一类超声速长航程民用客机的气动设计和性能评估

缩短跨洲越洋长途旅行的飞行时间是人们一直追求的目标,超声速民用客机为这种日益增长的缩短飞行航时的需求提供了可能。本文阐述了一类超声速长航程民用客机的气动布局学设计和性能评估结果,其巡航马赫数为1.6,巡航高度为15km。采用航空工业空气动力研究院自主研发的ARI_OPT、ARI_OVERSET和ARI_Boom程序分别开展了气动优化设计、计算流体力学(CFD)性能计算和声爆特性评估,给出了其在巡航条件下的气动特性和声爆水平。本文的研究结果可为下一步发展超声速长航程民用客机提供技术支撑。     

英国试射海狼超声速面空导弹

<正>2014年12月12日,英国皇家海军在英国南海岸进行试射演习,从里士满号护卫舰上试射了两枚海狼导弹,导弹成功摧毁目标展示出其军事威力。海狼导弹是一种近距、快速响应、超声速面空导弹,旨在使军舰来面对反舰导弹来袭时具备自主防御能     

火箭发动机超声速过膨胀射流气动噪声特性研究

采用大涡模拟LES方法计算了火箭发动机超声速过膨胀射流形态及近场声压分布,研究了入口温度与环境温度的比值(温度比)对声场的影响;将声源分解,基于Ffowcs Williams-Hawkings (FW-H)方程获取了不同位置噪声源的远场噪声,并根据声压级频谱和湍流形态分析了超声速射流噪声的产生机理。研究表明,超声速过膨胀射流气动噪声由湍流混合噪声和宽频激波噪声组成,近场噪声源以马赫波形式向大方位角辐射中高频噪声,下游大尺度湍流向低方位角范围辐射低频噪声,声压级峰值频率随观测角度增大而升高;随温度比升高,马赫波辐射角度增大,噪声指向性发生改变。该研究可为运载火箭发动机地面试车或火箭发射段声学环境设计提供参考。     

超声速可调进气道内流双解现象及其节流特性

为研究超声速可调进气道喉道调节过程中的内流结构及节流特性，设计了工作马赫数范围为0～4的超声速可调进气道，在来流马赫数为2.9的风洞中借助高速纹影观测系统和动态压力测量系统开展了试验研究。结果表明当内收缩比（ICR）为1.79时，进气道通流流场存在设计和非设计流态的内流双解现象。其中，在设计流态下进气道内通道中的波系结构正常建立；而在非设计流态下进气道内收缩段中存在局部分离诱导的复杂波系结构，导致其整体压升高于设计流态，并存在宽频、低频的小幅振荡。此外设计和非设计流态下进气道的下游节流性能相当，其临界堵塞度分别为42.4%和41.7%，临界压比分别为15.8和16.0。在两类流态的下游节流过程中扰动均以结尾斜激波串的形式向上游传播，且临界状态下激波串头波刚好位于喉道附近，但两类流态的结尾激波串在空间分布特征和振荡特性上均存在明显区别。     

一种引射增强型二次喉道新方案的数值模拟

为提高大型超声速风洞的运行经济性，设计了一种通过引射低总压冷介质提高扩压性能的新型二次喉道扩压器，其结构特征是在扩压器收敛段前方增加侧壁凹槽，在凹槽前沿位置引入低总压常温空气作为冷介质，通过引射扩散作用在扩压器壁面形成气膜，调节二次喉道实际流通直径，较大程度上增强二次喉道的静压恢复能力，同时又降低二次喉道壁面热负荷，冷却壁面。数值验证结果表明，所设计新型二次喉道方案可通过调节引射气量自适应较宽范围的运行条件，有效隔离扩压器壁面直接接触高温燃气，同时提高了扩压能力，节省后段接力引射器的主动流流量近30%，对风洞运行经济性提升十分明显。     

超声速低声爆布局分层优化方法

声爆抑制是发展新一代超声速民机必须突破的关键技术。总体布局参数的合理设计可以使飞行器具有良好的声爆特性。为了提高全局进化算法在布局设计中的优化效率,提出一种基于数据挖掘的分层优化方法,利用数据挖掘中的决策树算法提取设计知识,获得设计变量分层信息,指导低声爆布局分层优化;针对某超声速低声爆飞行器,选取后掠角、上反角、展弦比、梢根比、长细比五个总体布局参数作为设计变量,开展分层优化数值实验,并与一体化优化形成对比验证。结果表明：分层优化方法能够搜索到与一体化优化高度吻合的最优解,分层优化的收敛速度显著高于一体化优化,且对随机寻优历程的表现更稳健。     

水下超声速过膨胀燃气射流的流场特性

为研究水下超声速过膨胀燃气射流的流场特性,在压力水筒中开展了大扩张比锥形喷管的固体火箭发动机水下点火实验,并基于雷诺时均Navier-Stokes（RANS）方法和流体体积（VOF）模型进行数值求解,分析了过膨胀燃气射流与水介质的相互作用过程。研究表明：超声速过膨胀燃气建立射流通道后,射流核心区长度随喷管落压比的减少而减少;射流核心区剧烈振荡,表现为高频的膨胀和收缩,振荡频率随喷管落压比的减小而增加,范围为100~200 Hz;射流边界不断振荡,并伴随波系结构变化,当过膨胀程度较大时,激波进入喷管使其发生流动分离现象,流动分离点周期性往复移动;分离区内压力脉动没有显著的特征频率,主要集中在100~600 Hz的宽频带,锥形喷管水下流动分离的简易判据为喷管出口压力不低于环境背压的0.44倍。     

不同壁温及差分格式下超燃冲压发动机的仿真

针对圆截面超燃冲压发动机相关实验进行数值仿真,采用了不同的壁面温度条件和差分格式,并探究其对仿真结果的影响规律。结果表明采用常用的绝热壁面边界条件会导致激波边界层交互位置处的回流区变大,进而导致流道收缩,壁面压力升高。采用高精度格式不仅不能更为精确地计算回流区的大小,反而会使回流区面积变得更大。通过改变壁面边界条件,采用300 K的等温壁面,可以使激波边界层交互位置处的回流区变得极小,使仿真结果与实验结果十分吻合。计算结果表明,针对当前构型与实验条件,盲目提高数值格式的精度并不一定会得到更好的结果,相反可能会使仿真与实验更加偏离,而适当修改壁面温度条件,即使数值格式精度较低,仍然可以得到很好的仿真结果。最后,针对与实验结果吻合的仿真结果,分析了圆截面超燃冲压发动机的流场特性,重点研究了凹腔剪切层及其质量交换特性。     

守恒型可压缩一维湍流方法及其在超声速标量混合层中的应用

一维湍流（ODT）方法是一种能在一维计算域上遵循湍流基本物理规律的湍流建模方法。通过结合确定性和随机性求解方法,能够在一维计算域上准确捕捉到湍流统计规律,且降维建模可显著减小计算量。ODT方法主要被广泛用于不可压湍流和湍流燃烧研究,若要将其拓展用于模拟高速可压缩湍流,需对建模方法进行深度改进。相比于不可压ODT方法,本文基于欧拉参考框架,针对可压缩湍流的特性,将因变量由原始变量改为有利于减小可压缩湍流模拟误差的守恒通量,并加入了组分求解模块。对确定性和随机性求解模块均进行了相应的深度改进,开发出具有标量混合模拟功能的守恒型可压缩ODT方法。在确定性模块中改为求解以守恒通量为变量的一维截断控制方程,在随机性模块中构造一维涡时,将三联映射的作用对象也相应地由原始变量改为守恒通量,并选用了可保证变密度情况下动量守恒的双核变换。通过模拟空间发展超声速平面湍流混合层并将自相似阶段结果与实验结果比对,验证该方法对可压缩剪切湍流场中标量混合的捕捉精度。守恒型可压缩ODT方法模拟得到的速度场和组分场的平均剖面和脉动强度分布与实验结果准确吻合,精度明显优于传统的耦合梯度扩散亚格子模型的大涡模拟方法（LES-GRAD.DIFF.）以及耦合线性涡（LEM）亚格子模型的大涡模拟方法（LES-LEM）,且该方法的降维处理使其在降低计算成本方面具有显著优势。     

煤油燃料超燃冲压发动机燃烧特性实验研究

为研究空气节流时序对超燃冲压发动机点火和火焰稳定的影响,本文通过实验方法研究了13个状态的煤油燃料超燃冲压发动机的燃烧特性,煤油燃烧通过先锋氢气和节流空气增强稳定性。通过两个固定位置的压力传感器来监测火焰稳定状态,采用纹影和OH-PLIF相结合的测量手段,获得了流场结构和火焰发展信息。发动机入口来流条件为Ma = 2.0,总温950 K,总压0.82 MPa。在空气节流的作用下,煤油被先锋火焰引燃;在先锋氢撤除后,煤油仍然可以稳定燃烧。在扩张段中,空气节流和燃烧共同作用产生的激波串移动速度约为52 m/s,但在凹槽内其速度仅为3.7 m/s。通过监测点压力变化情况可以区分所研究状态的火焰稳定与否,通过对13个研究状态的考察,获得了火焰稳定临界曲线。当所研究状态点在临界曲线右上方区域时,火焰状态稳定;当所研究状态点在临界曲线左下方区域时,火焰将被吹熄;当所研究状态点在临界曲线上时,火焰不稳定,在空气节流撤除之前将被吹熄。