高超声速作战平台概述

目前高超声速作战平台主要包括三种：高超声速飞机平台、高超声速巡航导弹平台、和空天飞行器入轨推进平台。本文介绍了高超声速作战平台的典型作战样式,结合“航空航天倡议”（NAI）对高超声速技术发展路线进行了分析。     

二元外压式超声速进气道起飞过程的进发匹配特性

超声速进气道在起飞过程中存在一段特性较差的区域,表现为在零速度附近时进气道出口的总压恢复系数较低,总压畸变指数较高,对发动机高效、稳定工作带来不利影响,是进发匹配研究关注的重点问题之一。本文对一种带有辅助进气门的二元外压式超声速进气道开展进发联合试验和进气道CFD数值仿真,研究起飞过程中进气道流场结构、总压恢复系数、总压畸变指数随发动机转速的变化情况,通过流动机理分析提出了拆除防护网来改善进发匹配效果的技术措施,通过全尺寸进气道与发动机联合试验验证了改进措施的效果。同时,针对试验条件与真实飞行环境存在差别的问题,进行了地面效应影响的数值计算,给出了影响量值,为台架进发联合试验结果推广到飞行条件提供了依据。     

超声速平板边界层中流向涡的生成条件

针对马赫数为4.5的超声速平板边界层,基于线性稳定性理论（LST）选取初始扰动组合,通过直接数值模拟（DNS）,计算了第一模态不稳定波扰动组合沿流向演化生成流向涡的过程。采用改进Omega-Liutex旋涡识别方法进行涡识别,结合流向不同位置截面的流线图,分析了流向涡的生成特性。根据流向涡在zy截面内的流线特征,提出了流向涡的生成条件,研究发现:流向涡可以直接通过一对展向对称的第一模态不稳定斜波扰动与基本流叠加得到,不是必须经过非线性作用。      

污染效应对超声速燃烧室贫油熄火极限影响实验研究(流场诊断特别专栏)

针对污染效应对超声速燃烧室熄火性能影响问题,采用甲烷燃烧和电阻加热的燃烧室直连式对比实验方法,开展了污染效应对燃烧室贫油熄火极限影响研究。基于超声速燃烧室实验模型,研究了煤油喷嘴结构对贫油熄火极限的影响;采用高速摄像仪和平面激光诱导荧光技术（PLIF）,研究了加热方式对贫油熄火极限的影响,获得了光学测量结果和壁面压力分布,给出了纯净来流和污染来流条件下的燃烧室贫油熄火极限。研究表明：采用甲烷燃烧加热的燃烧室贫油熄火极限对应的当量比高于电阻加热的,分别为0.135和0.105;不同加热方式来流条件下,超声速燃烧室在燃烧不同阶段的稳定模式均为凹槽火焰稳定模式,火焰基底会呈现一定程度的脉动,但稳定在凹槽剪切层内。     

燃料射流隔板对受限超声速反应混合层流场和燃烧特性影响

为了研究燃料射流隔板壁面扰动对于受限超声速反应混合层流场和燃烧特性的影响,基于抽象物理模型激波和膨胀波理论推演,得到了隔板诱发壁面扰动下的受限超声速反应混合层流场结构,并采用数值模拟方法进行了验证。数值结果表明,隔板诱发壁面扰动下的受限超声速反应混合层流场主要由冷态主导,且相对无隔板扰动多了回流区、激波、膨胀波、波与反应混合层相互作用等复杂现象。在此基础上,对于不同隔板厚度计算的结果表明,随着隔板厚度的增加,隔板下游的回流区增大,上下膨胀产生的压力不平衡加剧,反应混合层会产生偏斜,回流区厚度和偏斜距离与隔板厚度成正比。此外,第一道反射激波存在降低点火延迟的作用,且存在一个隔板厚度阈值,阈值以下随着厚度增加点火延迟随之降低。同时,后续的多道反射激波导致混合层发展的局部起伏和局部燃烧增强。     

轴向超声速通流串列构型弦长比对气动性能影响的数值研究

为避免高马赫数、大攻角来流引发的叶片颤振,将串列叶片技术引入到超声速通流风扇叶栅中,对其进行串列改型及气动性能研究。利用准二维数值模拟,对串列叶片前、后排叶片的弦长比参数进行了详细的对比研究。结果表明：影响气动性能的关键因素是后排叶片进口压力侧激波的落点,在本文研究条件下,随着弦长比的减小总压损失呈减小的趋势,当弦长比由0.99减小到0.43时,设计攻角下,15°折转角叶型总压损失可减小27%,30°折转角叶型总压损失可减小38%。进一步的研究表明,通过减小弦长比可有效控制后排叶片前缘斜激波在相邻叶片吸力侧的落点以实现损失降低,并且这种降低效应在小弯角叶型上比大弯角叶型更容易实现。     

终端为“半球＋平面叶片”时进气道的RCS

首先分析了进气道等效圆波导中发动机等效“半球＋ 平面扇形金属叶片”终端的不连续性，根据电磁场互易定理和物理光学法（ Ｐ Ｏ） 计算了这种终端的反射系数；然后利用“传输模式叠加法”计算了进气道的雷达散截面（ Ｒ Ｃ Ｓ） 。计算结果与实验结果比较吻合，优于文献给出的计算结果。这种方法采用模式迭加求和，避免了普通模式法需进行大型矩阵计算以及对计算机内存的过高要求。     

超声速升力面线化非定常气动载荷计算

本文采用等压面元法计算了超声速升力面线化非定常气动载荷。算例给出了矩形翼、后掠翼、箭形翼以及前后翼的计算结果，与其他理论结果以及实验数据符合良好。方法具有使用方便，外形适应性强，适合于小攻角、减缩频率不高的情形。     

球头双锥再入体表面脉动压力环境的分析与预测

本文根据超声速和高超声速流动特征分析了球头双锥再入体的表面脉动压力环境特性，并根据超声速和高超声速流动情况下球头双锥的表面压力分布给出一套预测球头双锥再入体表面脉动压力分布的工程估算公式，计算结果表明，预测的均方根脉动压力分布与实验结果基本一致。     

一种固冲组合发动机进气道通气减阻方案的特性研究

提出了一种适用于整体式固体火箭冲压发动机的进气道通气减阻方案，并以矩形截面通气口高度、长度为变量进行了数值模拟实验，得到了其对阻力系数的影响规律。还给出了最佳通气方案的阻力系数随马赫数的变化规律，并与原始模型、进气口加堵盖方案进行了比较。最后结合一种具有常规气动布局的飞行器外形设计了模型，并对其进行了数值模拟研究和吹风实验，验证了方案的有效性和数值计算方法的可靠程度。