高超声速飞行器气动加热三维数值分析方法研究

高超声速飞行器处于高空高速飞行环境,表面气动加热现象十分严重.有效预测并降低飞行器的表面温度,对防热材料和结构提出要求是高超声速飞行器设计的一个关键问题.采用三维N-S方程、Mac-Cormack中心差分格式对类乘波体构型的高超声速飞行器全机气动加热进行了数值研究.分析了不同马赫数来流对气动加热的影响.研究结果表明,采...     

航天器返回地球的气动特性综述

航天器返回地球的飞行过程中,气动特性是实现将宇宙飞行速度减到落地前速度、保证再入飞行得到有效控制以及再入防热安全可靠的关键因素。针对简单旋成体气动外形、半弹道式再入控制、烧蚀防热类返回航天器,综述了返回地球过程中变化的空气流域特性、航天器周围的气体绕流环境、空气与航天器作用产生的动力学与热效应等。系统地给出了该类航天器的再入气动特性参数与飞行性能的共性规律,包括:气动阻力与再入减速、气动升力与再入轨迹控制、配平攻角与飞行稳定性、气动加热与防热,以及再入过程中不同气动特性航天器、气象条件变化等对再入飞行性能的影响规律。为航天器开展返回飞行过程的跨流域气动性能工程研制提供设计参考。     

吸气式高超声速飞行器多学科动力学建模

高超声速飞行器一体化设计中存在气动/热/推进/结构弹性相互耦合的问题,首先根据飞行器的机体/发动机一体化设计思想构造了二维高超声速飞行器模型,并基于激波/膨胀波原理和动量定理建立了气动力模型,采用Chavez和Schmidt建立的超燃冲压发动机推进系统模型;在飞行器结构方面,引入变截面和变质量分布的自由梁结构模型,并采用Eckert参考焓方法分析的气动加热过程中承力梁不同轴向位置温度随时间变化特征,在此基础上运用模态法计算了燃料消耗和气动加热条件下结构的固有频率和振型特征,获得结构弹性变形的模型;最后建立了考虑热气动弹性和推进系统作用的飞行动力学方程。研究结果表明:质量变化对结构弹性特性影响比较显著,而气动加热的影响主要表现在振动频率方面,且会随着加热过程的持续而逐渐增强;结构变形会改变飞行器静配平状态,特别是在机体质量较大的最初飞行阶段,气动加热会强化结构变形对配平特征的影响;线性化系统的动力学特征分析表明,质量减小和结构变形均会增加短周期模态和振荡模态的不稳定特性,而对高度特性的影响不大,气动加热效应会进一步增加飞行力学和气动弹性的耦合特征,并导致弹性模态的稳定性降低。     

平板空气舵干扰区烧蚀凹陷对热环境影响

针对高速飞行条件下空气舵干扰区烧蚀产生的局部凹陷对气动加热的影响问题,建立了平板-空气舵流动模型,针对典型高速飞行状态,采用高温热化学非平衡数值模拟,研究了空气舵缝隙区的流动结构和气动加热规律,并对舵缝干扰区的烧蚀外形进行了模化,分析了干扰区烧蚀凹陷对流动结构和气动加热的影响,结果表明:烧蚀凹陷改变了干扰区压力分布规律,降低了沿展向压力梯度,从而抑制了边界层的横向流动和厚度减薄效应,使得干扰区热流降低,且热流降低量值与烧蚀凹陷深度呈正相关,凹陷深度为5 mm时干扰区热流降低量达到28.9%。      

石墨材料在再入鼻锥上的应用

弹道式导弹的弹头以极快的速度再入大气层时,处于严峻的气动加热和粒子云浸蚀环境之中,为确保弹头在大气层中飞行稳定性和准确地命中目标,就要解决弹头的防热和浸蚀问题。 1964年前后,美帝开始发展第三代导弹。     

气动热环境下多翼导弹温度场数值模拟

导弹在飞行过程中与大气摩擦产生的热量,会降低材料的强度极限和飞行器结构的承载能力,使结构产生热变形,破坏部件的气动外形并影响飞行器的安全飞行,带来安全隐患。通过气动加热工程算法确定表面热流密度,利用有限元分析软件MSC Nastran和MSC Patran,对四翼导弹进行有限元计算,给出温度场分布情况,为导弹的设计和制造提供依据。     

高超声速飞行的若干气动问题

转捩、层流流动分离和气动误差带是高超声速飞行需要关注的几个气动问题。转捩与层流流动分离会对飞行器的气动特性产生显著的扰动,且这种扰动存在一定的不确定性;而如何合理地确定飞行器的气动误差带也是高超声速飞行的一个关键。本文主要从工程设计的角度对这些气动问题及其影响进行了论述,提出为满足高超声速飞行的需求,仍应针对所关注的问题发展相关的理论分析与数值模拟技术,进一步提升地面风洞试验的技术水平,并强调了开展相关气动飞行试验的重要性。     

高超声速飞行器热颤振研究现状与展望

高超声速飞行器在飞行过程中承受严酷的气动载荷以及气动加热,因此其结构在设计中要充分考虑气动力及气动热效应引起的结构动稳定性和动响应等问题,热颤振是其中较为关键的一环。本文梳理了热颤振研究的发展历程,总结了用于热颤振研究的多种现有方法,包括热模态试验、热颤振仿真分析以及风洞试验等。在此基础上,进一步分析了可用于热颤振研究...     

战斗机大迎角气动特性研究技术的发展与应用

飞机布局的大迎角气动特性是决定飞行包线左边界的主要因素之一。飞行包线左边界区域的扩展增强了飞机的大迎角机动性和敏捷性，但是同时也极大地挑战着飞机的安全。几十年来，随着大迎角飞行研究技术的发展，战斗机飞行不断突破失速迎角附近及以上区域，将飞行左边界左移，扩大了飞行包线，减少了飞行限制，挖掘了战斗机的作战潜能。本文对战斗机大迎角飞行相关的气动特性研究技术，包括流动机理研究、数值计算方法研究、风洞气动试验、气动建模与数据库构建、气动与控制综合验证等关键技术的发展与应用进行了阐述。基于这些技术的发展，结合工程实践经验，提出了战斗机大迎角气动特性研究的整体思路和方法，包括大迎角气动力预先设计、气动力获取、气动力表达、气动力综合分析和气动-运动-控制一体化验证五个部分，以供相关装备研制参考。     

飞行过程中座舱盖透明件温度计算分析

介绍了飞机座舱盖透明件飞行过程中温度效应的理论计算方法。通过温度载荷计算结果,分析了气动加热对座舱盖透明件产生热应力的影响,为飞机座舱盖透明件疲劳定寿中考虑其影响提供了思路和方法。     

基于任务的舰载机驾驶舱人为因素适航评估方法研究

军用飞机飞行安全的主要影响因素由技术因素向人为因素转变,特别针对舰载机的起降模式、飞行条件和视觉环境等特殊情景下,减少舰载机驾驶舱人为因素导致的飞行事故,对确保完成规定的飞行和作战任务,提高舰载机飞行安全水平具有重要意义。结合舰载机特点,通过对人为因素适航标准包括美军标、国标、国 军标、SAE等标准的分析,提出舰载机驾驶舱人为因素适航设计准则;根据飞机研制阶段的特点,提出基于任务的舰载机驾驶舱人为因素评估方法。该方法可为舰载机驾驶舱人为因素适航评估提供思路和方法。     

民用飞机机体外部对流换热系数计算方法研究

飞行条件下,飞机外部对流换热系数的计算需考虑气体压缩性和热交换的影响。目前工程上通常采用的参考温度法忽略了飞机结构的影响,将飞机各部位的外部对流换热系数视为一个数值,势必会严重影响计算结果的准确性。通过对民用飞机外部对流换热系数计算原理的研究,提出一种可用于求解飞行条件下飞机机体各区域外部对流换热系数的仿真计算方法——极限温差法。以STAR-CCM+软件为计算平台,基于某民用飞机,从仿真计算角度对其可行性进行分析,采用理论的参考温度法和传热公式法对极限温差法计算结果的准确性进行验证。结果表明,传热公式法和极限温差法得到的模拟值基本相同,且不同模拟值与参考温度法的理论值之间的差值均约为理论值的8%,极限温差法计算结果与理论值基本吻合。     

某型飞机天线罩防冰装置的性能验证

通过对某型飞机天线罩电热防冰装置的性能验证研究,找到了一种适用于飞机各类防冰装置预设计和对已有防冰装置验证的方法。该方法验证的天线罩防冰装置已经经历了飞行的考验。     

某型民用飞机试飞现状及思考

国内某型民用飞机是我国第一架完全具有自主知识产权的运输类飞机,并且首次按照CCAR25部进行适航审定的试飞。对该型民用飞机的试飞状况、试飞中存在问题及改进措施进行了详细介绍,并对今后试飞工作提出了建议及思考,以对后续其他民用飞机试飞工作提供参考。     

低能量状态对飞行安全的危害及改出方法

对民机在进近着陆阶段可能诱发飞行事故的低能量状态和驾驶员的改出操纵方法进行了研究。根据近年的民机事故分析报告,结合运输类飞机适航标准CCAR-25-R4、飞行试验指南AC25-7C、军用规范及相关行业标准,较系统地提出了涉及着陆拉平、侧风着陆和可控撞地的低能量状态的定量判定准则。以某型支线客机为例,采用数字仿真计算的方法,分别研究了在进近着陆过程中低动能和低势能状态可能导致的飞行安全问题及其特点。针对低动能改出提出了增加速度并抑制爬升的方法,针对低势能改出提出了增大俯仰姿态并保持速度的方法,最后通过仿真计算验证了两种改出方法的有效性。研究结果可为低能量告警系统的设计和驾驶员的改出操纵培训等提供理论参考。     

民用运输类飞机功能和可靠性试飞浅析

飞行试验是民用飞机取得型号合格证的必经之路,功能和可靠性试飞是一项重要的局方试飞项目,是为确保航空器及其零部件和设备可靠且功能正常所必须进行的飞行试验。从适航条款、飞机构型、试飞方法、试飞大纲等方面入手,对功能和可靠性试飞进行浅析。     

民用飞机燃油系统负加速度试飞技术研究

一个新型的民用飞机要投入航线使用,必须经过适航合格取证试飞,获得型号合格证、生产许可证和适航证,具备三证才允许走向市场。民用飞机适航取证试飞项目有许多,其中负加速度试飞是民用飞机燃油系统适航取证试验的重要验证项目。民用飞机负加速度试飞在国内尚属首次,具有对机组操纵技术要求高、风险难度大的特点。结合某型民机燃油系统合格审定试飞,研究了民用飞机负加速度的试飞技术,提出了用抛物线试飞方法来完成负加速度试飞任务。主要介绍了负加速度试飞中可能出现问题、试飞前应准备的工作、试飞方法等,并对试验结果进行了分析。     

民机试飞构型管理概述

以民用飞机试飞工作为背景，从民机试飞构型管理的特征和过程出发，论述了试飞构型管理的范围和性质，说明了试飞构型管理本质上属于研制构型管理，由制造商内部控制。并从适航的角度研究了民机试飞构型到位工作的特点及其与试飞计划的关系、给出了试飞构型评估报告编制方法。最后，介绍了试飞构型控制工作的流程，并根据试飞构型管理实践经验，提出了试飞构型控制工作中需关注的重点。对后续民机试飞构型工作具有一定的参考意义。