适用于复杂流动的热气动弹性降阶建模方法

针对高超声速巡航类飞行器面临的复杂流动下的热气动弹性问题，发展了一种时变热模态适用的非定常气动力降阶模型，建立了基于流-热-固时空耦合分析策略的热气动弹性分析方法，对高超声速飞行器前体进气压缩面进行了实际飞行加热过程的时变颤振分析。结果表明，在局部高热流载荷下，压缩面固有模态频率和振型随时间发生了大幅度变化，而所建方法能够适应上述变化，在获得高置信度非定常广义气动力的同时，避免了重复性的非定常气动力数值计算，可将热颤振分析中的气动力计算效率提升若干量级；此外，在达到热平衡后，进气压缩面的颤振动压降为初始时刻的0.64%，使得飞行包线大幅收窄。相关方法有效缓和了热气动弹性分析效率与精度的矛盾，提升了热气动弹性问题的工程分析能力。     

高超声速飞行器气动弹性力学研究综述

高超声速飞行器设计上的特点带来了一系列的气动弹性新问题。本文回顾高超声速飞行器气动弹性研究的历史与现状,着重介绍和分析了高超声速非定常气动力计算方法、热环境下的气动弹性问题、壁板颤振、推力影响下的气动弹性稳定性问题以及气动推进/气动弹性耦合的多学科交叉问题,相关的主动控制方法的研究进展亦有所介绍。在已有气动弹性问题研究发展的基础上,提出了高超声速飞行器在气动弹性领域需要解决和关注的若干问题,包括高超声速气动弹性试验、燃料消耗的质量变化对于飞行器气动弹性特性的影响以及气动弹性力学与飞行力学综合等方面。     

热气动弹性变形对飞行器结构温度场的影响研究

气动加热造成的结构温升可能造成飞行器结构失效从而带来安全隐患。准确预测结构温度场在高超声速飞行器热防护系统与结构设计中显得尤为重要。气动热与传热耦合是提高结构温度场预测精度的有效手段,经长期研究与发展,不管是耦合方法研究还是实际工程应用都已开展了大量工作。但这些研究工作均未考虑结构变形对气动加热和结构温度场的影响。而在实际飞行过程中,特别是长时间飞行后,结构变形对结构温度场的影响往往是不能忽略的,对气动力/热环境也都有直接的影响。本文以飞行器静热气动弹性计算方法为基础,对高超声速飞行器机翼模型进行了考虑热气动弹性变形影响的气动热与传热耦合计算,并与不考虑变形对热环境影响情况的计算结果进行了对比分析。结果表明,虽然对于大面积区域变形对气动热/结构温度场的影响较小,但对于热防护结构重点关注且精度要求较高的前缘驻点附近区域计算结果变化明显。由此,也说明了考虑弹性变形对结构温度场预测的重要性。该研究工作为进一步提高飞行器结构温度场预测精度和结构热安全性能评估能力奠定了基础。     

高超声速典型弹道下的壁板热气动弹性动力学分析

对高超声速流中带有热防护系统（TPS）的二维壁板进行了热气动弹性的双向耦合建模与分析,采用三阶活塞理论计算气动力,通过参考焓法获得气动热流,在有限差分法的基础上进行结构热传导计算,拟合了结构材料特性随温度退化的曲线,最后将气动热模块、气动弹性模块进行双向耦合以考虑气动热与结构形变之间的相互反馈,并在2种典型弹道状态下进行热气动弹性响应分析。结果表明,在X-34A的设计弹道下,双向耦合分析会引起更加剧烈的热应力与热弯矩的变化与较长的瞬态混沌过程。在FALCON弹道下,双向耦合得到的结果加热更为剧烈,而温度下降的过程也更快。对比2种弹道发现,长时间的高超声速飞行更容易引发颤振,而机动性较强的弹道面临的主要问题则是屈曲,需要考虑材料的应力及强度特性。同时说明了双向耦合策略对于现代飞行器在弹道状态下工作的热气弹响应分析的必要性。     

高超声速全动翼面全时域耦合分析方法及应用

在流场-结构温度场同步计算方法的基础上,建立了多物理场全时域耦合分析方法,将方法应用于沿轨道运动的高超声速全动翼面热气动弹性稳定性分析。采用基于有限体积模型的CFD同步计算方法求解高超声速流场和结构温度场,建立映射关系实现结构有限元模型气动载荷加载和温度场赋值。采用移动坐标系和动网格相结合的方式描述变速度飞行和翼面偏转过程。通过坐标系变换将翼面偏转过程和振动过程的网格变形量叠加,考虑翼面振动和偏转的耦合非定常效应。针对沿轨道运动的高超声速飞行器,建立了同步计算方法与全时域耦合分析方法相结合的热气动弹性稳定性分析流程。研究发现,与同步计算方法相比,全时域耦合分析方法能够模拟结构振动对流场和结构温度场的影响,计算得到的监测点热流密度波动幅值占热流峰值的10%左右,而温度变化并不明显,相比于刚体模型,监测点温度只下降了0.3%左右。全时域耦合热气动弹性分析方法得到的颤振临界点在4-5号状态点之间,颤振形式为铰链扭转模态与一阶弯曲模态的耦合颤振,与"冻结"模态的热颤振方法结果一致。     

高超飞行器尖前缘材料发展及相关气动热试验

回顾了高超声速飞行器建立的几种热防护系统,简要分析了吸气式发动机高超声速飞行器尖前缘的热环境特点及相应防热材料发展的趋势,介绍了近20年来美国在吸气式发动机高超声速飞行器相关研究中所开展的Hytech、X43A及NGLT等三个研究项目,重点介绍这些研究项目中尖前缘材料的发展以及进行的气动热试验.     

高超声速航空发动机强预冷技术研究

高超声速飞行器动力是水平起降重复使用高超声速飞行器和单级入轨航天器能否成功的决定性因素,但目前仍面临许多问题,而强预冷是解决高超声速飞行器动力面临的问题的重要手段。本文对比分析了国外已有预冷发动机方案,并对其中优势最为明显的高超声速强预冷航空发动机的研究进展进行了总结。针对高超声速强预冷航空发动机中最为核心的紧凑快速强换热器,详细介绍了国内在其所涉及的微尺度流热耦合换热机理、流热耦合数值模拟、紧凑强换热器设计制造等方面的进展。国内外已有研究表明,强预冷高超声速航空发动机技术是一项具有非常巨大的潜在技术优势和前瞻性的共性技术,有望成为未来最适用的高超声速飞行器动力技术,值得引起关注并开展进一步的深入研究。     

高超声速飞行器流-热-固耦合研究现状与软件开发

新一代高超声速飞行器流-热-固耦合问题研究对准确评估与设计飞行器热防护系统结构尤为重要。回顾了高超声速飞行器流-热-固耦合问题的发展历程与现状。从物理含义出发,对高超声速流-热-固耦合问题各学科间的耦合关系以及各自的建模方法进行了归纳。对高超声速飞行器流-热-固耦合问题的研究进展,特别是流-热-固多场耦合分析策略/方法进行了总结。从平台框架、功能模块、耦合方法和技术特点等方面,对中国空气动力研究与发展中心自主研发的热环境/热响应耦合计算分析平台(FL-CAPTER)进行了阐述。最后,对高超声速飞行器流-热-固耦合发展所面临的问题和发展趋势进行了讨论。     

高超声速飞行器结构热防护技术现状综述

随着航空航天技术的飞速发展,高超声速飞行器的研制日益受到各国的重视,飞行器以高超声速飞行时带来的热防护问题成为结构设计中的关键制约因素和主要技术瓶颈。本文简要介绍了高超声速飞行器的现有热防护基本形式;针对其不同部位的受热环境,重点分析了热防护形式及热防护材料的选择方法;并对未来高超声速飞行器热防护技术的发展趋势进行了展望。     

高超声速飞行器结构热问题讨论

热防护设计是高超声速飞行器结构设计中的一个关键问题.从高超声速飞行器的特点出发.分析介绍了热载荷的成因及特点;讨论了飞行器热环境的一些计算方法;分析研究了目前高超声速飞行器的各种热防护系统结构,其中,对被动热防护结构的特点及应用情况进行了较详细的研究对比;分析说明了高超声速飞行器结构热防护的发展方向.