连载:兰利研究中心的创新历程(之八下)超声速民用运输机研究

美国政府于1971年取消了 SST 计划,对兰利研究中心的超声速飞机研究造成了沉重的打击,但尼克松政府上台后,又重新启动了新的民用超声速运输机研究计划,兰利研究中心再次踏上研究新历程。     

国外高超声速飞机动力发展研究

常规水平起降、可重复使用的高超声速飞机是未来军民用航空器的重要发展方向之一。本文针对高超声速飞机的使用需求和动力技术发展难题，概述了美国、欧盟、英国高超声速飞机动力的发展现状，提出了我国高超声速飞机动力发展的建议，为制定我国高超声速飞机动力发展战略提供参考和借鉴。     

基于超声速有益干扰原理的气动构型概念综述

超声速有益干扰气动设计概念于20世纪30年代提出，其基本思想是利用飞行器部件间的波系干扰获得诸如增升或减阻等性能收益。此概念在20世纪50~60年代得到了大量探索并部分实现了工程应用，在20世纪70年代至世纪末陷入沉寂。近年来，随着超声速运输机和高超声速飞行器技术的复兴，超声速有益干扰概念重新得到重视并有望得到工程应用。本文梳理了超声速有益干扰气动设计概念的发展历史，总结了应用超声速有益干扰原理的典型构型，如超声速双翼机、Flat-top构型、环翼和半环翼构型、伞翼构型、高压捕获翼构型等，并对典型构型的基本原理和气动特点进行了分析。对超声速有益干扰设计概念的未来进行了展望，概述了亟待研究的相关问题。     

空天飞机的边界层转捩

本文概述了边支转捩对空天飞机性能的影响，在介绍确定边界层转捩起始点的线性稳定性理论和简单关联公式之后，又从噪声影响、头部钝头影响和钝锥飞行试验结果等几方面，讨论了线性稳定性理论的应用，接着介绍了采用转捩函数来确定转捩区的方法。从飞行试验、理论计算和风洞试验等三方面，探讨了进一步研究高超声速边界层转捩的途径。重点介绍了ＮＡＳＡ Ｌａｎｇｌｅｙ研究中心的超声速、高超声速静风洞技术的发展，最后，对今后空     

美国低声爆超声速技术研究取得突破

2012年4月初,美国航空航天局（NASA）宣布,其风洞试验证明了可以设计出兼具低声爆和超声速巡航高升阻比两种特性的飞机构型,这表明美国在低声爆超声速飞机设计研究上取得了突破。这项技术进展对于民用和军用超声速飞机发展都较为关键,尤其是民用超声速飞机。     

超声速民机总体气动布局设计关键技术研究进展

超声速民机已成为世界民机未来发展的主要方向之一。超声速民机由于涉及声爆等一系列特殊的技术问题，比亚声速民机的性能要求更苛刻，对总体气动布局设计提出了更高要求。首先，根据设计思想和主要技术特点，将世界迄今为止的代表性超声速民机布局方案划分为三代：第1代布局主要旨在实现民用超声速飞行并兼顾高低速性能，基本为三角翼/双三角翼布局；第2代布局更加重视低声爆/低阻性能，主要采用大后掠箭形翼布局；第3代布局在低声爆/低阻要求基础上，更加注重多学科综合性能和技术可行性，主要采用“大后掠机翼+鸭翼/T尾/V尾布局和发动机短舱背负式/尾吊式”的布局。其次，梳理了新一代超声速民机总体气动布局设计目前面临的技术瓶颈和难点，对总体设计技术、低声爆设计技术、超声速减阻技术和飞-发一体化设计技术的国内外研究进展和现状进行了综述和分析。最后，展望了新一代超声速民机总体气动布局的发展趋势，针对仍需突破的关键科学与技术问题，探讨了重要研究方向。未来将优先发展超声速公务机或中小型超声速民机，其布局技术特点趋近于第3代布局，声爆、减阻、飞-发一体化、起降噪声、气动弹性、人机功效等方面的综合性能和工程可实现性将成为重点研究对...     

DPIV技术在超声速自由涡气动窗口研究中的应用

超声速自由旋涡气动窗口是利用超声速自由旋涡射流来密封高能激光器低压的激光腔，了解气动窗口的流场结构对提高其气动性能和光学性能是非常重要的。本文采用纳米材料作为示踪粒子，开发了超声速流场的DPIV测试技术，并应用于超声速自由旋涡气动窗口的流动显示和测量。测量的最大流场马赫数为4．21，得到了气动窗口的启动过程和剪切层非线性快速增长的流动图画，获得了超声速自由旋涡射流及其诱导流动的速度场。     

准稳定三波结构的研究

对超声速流中准稳定三波结构进行了研究，该结构中主激波以一定的速度D沿超声速流运动，它不但引起相应的反射激波运动而且会使激波后气流中的一系列气动力参数发生变化，包括总压、总焓和熵等。本研究给出了这些量与入射激波强度之间的关系。在一定的速度D的情况下，给出了三波结构的力学相容性条件是可以被破坏的。     

耦合传热下激波对超声速气膜冷却影响

针对离散孔式超声速平板气膜冷却，在主流区引入楔角形成激波环境，以研究激波与超声速气膜之间的相互作用。通过计算楔角在0°、15°、20°和25°产生的四种激波强度下，超声速气膜与高温壁面的耦合传热。所得结果表明：适当强度的激波能够抑制气膜入射后产生的反向涡旋对，降低主流对气膜的卷吸，增大壁面平均H2摩尔分数并降低壁面温度。对金属层温度场的分析表明，壁面冷却效果随着激波角的增加而先增加后降低，其中楔角为20°时的流场结构最有利于壁面温度保护。小楔角生成的激波在低冷流马赫数下对冷却效果的改善更明显，大楔角则在高冷流马赫数下更明显，热障涂层（TBC）不影响这种变化趋势；激波的存在削弱了TBC的影响范围。可以揭示超声速气膜在耦合传热条件下的传热机理，为超声速气膜冷却的设计提供参考，或为现有超声速气膜冷却结构的优化提供依据。     

国外高超声速飞机发展分析

高超声速飞机突破现有飞机的速度与高度包线，具有可重复使用、宽速域飞行的技术优势，是未来飞行器技术发展的重大方向之一。国外正加快高超声速导弹向飞机平台的技术转化，已设立多个高超声速飞机研究项目，研究进展较快。本文总结了国外高超声速飞机的研发历程与研究项目整体情况，梳理了在研重点型号的概念方案和研究进展，分析了国外高超声速飞机的主要发展趋势。研究认为，面对国外高超声速飞机加速研制的态势，我国应加强对动力等关键技术的攻关，提高试验能力，为高超领域的科技竞争奠定基础。     

超声速飞机起降阶段噪声标准分析

随着超声速飞机的发展，现有亚声速飞机起降阶段噪声规章已经无法满足其适航审定要求。结合美国联邦航空局（FAA）发布的拟议规则制定通告（NPRM）和欧洲航空安全局（EASA）发布的拟议修订通告（NPA）等文件，基于规章制定立场和思路、草案差异、技术细节以及超声速新技术等关键要素，本文对超声速飞机规章的制定进行了综述和总结。结果表明，在标准制定思路一致的前提下，美国基于工业方和技术创新的考虑，在草案中给予了足够的自由度；欧洲方面为了维持现有环境保护水平，超声速标准比起美国更加严格和细致。同时，基于分析结果形成审定要素和方法建议，为今后我国的超声速飞机起降阶段噪声标准制定和适航审定工作开展提供技术支撑。     

美国未来超声速客机发展规划及近期进展

NASA将未来N＋1、N＋2和N＋3代超声速客机分别定位为6～20座的超声速喷气公务机（SSBJ）、35～70座的较小型超声速客机和100～200座的较大型超声速客机，各代飞机的平台性能指标和需满足的节能环保标准将逐步提高。NASA与美国工业界和相关大学合作开展了相关的概念研究。     

弹头外形不同尺度模型对二维射流流场的影响

超声速射流装置能很好地模拟榴弹引信发电机飞行时大气环境的工况，并成为地面考核和验收必不可少的设备。从二维轴对称N-S方程出发，利用二阶精度有限体积法和S-A湍流模型，对超声速射流装置的自由射流流场以及不同模型尺寸对超声速流场结构的影响进行了模拟计算。给出了激波与射流边界之间复杂干扰流场结构图，结果证明不同模型的尺寸对超声速射流流场有较大的影响。     

等离子体射流作用下光壁面超声速燃烧室点火试验研究

针对光壁面超声速燃烧室的点火需求，利用中心嵌入式等离子体射流在模拟马赫数6，总温1860K的直连式试验台上实现了煤油燃料的可靠点火和稳定燃烧，研究了超声速燃烧室起动过程中等离子体建立与维持特征，获取了不同当量比下火焰传播与燃烧特性。试验表明：在自身工质的高压射流维持下，等离子体点火器可以在点火起动的不同压力变化环境中保持稳定；中心等离子体射流产生一定尺度的高温区域且含有丰富的自由基，但需要在恰当的中心喷油流量形成的混气当量比下产生等离子体诱导火焰；诱导火焰沿燃烧室轴向传播进而发展形成了稳定的超声速燃烧。     

粘性超声速绕体流动的有限谱法计算

首先推导出粘性可压缩流体动力学基本方程组在广义坐标下矢通量分裂的一般形式，并将有限谱ENO格式用于求解超声速流动问题。通过典型算例，验证了这一格式的精度和稳定性。然后进行了圆柱和机翼超声速绕流的数值模拟，得到了与实验和其他计算相符的结果。这表明有限谱法不单具有精度高，应用灵活等多方面的优点，而且突破了传统谱方法全域性的局限，可以成功地应用到一般形状流场可压缩流动的数值计算中。     

超声速气流中的煤油喷雾研究

为了强化液体燃料超声速燃烧，注入的液体燃料以喷雾（Spray Atomiztion）的方式，以使加速蒸发和混合。油雾直观力像对研究喷燃烧的内部复杂现象有很大帮助。由于实验上的困难，超声速气流中的喷雾图像较为罕见。笔者给出超声速气流中显示煤油喷雾的一种简单、实用方法。实验在一直联式超声速燃烧实验装置上进行，实验结果表明，煤油射流垂直注入超声速气流产生的油雾发展过程与气体射流基本相似，喷雾穿透深度与扩张随压力雾化喷嘴的压力增加而增加。     

超声速自由旋涡气动窗口的气动光学特性计算与分析

笔者讨论了超声速自由旋涡气动窗口的气动结构，对设计的超声速自由旋涡气动窗口射流流场及超声速自由旋涡气动窗口的光学性能进行了分析研究。研究了自由涡射流对透射激光产生的气动透镜效应，给出了计算结果。     

超声速飞机层流布局设计与评估技术进展

以超声速民机的巡航减阻问题为背景,综述了超声速层流布局设计与评估技术的研究进展。首先给出了超声速飞机巡航气动效率提升的工程意义,分析了超声速飞机巡航阻力的构成。然后阐述了自然层流设计和流动控制两种有效延迟流动转捩技术手段的研究进展,梳理了超声速转捩数值模拟、风洞试验和飞行试验3种重要评估技术的研究进展,介绍了国内外典型的超声速层流布局设计与评估案例。最后总结了超声速飞机层流布局设计和评估技术的难点和技术发展建议。     

电阻加热器在超声速燃烧研究中的应用

建立了采用连续式电阻加热器的超声速燃烧室直连式试验平台,介绍了该试验平台的调试结果,可以满足飞行马赫数约3.0～4.5时进行超声速燃烧的试验要求.自行设计了采用凹槽火焰稳定器的超声速燃烧室试验模型,在超声速燃烧室直连式试验平台上,进行了来流总温约1 000 K,马赫数约2.0条件下氢气燃料的燃烧试验,研究了氢气与来流空气的当量油气比对超声速燃烧室内燃烧情况的影响.并在此基础上开展了氢气引燃煤油的点火试验研究,研究了氢气和煤油的喷射位置、喷孔直径等对煤油点火性能的影响.      

超声速前机身及翼—身组合体的全速势方程数值计算

通过数值求解全速热方程，计算了超声速来流的前机身及翼－身组合体。当流场存在亚声速区时，在此区域内采用中心差分格式，迭代求解，并引入多重网格技术，加快收敛；当流场中某些一区域沿某一方向是超声速时，在此区域内采用沿该方向的推进解法。计算结果表明，本文的方法可靠，结果准确，可以向工程应用方面推广。