NPLS技术及其在高速飞行器气动研究中的应用

近年来,与高速飞行器相关的超声速/高超声速流动受到了极大关注。这类流动所具有的非定常性、强梯度和可压缩性对试验研究提出了挑战。纳米示踪的平面激光散射技术（NPLS）是2005年由作者所在的研究团队研发的非接触光学测试技术。它能够获得超声速三维流场的某个剖面的瞬态流动结构,并且具有较高的时空分辨率。目前,许多研究结果表明NPLS是研究超声速湍流的一项非常有效的技术。近年来,作者应用 NPLS 技术在超声速湍流研究中取得了较大的进展,并且基于NPLS开发了其它几种技术,比如基于 NPLS 的密度场测量技术（NPLS-DT）,能够获得超声速流动的密度场信息并还能进一步得到雷诺应力分布。本文介绍了NPLS技术并回顾了其在超声速边界层、激波/边界层相互作用等流动中的应用。由于能够获得雷诺压力和湍动能等统计量, NPLS技术有望在发展可压缩湍流模型的研究中发挥作用。     

超声速细长飞行器前置小翼展开过程的非定常特性

针对大长细比飞行器外形超声速大迎角条件下前置小翼展开过程引起的非定常问题,应用结构动网格技术和基于脱体涡模拟（DES）的非定常数值模拟技术进行了研究,获得了详细的小翼展开过程流场结构非定常变化特性,并分析了小翼展开引起的法向力、纵向压心系数等气动特性随展开角度的变化规律。研究结果表明：超声速大迎角条件下前置小翼展开过程对小翼附近区域以及尾舵区域产生了强烈的干扰影响。小翼完全展开后,压心前移4.1%,降低了飞行器静稳定性,法向力系数增加15.6%,提高了气动过载,对飞行器机动性能均产生有利影响。     

风洞自由飞实验测量M=5，10^o半锥角尖锥、钝锥气动动稳定特性

超声速、高超声速小攻角状态下简单尖锥体、小钝锥体外形的飞行器能否产生锥动失稳是一个可以讨论的命题。但是简单尖锥体、小钝锥体我们的风洞自由飞实验结果（M=5）：会产生锥动失稳，甚至实验次数中出现锥动失稳的比例达100％。借助近十年来对多个飞行器锥动失稳的研究（这些飞行器外形变化、流场参数变化、对锥动失稳的影响，模型风洞自由飞实验结果与飞行器空中飞行结果取得一致）观察到一个现象：改变飞行器尾部流动状态，有利于控制锥动失稳。简单10^o半锥角尖锥体、小钝锥体模型在锥体后部表面加上小片条后，锥动失稳（M=5）得到控制。     

无强波构型理论发展现状研究

本文引入了一种由Busemann超声速双翼理论发展而来的无强激波构型,该构型可明显消弱超声速飞行时带来的波阻和声爆。文中分析了无强波构型的机理和气动特性,介绍了该构型理论研究和应用研究进展,并探讨了该构型在超声速飞行器设计应用中的关键性问题。该理论为未来低声爆超声速飞机的设计提供了一个全新的思路,是未来超声速/高超声速飞行器发展必要的技术基础。     

计算流体动力学在航天飞行器射流逆流中的应用

超声速射流逆流通常用于导弹、航天飞机、卫星和飞船等飞行器运动状态的控制。欠膨胀超声速射流逆流的流场包含有多激波（如弓形激波和马赫盘）、接触间断和剪切层，其结构非常复杂。本文采用激波高分辨率有限差分（ＴＶＤ）格式，对恒定自由流条件，各种不同射流出出口压比的超声速轴对称逆射流进行了数值模拟，且对各种条件下的物理现象给予了分析。计算的马赫盘和弓形激波位置与实验值相吻合，为此类流动问题提供了一种有效的预测     

飞行器服役（作战）完整性的提出与发展

飞行器服役完整性（对于军用飞行器也称为作战完整性）更综合地表征了飞行器在服役（作战）使用过程中的质量特性。本文首先介绍了飞行器服役（作战）完整性概念的提出过程,讨论了飞行器服役（作战）完整性的基本内涵和基本特性,阐明了飞行器服役（作战）完整性是飞行器服役（作战）适用性与飞行器服役（作战）效能发挥的基础。然后介绍了飞行器服役（作战）完整性的三种表征参数：飞行器固有完好率、飞行器固有健康度、飞行器服役（作战）完整度,并梳理了飞行器服役（作战）完整性优化设计的基本方法。最后提出了飞行器服役（作战）完整性的控制原理,指出了飞行器服役（作战）完整性发展的基础、研究方法和目前我国航空航天领域急需研究和发展的方向。     

定/变热线过热比跨超声速流场湍流度测量

开展了基于定、变热线过热比方法测量跨超声速流场湍流度的比较研究,以满足高速飞行器与发动机的跨超声速风洞高精度实验需求。在1.2 m暂冲式跨超声速风洞上,采用定过热比、变二过热比和变八过热比等三种热线测量方法,完成了马赫数为0.30~4.25的跨超声速流场湍流度测量研究。测量结果表明：变八过热比测量精度最高,实测湍流度的蒙特卡洛模拟不确定度为0.001%~0.033%;定过热比方法与变二过热比方法可实现更快速的测量,在马赫数为0.40~2.00范围内与变八过热比测量湍流度均值偏差约9%~18%。研究结果对跨超声速流场湍流度校测、飞行器实验鉴定和数值计算具有实际助益。     

机翼可以三维改变的变形飞机

随着一些具有突破性的航空技术日趋成熟和军事航空未来发展的需要,美国国防部预研局(DARPA)和国防合同商开始复苏一些过去由于在技术上难以实施而被放弃的“构思新奇”的飞行器研制,如可变外形飞机,超声速斜机翼飞机,超大型的重于空气的浮力一升力混合运输机等,并把它们列为优先开发的项目。在这些项目中,有的已经进入了方案认证和可行性研究阶段,有的则向新的飞行验证机方向发展。除了本文介绍的几个项目外,美国其他可能被复苏的项目还有,波音公司的A160“蜂鸟”远程无人直升机和 X-50“蜻蜓”前翼一旋翼/机翼垂直起降验证机洛克希德·马丁公司的“鸬鹚”潜射和回收多用途无人飞行器和“隼”超声速巡航飞行器,以及沃特公司的“翠鸟”海上无人机等。这些项目的每一个都围绕着一个独立的“奇异”概念,而且其中许多设计已经打破了固定翼飞机、直升机、飞艇、无人机或巡航导弹飞行器的传统概念,出现了兼有多种飞行方式或多种功能的混合飞行器。只要获得可行性和使用性验证,就可以直接转换为一种飞行器的设计。但是它们都还要面临艰巨的技术和使用的挑战,每一个项目还不能保证都能发展成为一种可用的飞行器。     

"声爆研究"专栏简介

<正>超声速飞机是下一代民航飞机发展的重要方向。以"协和号"和"图-144"为代表的第一代超声速民机虽然取得了技术上的重要突破,但是其商业运营以失败告终,声爆问题是其核心关键制约因素之一。声爆是超声速飞行器所特有的一种气动声学现象,是飞行器超声速飞行时产生的激波及膨胀波     

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。     

高超声速作战平台概述

目前高超声速作战平台主要包括三种：高超声速飞机平台、高超声速巡航导弹平台、和空天飞行器入轨推进平台。本文介绍了高超声速作战平台的典型作战样式,结合“航空航天倡议”（NAI）对高超声速技术发展路线进行了分析。     

乘波技术在高超声速飞行器中的应用

近年来一些国家致力于研究发展各种新型的、飞行马赫数大于5的高超声速飞行器,例如高超声速飞机、高超声速导弹和空天飞机等。在这些高超声速飞行器的研究计划中,"乘波飞行器构型"的设计研究已经引起了各国的高度关注。     

超声速发动机温度测量技术发展现状

火焰温度及温度场分布的测量是航空航天超声速发动机测量技术的重要环节。由于超声速发动机内部温度过高、工况复杂恶劣,应用于亚声速发动机的接触测量技术已难以达到测量要求。针对超声速发动机温度测量传感器的设计方式、试验、温度、测量误差等核心问题,本文综述了现阶段超声速发动机接触式温度测量的方法,重点介绍了辐射与红外测量、可调谐二极管激光吸收光谱（TDLAS）、相干反斯托克斯拉曼散射（CARS）及温度敏感涂料（TSP）等非接触温度测量技术在超声速发动机应用的研究进展和发展趋势,对后续的超声速发动机温度测量技术研究工作具有一定的借鉴作用。     

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。     

凹腔对高超声速边界层稳定性的影响

凹腔广泛存在于航空航天飞行器表面，如部件安装缝隙、高温烧蚀剥离等，对边界层转捩过程具有重要影响，是飞行器气动设计需要重点考虑的因素之一。为了探究不同尺度凹腔对边界层扰动波的影响规律，本文在固定来流条件下针对不同尺度的壁面凹腔，采用线性稳定性分析和高精度直接数值模拟，研究了高超声速（Ma=5.92）和超声速（Ma=1.38）边界层内扰动波经过凹腔的演化过程。结果表明：凹腔内部存在较强的回流区，其涡结构随着凹腔尺寸的增大变得复杂。对于高超声速流动，当凹腔位于快慢模态同步点上游时会促进扰动波发展，而位于同步点附近或下游时则起到抑制作用，且当凹腔位于同步点位置时抑制效果最佳；增加凹腔尺度（宽度或深度）会强化其对扰动波的控制效果。对于超声速流动，在不稳定区间范围内凹腔总是促进扰动波增长，并且随着凹腔尺度的增加促进效果增强。当凹腔尺度超过临界值后，凹腔内流动会发生自激振荡，进而给下游边界层引入新的扰动源，促进转捩的发生。本文研究结果对飞行器表面气动设计与热防护提供了重要参考。     

国外第二代超声速民用运输机(SST)发动机的研究

叙述了国外第二代超声速民用运输机（SST）发动机的主要要求，研究特点；着重介绍了美国“高速民用运输机”（HSCT），英国“先进超声速运输机”（AST），法国“未来超声速运输机”（ASTF），日本“高超声速运输机”（HST）等第二代SST发动机的研究情况，以及在燃烧室，尾喷管，进气道和高温材料等关键技术方面的研究成果。     

高超声速飞机尾喷管设计-制造与验证技术发展综述

高超声速飞机是临近空间领域的重要飞行器形式，具有重要的发展意义。尾喷管是其产生推力的主要部件，其性能和可靠性直接影响整机全局。针对高超声速飞机尾喷管技术，梳理涡轮发动机、火箭发动机和冲压发动机的尾喷管分类与技术特点，总结尾喷管工程研制与应用水平以及共性技术的国内外研究现状，并指出高超声速飞机尾喷管结构关键技术，包括优化设计技术、材料与工艺技术和综合验证技术，最后，给出了高超声速飞机尾喷管技术的重要难题以及后续发展建议。     

美国高超声速技术发展状况分析

高超声速飞行器一般是指飞行马赫数Ma≥5,采用吸气式发动机的飞行器.它主要包括航天运载器、太空作战飞行器、高超声速导弹、高超声速飞机等.发展高超声速飞行器在开发太空和军事应用方面,具有十分重要的意义.可能的高超声速飞行器方案如图1所示.     

X－33合作组织分裂

Ｘ－３３合作组织分裂为论证ＮＡＳＡＸ－３３单级入轨可重复使用运载火箭（ＲＬＶ）方案以替代航天飞机，于１９９５年初选择了三个小组：即麦道公司／波音公司小组，采用垂直发射／垂直着陆飞行器，由三角帆试验（ＤＣ－Ｘ）技术验证器改型。罗克韦尔公司提供垂直发射／...     

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。