混合网格方法研究栅格翼亚跨超声速气动特性

采用基于结构/非结构混合网格的CFD方法对栅格翼的亚跨声速气动特性进行了研究,计算方法经过试验数据的验证,可达到工程精度。对单独栅格翼的研究表明,跨声速壅塞时,流动通过栅格前方亚声速气流减速从栅格外侧溢流而实现流量调节;超声速壅塞时,流动通过在栅格翼上产生网状脱体激波使来流减速至亚声速来进行流量调节,且计算结果与理论估算上下临界马赫数范围一致。对某栅格翼气动布局导弹的计算结果表明,在跨声速壅塞区间内,壅塞有自我调节作用,通过溢流使栅格通道内维持相似流动,从而使栅格气动性能保持基本平稳;同时由于溢流使流量下降,栅格翼升力效率下降,导弹静稳定性减弱。     

马赫数连续可变跨声速湿蒸汽风洞的研制

用于跨声速气动测量的探针须从亚声速到超声速范围进行标定。变质量槽式喷管通过扩张段壁面上槽缝流出部分气流的自适应特性可在不同背压下得到不同出口马赫数,从而使标定气动探针的风洞实现马赫数从0到超声速的连续变化。为了研究采用湿蒸汽为工质的变质量槽式喷管的性能及优化其结构,采用三维犖-犛方程以及可实现犽-ε湍流模型对其进行了详细的数值仿真。结果表明收缩段型线、扩张段长度及壁槽尺寸等对喷管流场特性有重要影响,喷管进出口压比在一定范围内,槽式喷管有最优的收缩段型线、扩张段长度和开槽尺寸。根据数值仿真结果研制了马赫数从0到1．6连续可变的跨声速湿蒸汽风洞,对此风洞性能进行验证,表明该风洞在马赫数从零到超声速范围内可获得均匀、稳定的出口气流,满足跨声速湿蒸汽气动探针的标定要求。     

并联式TBCC发动机排气系统性能数值模拟

针对一个并联式涡轮基组合循环(Turbine Based Combined Cycle,TBCC)发动机排气系统的气动方案,对其在整个飞行包线范围内典型工作点上的流场进行了数值模拟研究,获得了飞行包线范围内排气系统相应的推力系数、升力、俯仰力矩随飞行马赫数的变化关系.计算结果显示,在整个飞行包线范围内,排气系统的轴向推力系数随着飞行马赫数先减小后增大,在跨声速飞行时降到最低Ma =0.9,涡喷不加力时为0.562,加力时0.662),在设计点附近达到最大;升力和俯仰力矩性能在亚声速及跨声速飞行时较差,在超声速飞行时随着飞行马赫数增加逐渐好转.表明排气系统在跨声速飞行范围内工作时应采取措施以改善其性能.     

变前掠翼布局气动特性及流动机理研究

基于N-S控制方程和流场数值计算方法,研究了变前掠翼布局的气动特性和流动机理。低亚声速下,平直翼构型展弦比最大,因而最高的气动效率,适合起飞和着陆;跨声速时,前掠翼构型均有很好的低阻和失速特性,适合巡航或机动;超声速时,三角翼构型的零升阻力和激波阻力最小,可用于高速突防或逃逸。本文研究结果可为多功能战斗机的气动布局设计提供参考。     

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。     

基于超声速冲动式转子的下游静叶气动设计方法研究

针对超声速轴流压气机,分析了两类传统超声速压气机转子的内部流动特点.为有效解决超声速冲动式转子出口绝对马赫数过高,下游静叶设计困难的问题,提出了两种该类转子的下游静叶气动设计方法,并利用该方法对一冲动式转子进行了静叶匹配.基于数值模拟手段,对匹配结果进行了验证分析.三维粘性的数值模拟结果表明,该设计初步实现了最初设想的流动状态.其中,对于第一种静叶气动设计方法,在实现超声速入口来流降为亚声速但气流在静叶中折转可以忽略的情况下,实现了一级压比不低于2.2、级效率不小于82％的超声速压气机级设计;对于第二种静叶气动设计方法,实现了一级压比不低于2.1、级效率不小于77％的超声速压气机级设计.对于上述两种静叶设计方法,考虑到静叶入口存在正激波时级效率最高,因此该设计方法并没有达到有效降低静叶入口激波损失的目的.     

升力体式密闭救生舱无控制再入研究

将救生舱选定为升力体模型,利用数值模拟的方法动态研究救生舱再入过程中的稳定性和减速性,分析无主动控制的救生舱返回的可行性。针对高超声速和马赫数小于4两种工况,分别采用牛顿理论方法和CFD方法进行气动力计算;利用气动特性计算结果求解六自由度轨道仿真动力学方程进行轨迹计算。研究结果显示,救生舱初始再入条件合适时,其再入过程具有稳定性;仅依靠目前救生舱外形的结构减速不能满足减速性要求,需辅助其他减速措施。     

基于改进SST模型的分离流动数值模拟

对SST湍流模型进行了改进,并通过对典型分离流动进行数值模拟,来检验和提高模型预测分离流动的能力.基于亚声速分离流动,提出了提高雷诺应力的模拟精度和分离流修正的改进方法,并进行了对比研究得出结论;在亚声速分离流动分析结论基础上,采用了可压缩性修正方法,开展了跨声速、超声速和高超声速激波/边界层干扰分离流动的数值模拟研究.结果表明:提高雷诺应力的模拟精度和采用分离流修正明显地提高了SST湍流模型对分离流动的模拟能力;适当地可压缩性修正对超声速和高超声速分离流动的计算精度有改善作用.     

无尾布局后体超声速航向增稳设计方法

针对无尾布局超声速航向静稳定性不足的问题,提出一种基于超声速压缩/膨胀流动的后体超声速航向气动增稳设计方法。首先通过无尾布局扁平后体和常规后体方案航向静稳定性和表面流场差异的对比,明确了后体超声速航向增稳设计思路。然后基于后体参数化外形分析了后体型面对于布局超声速航向静稳定性的影响规律。最后通过评估典型后体方案的综合气动特性验证了后体超声速航向增稳设计方法的可行性。研究表明：重心后侧向投影面积增量、后体脊线以及后体截面曲线是影响后体型面超声速航向增稳能力的3个主要参数。与常规后体型面相比,通过超声速航向增稳设计获得的后体型面能够在布局阻力变化不大的情况下,显著改善无尾布局在跨声速和超声速状态的航向静不稳定性。     

一种给定容积空间的乘波构型参数化设计方法

乘波构型高超声速飞行器布局具有高升阻比的优点,但有效容积低和尖锐前缘使其在实际工程应用中受限。为弥补乘波构型飞行器有效容积低的不足,提出了一种乘波构型上表面参数化设计方法,同时开展了前缘钝化研究,采用增加前缘材料的方法进行钝化。分析了上表面不同设计参数对乘波构型飞行器容积率和气动性能的影响,研究了飞行器气动特性随迎角和马赫数的变化规律。计算结果表明,钝化后的经给定容积上表面设计的乘波构型有效提升了有效容积及容积率,并且仍能保持良好的乘波特性。数值仿真结果表明容积效率和气动性能是相互矛盾的关系,需要根据实际情况进行权衡。对于给定有效容积上表面设计的乘波构型高超声速飞行器,适合在一定范围的正迎角下飞行,并且能在较大的马赫数范围内保持优良的气动特性。研究可为提升高超声速乘波飞行器有效容积提供参考,提高了乘波构型飞行器的工程应用性。     

换热预冷发动机预冷特性和发动机性能数值研究

为深入了解换热预冷发动机换热器预冷效果和发动机性能,首先设计了叉排管束式细小通道换热预冷器,并采用非定常数值模拟方法对换热效果进行了仿真,然后结合换热预冷发动机性能计算程序对预冷发动机性能进行了研究。结果表明,飞行马赫数为2.5~4.0且氢气空气质量流比为0.03~0.09条件下,换热预冷器能将来流空气预冷90.6~471.2 K,低温氢气经吸热后温度升幅为266.1~455.3 K,换热效果良好。来流空气经预冷后涡轮发动机的飞行包线最高被拓展至马赫数4.0,达到了与超燃冲压发动机的衔接速域。相比于传统涡轮发动机,氢气空气质量流比为0.03时,本文换热预冷发动机加力状态推力能恢复至设计点推力水平;当氢气空气质量流比增加至0.09时,加力状态推力最高达到设计点推力的两倍左右。马赫数2.6以下换热预冷措施能小幅改善发动机比冲和耗油率（仅计算用于燃烧的氢气量）性能,而飞行速度大于马赫数2.6后换热预冷措施也难以抑制比冲和耗油率迅速恶化的趋势。     

前缘直板扰流对高速空腔的降噪效果分析

高速空腔复杂流动和噪声一直是航空航天领域所关注的问题,高强度的空腔噪声不仅影响腔内仪器设备的正常运行,还会对其自身的结构产生疲劳破坏,进而影响飞行器的飞行安全和品质,因此空腔噪声的抑制研究和典型控制方法的降噪效果分析对提高飞行器结构安全性意义重大。本文通过开展高速风洞试验研究跨超声速（Ma=0.9和Ma=1.5）来流条件下前缘直板装置对空腔（长深比为6）流动和噪声的控制机理,通过对比多种前缘直板控制条件下的腔内噪声声压级（SPL）分布,确定直板控制参数的优化选择方法及最优参数;利用静态/动态压力传感器和油流试验采集腔内静压、脉动压力和壁面流谱,着重分析前缘直板对腔内流动结构、声压级和声压频谱的影响规律。结果表明：前缘直板可以大幅度抬高剪切层的位置,使得后缘的撞击区域后移,从而削弱流体进入腔内的流量和强度;可以有效降低腔内静压、减小回流强度和范围,对腔内声压级和峰值噪声也具有显著的抑制效果,Ma=0.9和Ma=1.5时后缘声压级降低幅值可达11.13 dB和8.0 dB。前缘直板流动控制为高速来流条件下空腔噪声的抑制提供了一种新的方法,可有效应用于飞行器上空腔结构的流动/噪声控制,具有重要的工程应用价值和前景。     

基于超燃冲压发动机的HIFiRE项目飞行试验研究进展

飞行器在临近空间内的气动特性及发动机性能一直是各国高超声速项目研究的重点,为探索边界层转捩、激波边界层相互作用以及气动加热效应,美澳牵头于2006年联合启动了HIFiRE项目,采用探空火箭发射进行重点技术验证的模式开展了系列创新性研究。项目重点关注20~38km空域,4~8速域飞行马赫数,试验方案通过单项验证、系统集成的思路逐步深入,将一体化设计的乘波体从无动力滑翔推进到有动力巡航,最终完成带超燃冲压发动机高升阻比飞行器的总体性能测试。研究结果表明:①试验飞行器的边界层转捩高度在35~25km;②乘波体飞行器在飞行马赫数为7时最大升阻比为5.6;③超燃冲压发动机的飞行试验中,在86.2kPa的恒定动压下,飞行马赫数从5.5加速到8.5,试验中发动机实现了从亚燃到超燃的模态转换。      

Active Aerothermoelastic Control of Hypersonic Double-wedge Lifting Surface

Designing re-entry space vehicles and high-speed aircraft requires special attention to the nonlinear thermoelastic and aerodynamic instability of their structural components. The thermal effects are important since temperature environment brings dramatic influences on the static and dynamic behaviors of flight structures in supersonic/hypersonic regimes and is likely to cause instability, catastrophic failure and oscillations resulting in structural failure due to fatigue. In order to understand the dynamic behaviors of these ＂hot＂ structures, a double-wedge lifting surface with combining freeplay and cubic structural nonlinearities in both plunging and pitching degrees-of-freedom operating in supersonic/hypersonic flight speed regimes has been analyzed. A third order piston theory aerodynamic is used to estimate the applied nonlinear unsteady aerodynamic loads. Also considered is the loss of torsional stiffness that may be incurred by lifting surfaces subject to axial stresses induced by aerodynamic heating. The aerodynamic heating effects are estimated based on the adiabatic wall temperature due to high speed airstreams. As a recently emerging technology, the active aerothermoelastic control is aimed at providing solutions to a large number of problems involving the aeronautical/aerospace flight vehicle structures. To prevent such damaging phenomena from occurring, an application of linear and nonlinear active control methods on both flutter boundary and post-flutter behavior has been fulfilled. In this paper, modeling issues as well as numerical simulation have been presented and pertinent conclusions outlined. It is evidenced that a serious loss of torsional stiffness may induce the dynamic instability; however active control can be used to expand the flutter boundary and convert unstable limit cycle oscillations （LCO） into the stable LCO and/or to shift the transition between these two states toward higher flight Mach numbers.     

Parachute dynamics and perturbation analysis of precision airdrop system

To analyze the parachute dynamics and stability characteristics of precision airdrop system,the fluid–structure interaction(FSI) dynamics coupling with the flight trajectory of a parachute–payload system is comprehensively predicted by numerical methods.The inflation behavior of a disk-gap-band parachute is specifically investigated using the arbitrary Lagrangian–Euler(ALE) penalty coupling method.With the available aerodynamic data obtained from the FSI simulation,a nine-degree-of-freedom(9DOF) dynamic model of a parachute–payload system is built and solved to simulate the descent trajectory of the multi-body dynamic system.Finally,a linear five-degree-of-freedom(5DOF) dynamic model is developed,the perturbation characteristics and the motion laws of the parachute and payload under a wind gust are analyzed by the linearization method and verified by a comparison with flight test data.The results of airdrop test demonstrate that our method can be further applied to the guidance and control of precision airdrop systems.     

用自适应小波神经网络辨识动态实验数据

在气动动态实验中，往往飞行器气动模型是非线性的，很难对动态系统进行正确建模，因此无法得到准确的气动参数值。而采用自适应小波神经网络，无需对该动态系统建模，就可准确地辨识出气动动稳定特性，同时，精度较高、收敛速度较快。采用该方法对某导弹模型风洞自由飞实验结果进行了辨识与动稳定性分析，结果表明用自适用小波神经网络辨识安全可靠。     

面对称重复使用运载器尾部喷流风洞试验

研究面对称重复使用运载器尾部发动机的喷流干扰特性对于飞行器设计具有重要意义。在中国航天空气动力技术研究院的FD-12风洞中开展了亚/跨声速飞行条件下的喷流试验。试验使用常温压缩空气作为喷流介质模拟发动机的高温燃气,采用的相似参数包括：飞行器的几何外形尺寸、飞行器的飞行马赫数、发动机喷管的出口马赫数、发动机喷流与自由来流静压比。试验结果表明了发动机喷流对全飞行器气动特性和体襟翼铰链力矩的影响随来流马赫数、喷管、体襟翼偏角等因素的变化规律。     

地效飞机的纵向稳定性和气动布局特点研究

分析了地面效应对飞机气动力特性的影响,以及地效飞机不同于常规飞机的纵向稳定性准则,包括重心与迎角焦点和高度焦点的位置关系、影响其纵向稳定性的主要气动导数等。研究结果表明,地效区内飞机的气动力随高度呈非线性变化,而重心必须位于迎角焦点与高度焦点之间并且靠近高度焦点才能保证地效飞机的纵向稳定性。最后根据地效飞机的稳定性准则,讨论了保证地效飞机良好飞行品质的气动布局要求。     

高速飞行器瞬态气动热试验模拟系统

为得到高速飞行器表面各部分的热应力，应变，结构膨胀量等高温力学性能参数，须建立高速飞行器瞬态气动热试验模拟系统。针对高速飞行器气动模拟试验瞬态热控过程所具有变化复杂，高度非线性，瞬变，强耦合的特点，将模拟控制方法应用于瞬态气动热模拟控制系统。该系统能够按照高速飞行器飞行过程中表面热流和温度的瞬态连续变化对气动模拟加热过程实施快速，准确的动态控制。     

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。