飞发一体化算力体系及算力参数敏感性

飞行器/发动机一体化是制约吸气式高超声速飞行器的核心和关键技术,本文针对高超声速飞发一体化构型开展了算力体系划分及算力参数敏感性研究。通过将一体化飞行器不同部件划分至气动和推进系统,研究了算力体系划分对气动/推进性能指标的影响,结果表明对于飞发一体化构型,在不同算力体系下表征的飞行器气动/推进性能可能存在较大差异,横向比较飞行器气动/推进性能必须在明确算力体系条件下进行。采用正交试验设计+方差分析的方法分析了飞行器算力对空域、速域、飞行姿态、气动热效应、真实气体效应5个因素的敏感性,结果表明壁面温度是影响飞行器轴向力计算的敏感参数,马赫数和攻角几乎影响所有气动指标。在研究范围内,雷诺数和气体比热比是飞行器气动性能的不敏感参数。     

开启式高超声速进气道启动性能试验

设计了具有入口开启功能的高超声速进气道,并在Ma=6连续式自由射流风洞中进行了启动性能的试验研究.通过对进气道壁面静压变化和捕获流量的测量,验证了此种具有开启功能的变几何方案的可行性.试验结果表明,开启机构能够有效地提高进气道的启动性能.分析认为,进气道入口的逐渐打开过程辅助进气道建立起超声速流场.同时,开启机构避免了进气道自启动的迟滞效应,使进气道实现启动.      

三维超声速混合层内标量混合的大涡模拟

对三维对流马赫数0.62的超声速混合层流动的标量混合进行大涡模拟, 控制方程对流项采用五阶精度的WENO格式求解, 小尺度涡的作用采用一方程LDKM亚格子模型处理, 过滤后的组分方程中的亚格子组分对流通量采用梯度扩散模化.模拟得到了混合层流场大尺度拟序结构以及标量场的演化过程, 研究表明标量混合过程受混合层内涡系演化所控制, 标量场具有明显的三维特征.模拟得到的速度、组分及其脉动的统计时均结果和实验结果相符较好.      

吸气式高速飞行器一体化方案：回顾与展望

通过梳理吸气式高速飞行器一体化发展脉络，回顾和分析了技术验证、实用化和未来重复使用阶段飞行器一体化方案的主要研究内容和关键进展。在技术验证阶段，设计者针对轴对称构型和升力体构型提出多种一体化方案及对应设计方法，有力支撑了高速飞行技术验证，丰富了一体化设计理论。在实用化阶段，高速飞行技术工程应用对一体化提出严苛的约束，一体化主要解决流量捕获、设备装载和升阻比之间的矛盾，逐渐形成腹部进气布局一体化方案。针对未来重复使用飞行器，更多样的动力模式、更复杂的气动外形对一体化设计提出更高要求，高效、宽范围的动力系统、高度一体化的翼身融合构型、更优的进气布局方案是吸气式高速飞行器一体化设计的重要发展方向。