞行器研究的重要挑战之一.针对CARDC吸气式高超声速实验室(AHL)自主设计的一体化高超声速飞行器风洞试验模型,通过数值模拟计算,研究了CARDCφ600mm脉冲燃烧风洞的流场,并与试验结果做了对比,确定了试验模型在风洞中的合理安装位置,分析了带舵面飞行器在进气道打开、发动机不工作情况下的气动性能,对比研究了试验模型部分处于风洞流场非均匀区时,风洞结果对模型气动性能产生的影响,对比了数值计算结果和风洞试验结果.结果为利用风洞试验结果准确分析飞行器气动性能提供了重要依据.     

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。     

高超声速一体化飞行器冷流状态气动特性研究

采用数值模拟和风洞实验方法.对高超声速一体化飞行器缩比模型在发动机关闭以及发动机通流状态下的气动特性进行研究.实验中采用彩色纹影系统对缩比模型飞行器的超声速流场进行显示,并通过六分量应力天平测得了全机的升力、阻力和俯仰力矩,数值模拟气动力系数以及流场特征与实验结果吻合较好,同时分析了飞行器保持静稳定状态下的质心选择范围.结果表明进气道开启之后飞行器升力阻力以及抬头力矩显著下降,但此飞行器配平迎角仍较大.该实验结果验证了数值方法的可靠性并为飞行器构型设计提供了参考数据.     

高超飞行器内流道激波振荡问题的数值研究及试验验证

采用数值模拟和风洞试验的方法,对吸气式高超声速飞行器盲腔状态的流动特性进行了研究.采用“双时间步”方法进行了内外流一体化的非定常数值模拟,利用彩色纹影系统对高超声速飞行器前体流场进行显示,并采用动态压力传感器测得了飞行器内流道的壁面压力随时间的变化.结果表明:盲腔构型在高超声速飞行中会出现周期性的激波振荡现象.数值模拟所得流场变化特征、内流道壁面压力振荡周期和壁面压力变化趋势与试验结果吻合良好.     

比热比和压比对高超飞行器尾喷流影响的实验研究

采用比热比为1.25的四氟化碳和空气的混合气体，模拟了超燃冲压发动机出口高温燃气的比热比。采用模型内喷管模拟发动机内喷流，风洞流场模拟飞行器外流。在0.5m常规高超声速风洞中，建立了模拟吸气式高超飞行器热态尾喷流干扰研究的实验手段，开展了喷流比热比对吸气式高超声速飞行器后体区域气动性能影响的实验研究。比较了相同外流和喷流落压比条件下，纯空气和混合气体喷流在喷流干扰区域的压力分布及流场结构。结果显示，混合气体喷流和空气喷流在喷流干扰区域的流场及表面压力分布差别明显。实验证实了喷流比热比是一个不可忽视的重要因素，在研究吸气式高超声速飞行器喷流干扰问题时应准确模拟。     

乘波概念应用于吸气式高超声速飞行器机体/进气道一体化设计方法研究综述

乘波体构型应用于吸气式高超声速飞行器设计主要有两大优势:一是可以高效地捕获预压缩后的气流；二是通过优化，可以实现飞行器的高升阻比性能设计。基于这两个优势，乘波概念应用于高超声速飞行器机体/进气道气动一体化设计可分为两大类:乘波前体/进气道一体化设计和乘波机体/进气道一体化设计，前者主要利用乘波体高效捕获预压缩气流的特性，而后者则同时利用乘波设计的两个优势。本文总结了国内外学者将乘波概念应用于机体/进气道一体化设计的两大类方法，对其进行了较为细致的分类，归纳总结出"通过设计基准流场进行流向设计、应用吻切理论或几何拼接方法进行展向设计"的总体设计思路，分析了今后的研究发展趋势。     

乘波体构型飞行器的高超声速测压实验研究

乘波体构型是高超声速飞行器的重要气动布局之一.对某多目标优化设计的乘波体构型飞行器进行了高超声速测压实验,对其气动性能进行风洞实验验证.实验马赫数M=6和M=7,迎角α=-4°、-2°、0°、2°、4°、6°、8°.结果表明:该乘波体构型各部件气动性能良好.进气道唇口准确捕捉到压缩激波,激波位置与设计吻合.乘波体上表面流向压力变化不大,有利于减小乘波体飞行阻力.下表面经过进气口内压段时压力有明显的增大,后体膨胀效果显著.在设计状态下,该乘波体飞行器整体气动性能良好.     

高超声速巡航飞行器机身多目标优化设计

类乘波体构型是高超声速巡航飞行器的重要气动布局之一.对这类构型的机体进行多目标优化设计能极大地提高飞行器的总体性能.本文采用多目标混合遗传算法,通过两种优化策略,实现了类乘波体高超声速巡航飞行器机身的总体性能多目标优化设计,考虑的性能指标包括机身气动升阻特性、推阻特性、配平特性、雷达隐身特性、机身容积以及驻点温度等等.优化设计得到了Pareto最优前沿面,获得了比基本构型飞行器总体性能更优的构型方案.通过对优化结果的分析,指出机体/推进一体化设计的不足和进行总体性能多目标优化设计的必要性,给出一个最优布局构型,并进行了气动力风洞实验,验证了最优布局的气动特性.     

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。     

曲锥前体/内转进气道一体化设计与试验研究

介绍了曲锥前体/内转进气道一体化的设计方法，针对进气道侧壁外扩角这一设计因素，设计了具有不同捕获形状的两套一体化构型，并完成了两套模型在马赫数Ma=6.0、0°迎角状态下的风洞试验及数值模拟对比。结果表明，基于该一体化设计方法，曲锥前缘产生的初始入射激波在设计状态下能够完全封闭进气道唇罩，进而起到抑制唇罩溢流和提高一体化构型流量捕获能力的效果。在设计条件下，进气道侧壁外扩角的增加有助于减少侧壁产生的溢流，从而提高一体化构型的流量捕获能力。同时，外扩角的增大将导致下游反压前传速度加快，从而恶化进气道的内部流场并降低一体化构型的反压特性。因此，设计此类一体化构型时，需要考虑外扩角对捕获流量和进气道出口性能的综合影响，选择合适的进气道侧壁外扩角度以达到设计需求。     

高超声速飞行器脉冲风洞测力系统研究

吸气式高超声速飞行器具有各系统高度耦合的特点，现阶段的主要研究手段是在脉冲燃烧风洞中开展一体化飞行器带动力试验。针对脉冲燃烧风洞的特点，发展了一体化飞行器风洞试验快速测力方法。对试验模型和天平组成的测力系统进行了建模，获得了测力系统结构设计准则；采用数值仿真和锤击法获得了测力系统的模态，对试验过程中模型振动信号进行分析研究。结果表明:测力系统的振动频率满足测力要求，且其振动形式与锤击法测定模态一致。在脉冲燃烧风洞中开展的飞行器带动力试验结果表明:测力系统满足脉冲燃烧风洞测力要求，能够获得大尺度高超声速一体化飞行器气动力载荷，且满足精度要求，证明了在脉冲燃烧风洞中开展大尺度高超声速一体化飞行器技术研究的可行性。     

动态数据驱动的森林火灾仿真框架及其实现

提出了动态数据驱动的森林火灾仿真方法,在仿真中将实际系统的实测数据反馈到模型中,以提高模型的准确性。仿真运行了模型的多个样本,模型的输入是大量动态的输入而不是传统固定的输入,每一步仿真结束后采用统计的方法筛选出较优样本集作为下一步仿真各样本的初始条件。该方法包含以下关键部分：如何基于不准确模型获得较为可信的仿真结果、模型计算结果准确性度量方法、应用系统的模型和大量仿真样本运行带来的计算复杂度和计算量大的问题等。为解决上述问题,基于离散系统仿真规范提出并实现了一个动态数据驱动的森林火灾仿真框架。实验表明,上述方法将基于传感器测量到的真实火灾数据动态反馈至仿真系统中,获得了更可信的仿真结果。     

空天飞机喷管的气动设计

本文首先阐述了喷管气动设计在整个空天飞机气动设计中的重要地位,介绍了两种用于空天飞机的二维不对称喷管的无粘流气动设计方法。一种是基于 Rao 的最大推力喷管设计方法;另一种是基于最小长度喷管的设计方法。重点介绍了 NASA Langley 研究中心固定几何形状的超燃冲压发动机喷管的气动设计。分析了发动机位置、上壁倾角、外罩内侧倾角和外罩长度对飞行器性能的影响。最后,介绍了空天飞机喷管流动的风洞实验和计算流体力学的进展,并提出了尚待进一步研究的问题。     

一组不同内收缩比二维进气道唇口开启过程实验研究

设计了小型直联式实验台,模拟来流马赫数5.3,对一组具有不同内收缩比的二维进气道唇口开启过程及其特性开展了实验研究.进气道唇口的角度位置和隔离段高度均可调节,由此实现进气道不同内收缩比要求.通过分析进气道底板壁面压力分布,总结了进气道开启过程特性及其影响因素.     

高超声速飞行器的碳氢燃料双模态超燃冲压方案研究

以超燃冲压作动力的高超声速巡航飞行器与火箭动力相比，在M＝6时，比冲增加二倍以上；与亚燃冲压相比，发动机内静温、静压低，从而减轻了结构强度负荷，简化了结构设计。这种巡航飞行器匕行速度快，突防与生存能力强，具有更大的作战能力。根据我国国情，本文提出了一种以碳氢燃料双模态超燃冲压作动力的高超声速巡航飞行器的方案，并针对航程1500km，重1500kg，直径0.6m，长45m的飞行器参数，估算了轨道、飞行时间、燃料消耗,确定了超燃冲压前体进气道及燃烧室的形状、尺寸，并作了超燃冲压性能计算。     

车辆性能与尾气监测集成系统的研制

探讨了一种车辆性能与尾气监测系统(VPEMS)的设计.该系统装有发动机管理系统(EMS),具有多种传感器系统车辆的接口能力.文中阐述了适用于验证柴油机和汽油机数据的程序方法.VPEMS原型系统的试验包括对两台装有各种仪器车辆的试验台测试及野外测试.试验结果表明,每个子系统均达到了预定指标,其中一氧化碳、二氧化碳和一氧化氮量与实际监测值的偏差分别小于11.5%, 8.1%和17.7%.基于试验结果,文中给出了一个创建车辆性能、尾气与时间和空间相关的参考数据库实例.     

空天飞机的气动设计

本文首先简要地评述了国外空天飞机概念研究的进展情况,着重讨论了单级入轨和两级入轨问题。然后,介绍了美国国家空天飞机计划研究过的四种外形,分析了相应的任务使命(例如加速、巡航和机动巡航)和各自的优缺点。最后讨论了空天飞机的机体和发动机的一体化设计问题,包括前体和进气道的一体化设计,后体与喷管的一体化设计和一体化设计的重要性及它对整个飞行器性能(例如推阻比和配平)的影响。