采用新型基准流场的高超声速内收缩进气道性能分析

通过改变中心体形状,设计了新型轴对称基准流场,可显著降低反射激波强度,明显提高压缩效率。基于该基准流场和传统基准流场,分别设计了两个圆形出口内收缩进气道,并对二者的流场及总体性能进行了数值研究。结果表明,新的进气道设计点和接力点肩点附近激波附面层相互作用减弱,流场结构优于传统进气道,压缩效率明显提高,同时进气道起动性能得到改善。     

吸气式高超声速技术研究进展

总结了中国空气动力研究与发展中心(CARDC)在吸气式高超声速技术在试验设备、超燃冲压发动机、数值模拟以及机体/推进一体化飞行器等方面的研究进展。介绍了三种类型的高焓设备:脉冲式燃烧加热风洞、连续式燃烧加热风洞和电弧风洞。通过多种尺度的超燃冲压发动机的直连式和自由射流式试验,获得了发动机的基本性能及其随油气比、喷孔位置等的变化规律。对比连续式和脉冲式风洞试验结果,得知工作时间大于100 ms的脉冲式燃烧设备是开展发动机基本性能研究的经济、高效试验手段。成功研制了三维大规模并行数值模拟软件平台AHL3D并广泛应用于发动机研究。在0.6 m风洞中,完成了1.5 m带动力飞行器试验,获得了发动机工作和不工作状态下的飞行器推阻及升力特性。     

临近空间高超声速飞行器鲁棒自适应控制方法

提出了一种新的将自适应滑模变结构控制与动态逆控制组合的鲁棒自适应的控制方法,用于临近空间高超声速飞行器的再入阶段飞行控制系统设计。用内外环动态逆控制将非线性飞行器对象近似解耦成不确定的3通道一阶线性系统,将所有不确定性转化为匹配的逆误差;由自适应滑模变结构控制给出动态逆的输入信号,消除逆误差的影响,保证对制导指令的鲁棒跟踪。某高超声速飞行器临近空间再入的六自由度仿真结果表明:控制器有较好的鲁棒性和跟踪性能。     

高超声速栅格翼气动特性研究

阐述了用于马赫数大于5.0的高超声速飞行控制的栅格翼气动特性问题。采用工程 计算方法预示了栅格翼气动力、热特性,验证了栅格翼几何参数特性合理选取的初步要求, 这为后续深入研究进行了有益的探索。
     

高超声速飞行器在中间大气层内的飞行速度研究

基于FLUENT软件, 采用Sp-A湍流模型并运用AUSM计算格式,通过对球头模型在高超声速来流下的外流场模拟,得到了该模型在30km,45km,53km,60km和75km高度处,满足氧化铝陶瓷最大使用温度的极限飞行马赫数。结果表明：在53km以下时,极限马赫数随高度增加而减小,之后再增大,变化趋势符合气温变化规律,静温对驻点处的最高温影响巨大。     

内并联式TBCC进气道模态转换过程流动特性分析

针对组合动力(TBCC)进气道模态转换过程中出现的非定常气动现象,采用稳态/非稳态数值模拟方法对相关流动特性及其影响因素与流动机理开展了研究。结果表明：由涡轮发动机工作状态向冲压发动机工作模态转换过程中,进气道内出现结尾激波沿流向前后振荡现象,振荡频率约为130Hz;当冲压流道反压引起的激波未前传至模态转换分流板前时,冲压发动机工作状态对结尾激波振荡不产生影响。在相同的发动机工作状态下,随着模态转换速度的增加,结尾激波振荡频率逐渐增大。文中研究的进气道内结尾激波振荡现象可通过亚声速管道内波的传播理论进行解释和分析。     

高超声速飞行器舱内压力预测

针对高超声速飞行器独特的飞行状态及环境特点,对其舱体内部压力变化进行了预测研究。综述飞行器的被动式及主动式舱内压力控制系统特点,提出采用准一维等熵流公式结合计算流体动力学(CFD)进行舱内压力预测的方法,研究被动式充排气系统对舱内压力变化的影响,为高超声速飞行器充排气系统的设计提供了重要的参考和依据。     

插板式畸变发生器后非均匀流场结构数值模拟

随着计算机技术和计算方法的迅速发展,三维非定常方法已经被直接用来求解非均匀进口条件下的压气机流场.但是考虑到网格数量和计算周期等因素,计算往往以压气机前作为进口,对进口畸变形式进行简化.然而这种简化与实际压气机进口非均匀特性存在一定出入,降低了数值模拟的准确性.为了尽可能真实地反映进口畸变形式,同时又不增加计算域的网格数,针对插板式畸变发生器制造的非均匀流场结构开展数值研究,分析了插板后不同位置的流场结构和畸变度,并研究了压气机前总压分布随插板深度和来流总压的变化规律,进而给出了压气机前总压分布形式的规律性描述.     

基于模糊策略的高速飞行器滑模控制律设计

以通用高超声速飞行器GHV为研究对象,针对其俯仰通道设计了具有良好鲁棒性的飞行控制系统.为了便于应用滑模控制理论,对该模型进行了输入输出反馈线性化,将其转换成仿射型.鉴于鲁棒性与抖振的矛盾,基于指数趋近律完成了滑模控制律结构设计,进而采用了模糊控制理论改进指数趋近律.基于遗传算法完成了所有控制参数的设计,确定了模糊逻辑...     

冷却剂/氧化剂组合式SteamJet发动机特性

为了系统深入地研究冷却剂/氧化剂组合式射流预冷却涡轮发动机(SteamJet)的发动机特性,建立了射流预冷却的热交换系统计算、物性修正计算、发动机部件特性修正计算和含氧化剂的燃烧室计算的数学模型,在此基础上,建立了基于双轴混排加力式涡扇发动机的SteamJet发动机性能计算模型,并编制了相应的计算程序。初步设计了SteamJet发动机的最大加力状态控制规律,计算分析了SteamJet发动机在不同冷却剂/氧化剂配比下沿飞行轨道的特性,并据此提出了影响冷却剂/氧化剂配比选择的主要因素;对冷却剂/氧化剂组合式SteamJet发动机进行了高度速度特性的计算和分析。结果表明,与喷水预冷却的SteamJet发动机相比,冷却剂/氧化剂组合式SteamJet发动机具有更好的燃烧稳定性和推力特性,能够满足高超声速飞行的需求。