高超声速飞行器表面气动热和粘性摩擦力计算

本文给出了高超声速飞行器表面摩阻和传热系数（斯坦顿数）的计算结果，采用两种方法平面切面法亦即二维边界层近似法和工程方法计算了飞行器高超声速绕流的粘性效应，并对两种方法的计算结果作了仔细的比较，由文可见，对于在稠密大气层内，沿轨道运行头速度恒定的高超声速有翼飞行器，能够用本文所采用的两种方法计算其表面摩阻和热截荷，此二法可成功地应用于绕复杂形状物体的流动参数计算。     

基于压电敏感元件的摩阻天平设计

摩阻天平是直接测量作用在飞行器模型表面摩阻的重要手段,本文介绍了一种基于压电敏感元件的压电效应进行摩阻天平设计的情况。天平主体采用悬臂梁结构,通过在悬臂梁上对称布置的压电陶瓷片进行摩阻的测量,利用压电陶瓷片的方向选择性来降低模型表面的压力对摩阻测量结果的交叉干扰。在设计中,利用有限元分析的方法,采用力电耦合模型,对天平的性能进行了评估分析。根据有限元分析的结果,设计制作了用于激波风洞试验的摩阻天平,并对摩阻天平进行了校准和风洞试验。结果表明,天平的灵敏度、频响和稳定性均能满足激波风洞摩阻测量试验的要求,通过压电陶瓷片的组合可以有效地降低模型表面分布不均匀的压力对摩阻测量输出的影响。     

激波风洞高超声速摩阻直接测量技术研究

介绍了在中国空气动力研究与发展中心（CARDC）激波风洞中进行的摩阻测量技术研究情况。在测量研究中,设计了压电型摩阻天平,为了提高摩阻天平的校准和风洞试验测量结果精度,便于风洞试验和校准之间安装的变换,本项研究的摩阻天平采用一种新结构,也就是测量表面和摩阻天平本体可以分离的分体式结构,由此确保在不同使用场合下,摩阻天平的测量表面或者校准加载块可拆卸和更换。验证性试验是在CARDC0．6m激波风洞中进行的,流场名义马赫数分别为8和10,单位雷诺数分别为2．85×10^7／m和1．58×10^7／m,试验中测量了带压缩拐角的进气道模型表面三个测点的摩擦阻力,也测量了摩阻测点及其附近热流,测量结果表明：模型表面的摩阻和热流与雷诺比拟准则符合得较好。     

激波风洞边界层转捩测量技术及应用

高超声速边界层转捩对摩阻、传热等有重要影响。在高超声速飞行器研制中,迫切希望能精确预测和控制边界层转捩。激波风洞作为高超声速气动热环境试验的主要地面模拟设备,是研究高超声速边界层转捩的重要设备。但激波风洞原有测量技术适用于工程型号试验,需要依据高超声速边界层转捩特点进行适应性改造和升级。依据高超声速边界层转捩过程中的热流、压力、密度等物理参数变化,发展了薄膜热流传感器测热技术、温敏热图测量技术、高频脉动压力测量技术、高清晰度纹影显示技术等适用于激波风洞的边界层转捩测量技术。并针对头部钝度0.05 mm的半锥角7°尖锥模型,在中国空气动力研究与发展中心Ø2 m激波风洞（FD-14A）马赫数10、单位雷诺数1.2×10⁷/m的流场条件下开展了边界层转捩试验。采用多种转捩测量技术同时进行测量,获得尖锥模型表面边界层转捩情况、边界层脉动压力频谱特征、边界层内清晰的第2模态波和湍流斑纹影图像,不同测量技术获取的试验结果可相互印证,线性稳定性理论分析结果与试验结果相吻合。     

高超声速风洞气动力试验技术进展

高超声速技术是未来航空航天技术的制高点,而高超声速风洞气动力试验是为高超声速飞行器设计和性能评估提供可靠数据不可或缺的重要技术手段。介绍了高超声速气动力试验设备种类和国内外典型的风洞设备,并分析了目前的发展现状。对国内高超声速风洞气动力试验相关测量技术、试验技术、试验数据评估和高超声速气动力标模体系等研究进展进行了总结。同时,还就高超声速气动力试验设备、气动力试验相关技术的未来发展趋势进行了探讨。     

高超声速边界层转捩机理及应用的若干进展回顾

高超声速边界层转捩对飞行器的热传递、表面摩阻和流动分离等有重要影响,尤其是再入飞行器和吸气式巡航飞行器。然而,人们对边界层转捩机理中的很多问题认识还不清楚,或存在争议。本文从扰动波演化的角度回顾了高超声速边界层感受性、线性稳定性和非线性作用的国内若干研究进展,并以基于谐波共振的人工转捩技术为例示范了这些机理认识在转捩控制上的应用。扰动的产生和发展是认识边界层转捩机理的核心。通过研究扰动波来认识边界层转捩机理,开展应用创新研究对提升飞行器性能具有重要意义。     

高马赫数层流摩阻数值计算精度

飞行器在高空高速飞行时黏性效应显著,摩阻预示精度对飞行器的关键气动性能意义重大。目前,摩阻预示主要依赖数值计算,但高马赫数层流摩擦阻力计算与试验测量结果仍存在差距。以具有高速飞行器典型部件特征的球锥、三角翼为对象,结合风洞试验摩阻测量结果,使用国家数值风洞（NNW）数值计算软件和自研CFD程序研究了数值计算中影响摩阻计算精度的格式数值耗散及壁面温度边界条件等重要因素。研究结果表明：数值耗散越小,表面摩阻的计算精度越高;在速度较低的边界层近壁区内关闭熵修正,将有助于提高表面摩阻的预示精度。此外,在高马赫数流动问题的数值模拟中,壁面温度条件对表面摩阻计算同样具有重要影响。最后,基于分析结果和工程需要提出了对高精度摩阻数值预示的研究需求。     

高超声速风洞多天平测力试验技术研究

在同一次试验中通过安装多台天平测量多个部件气动力,可以更加详细地了解飞行器的气动特性,并可以降低试验成本、提高试验效率。多天平测力技术在亚跨超声速风洞中应用已经非常成熟。但是,在高超声速风洞中,由于模型尺寸小、来流温度高,多天平的布局比较困难,所以目前国内在高超声速风洞中进行的多天平测力试验相对较少。为满足型号研制的需要,在 CARDC 超高速所的Φ1m 高超声速风洞上开展了多天平测力试验技术研究。选取某飞行器的3个控制舵为研究对象。针对试验模型径向尺寸小,而轴向尺寸相对较大的特点,确定采用铰链力矩天平轴线与测量舵转轴互相垂直的“纵轴式”布局方式;采用合理的小型化六分量天平结构形式,升降舵天平测量元件的长、宽、高尺寸为20mm×20mm×25mm;为更加真实地模拟天平的工作状态,设计了专用的加载头,并采用单元加载和组合加载相结合的方法进行校准,校准结果表明,天平主要分量的静校准度均在0．7％以内;在采取温度补偿措施之后,零点漂移明显减小;采用了天平-舵偏角变换装置一体化设计,有效提高了定位和安装精度。在Φ1m 高超声速风洞上开展的 Ma＝5条件下的风洞试验结果表明,采用的多天平测力试验技术是可行的,可以应用到高超声速风洞测力试验中。     

高超声速飞行器热防护技术研究进展和趋势分析

热防护技术是决定高超声速飞行器设计成败的关键要素。高超声速飞行器不同部位将承受不同的力、热载荷,需选择不同的热防护方案。以HTV-2、X-37B和NASA的亚轨道运输飞行器为例,系统介绍三类典型高超声速飞行器采用的热防护方案,并揭示了热防护技术的最新进展。未来,材料工艺技术的发展和创新型热防护方案的研发,将进一步提升热防护系统的技术成熟度和适用范围,为各类高超声速飞行器的设计研制提供重要的能力保障。     

高超声速飞行器机体/推进一体化设计的启示

机体/推进一体化设计是吸气式高超声速飞行器的关键技术。飞行器的前体和后体既是主要的气动型面,又是发动机进气道的外压缩型面和尾喷管的膨胀型面,一体化设计直接影响飞行器的气动与发动机性能。本文阐述了吸气式高超声速飞行器的主要特点,梳理了飞行器的推阻匹配、升阻比特性、操稳匹配等主要气动设计问题。通过对国外典型高超声速飞行器机体/推进一体化设计技术的综合分析,总结了前体/进气道、后体/尾喷管、边界层强制转捩装置等关键部件的气动设计方法,获得了有意义的启示,可为后续吸气式高超声速技术研究提供重要参考。     

基于荧光油膜的全局表面摩阻测量技术研究

针对表面摩阻传统测量方法的单点性和间接性,探索了荧光油膜进行全局表面摩阻分布的直接测量方法.建立了表征荧光油膜厚度与表面摩阻之间关系的油膜控制方程,引入附加约束和积分最小化方法,采用变分迭代方法求解表面摩阻分布.研制了可用紫外光激发的荧光油膜,采用紫外光源和高分辨率CCD相机,建立荧光油膜表面摩阻测量硬件系统.针对特定的三角翼模型进行了表面摩阻分布测量实验,获得了高分辨率的表面摩阻分布和相对幅值分布,并与文献理论进行比较分析.实验结果与理论分析完全一致,表明了基于荧光油膜的全局表面摩阻测量技术的有效性.     

高超声速表面摩擦应力油膜干涉测量技术研究

针对高超声速摩阻测量的需求,将基于表面图像的摩擦应力油膜干涉测量技术（SISF）应用于Φ0.5m常规高超声速风洞。通过平板模型的风洞实验,进行了硬件设备平台研制、模型表面材料、油膜物性参数的影响特性以及干涉图像数据处理方法研究。结果表明,建立的SISF硬件设备和技术能够获得清晰的干涉条纹,平板模型表面摩擦应力测量结果与数值模拟结果一致,研制的SISF系统可以可靠地应用于高超声风洞模型表面摩擦应力测量。     

面向控制的高超声速飞行器总体优化设计方法

从前期高超声速飞行器基础理论以及关键技术的研究到现今的飞行试验可以看出,高超声速飞行器在总体设计阶段过晚考虑飞行器动力学特性和控制性能会给后期控制系统设计带来极大的困难。在对两类高超声速飞行器试飞与控制相关问题分析的基础上,提出了面向控制的高超声速飞行器总体优化设计方法,给出了面向控制的总体优化设计研究方法、思路和模块框架。     

临近空间飞行器推进系统预冷器关键技术

临近空间由于其在现代战争中的重要战略意义已成为各国航空航天领域的研究重点,高超声速飞行器更是国家临近空间军事实力的一个重要标志。由于吸气式高超声速飞行器具有较高的飞行高度与马赫数,预冷技术已成为高超声速飞行器推进系统中的一项关键技术,而高性能预冷器设计是预冷技术的一个重要研究方向,预冷器的可靠性与流动传热特性是预冷系统的重要影响参数,对于紧凑、高效、高可靠性先进预冷器的研究具有十分重要的意义。基于目前公开的临近空间高超声速飞行器的主要动力形式及其对预冷技术的刚性需求,对预冷器设计中的关键技术与发展方向做了详细的阐述。     

飞行性能评估主导参数选择方法

影响高超声速滑翔飞行器飞行性能的参数有很多,若在飞行性能评估中全部予以考虑会使问题复杂到难以解决,选择主导参数是解决该问题的有效途径。在建立高超声速滑翔飞行器动力学模型的基础上,提出利用灵敏度分析选择主导参数的方法。针对一般灵敏度方法在确定主导参数过程中出现的问题,引入了综合灵敏度的概念。最后,以最大射程评估中的主导参数选择为例,通过数值仿真验证了方法的有效性。     

大惯量下电动伺服机构非线性特性与控制方法研究

针对高超声速飞行器非线性影响飞行姿态控制问题,分析了电动伺服机构中传动间隙、刚度、摩擦力矩等非线性因素的影响,并讨论了由间隙引起极限环的定义及产生条件。针对传动间隙引起的极限环振荡和较大惯量的翼面加剧振荡问题,建立了系统间隙极限环模型和非线性振动模型,并提出了间隙补偿器设计方法。重点研究了间隙、翼面转动惯量、刚度及干扰力对伺服控制系统的影响规律。通过在内环增加间隙补偿器的基础上,在外环引入速度、加速度负反馈设计方法,解决了大惯量舵面下控制系统抖动问题,仿真和试验结果证明了这一理论是正确的。     

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。     

高超声速飞行器操稳性能分析

以静稳定性衡量稳定性能,以可用过载衡量机动性,给出了高超声速飞行器操稳性能的计算方法。并以高超声速飞行器基准外形为例,计算了其在不同马赫数下的操稳性能,分析了操稳性能随马赫数的变化关系,为高超声速飞行器概念设计阶段的优化设计提供了操稳性能优化指标。