通气模型高超声速风洞铰链力矩试验技术研究

针对通气飞行器内外流一体化气动布局的特点,在通气模型高超声速风洞铰链力矩试验中,通过对模型进行适当改型,在保证内流道不发生壅塞、模型外部流场结构不发生改变的前提下,实现了高超声速通气模拟和模型尾支撑;通过合理设计试验装置布局、采取防隔热措施等,解决了通气模型高超声速风洞试验中内流道气动加热和舵面缝隙窜流等导致天平产生严重温度效应,舵面气动力难以精确测量的难题。在某高超声速风洞上开展的铰链力矩试验结果表明,所采用的试验技术能够实现通气模型高超声速舵面气动力特性的精确测量。     

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。     

亚跨风洞中舵面亚临界颤振试验

设计了舵面颤振试验装置,在亚跨超风洞中对展弦比2．0的NACA0012矩形舵面开展了颤振试验研究。试验马赫数范围为0．3～0．75。试验采用直接观测法获得舵面在不同质量特性条件下的亚声速和接近跨声速的颤振特性。同时还采用亚临界数据分析方法对试验的扭转应变信号进行了离线分析,即通过采用ARMA方法识别扭转应变信号的阻尼和频率,并通过阻尼外插得到颤振临界动压值。研究结果表明：该试验装置可以用于在现有亚跨超风洞中开展舵面颤振问题研究。当采集的亚临界信号为典型指数衰减信号时,以ARMA方法为基础的亚临界颤振试验技术可以稳定地识别出信号阻尼和频率,并较为准确地获得舵面的颤振临界动压、颤振频率等颤振参数。     

高超声速飞行器控制面热防护技术跟踪研究

简要介绍了高超声速飞行器控制面的气动热环境特点,在此基础上,从热管理的角度对各种类型的热防护方案分别进行分析,论证了高超声速飞行器控制面采用热结构方案的合理性;并对高超声速飞行器控制面热结构方案的特点和进展、改进热结构的途径进行了综述和分析。     

基于预置动压的高超声速飞行器上升段轨迹设计

针对高超声速飞行器燃料最省上升轨迹的研究问题,为实现高超声速飞行器的燃料最省上升轨迹快速求解,对定动压情况下高超声速飞行器上升段轨迹特性进行了研究分析,给出了定动压情况下高超声速飞行器燃料最省上升轨迹的快速反解方法,总结分析了不同定动压下的上升轨迹特性,并在此研究的基础上提出了基于预置动压的高超声速飞行器上升段轨迹设计方法。该方法可以通过设计燃料最省的动压曲线,反解出该预置动压下的上升轨迹参数,得到一条近似燃料最省最优解的轨迹。仿真结果表明,经过解算得到的上升轨迹结果与高斯伪谱法得到的最优上升轨迹结果基本相似。     

电弧风洞转动部件动密封试验

翼/舵等部件在转动条件下热结构/匹配/密封考核一直是高超声速飞行器研制阶段的技术难点,以前该类考核基本采用高超声速验证器在飞行条件下直接考核。基于该地面考核难题,在电弧风洞上开展了相应的试验技术研究,针对如何建立流场、解决流场堵塞、转动条件下流场控制等技术问题提出了相应的解决方案,并成功应用于转动部件热结构、热匹配及热密封试验中,结果表明:试验模型表面热流分布与飞行条件下较为一致,转动过程中流场稳定,在国内首次实现了高超声速飞行器转动部件动密封地面试验考核。     

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。     

高超声速飞行器热颤振研究现状与展望

高超声速飞行器在飞行过程中承受严酷的气动载荷以及气动加热,因此其结构在设计中要充分考虑气动力及气动热效应引起的结构动稳定性和动响应等问题,热颤振是其中较为关键的一环。本文梳理了热颤振研究的发展历程,总结了用于热颤振研究的多种现有方法,包括热模态试验、热颤振仿真分析以及风洞试验等。在此基础上,进一步分析了可用于热颤振研究...     

升力体构型高超声速飞行器气动特性分析

高超声速飞行器所采用的超燃冲压发动机工作时,进气道和尾喷口的流场扰动将造成气动参数变化,控制系统应在这个变化条件下保证飞行器的姿态精度.为了考虑发动机工作流场的影响,有针对性地设计控制系统,研究分析了在发动机不同工作状态下升力体构型高超声速飞行器气动特性的变化,以及操纵舵面偏转对其气动特性的影响.着眼于保证飞行器飞行姿态的控制系统设计,对超燃冲压发动机不同工作状态下的高超声速飞行器的气动特性给出了解析描述,为控制算法的设计提供了重要参考.     

基于IMM算法的容错气动参数辨识

针对高超声速飞行器非线性模型气动参数在线辨识问题,将需要辨识的参数增广为状态,建立理论解析模型和实际飞行模型。利用交互多模型(IMM)算法在传统3-2-1-1激励输入条件下对增广"状态"进行跟踪,并将跟踪结果作为对参数的辨识结果。仿真结果表明,IMM算法可以在正常及舵面卡死条件下实现对高超声速气动参数的准确辨识,具有较好的容错性能,并能快速诊断出舵面故障。     

一体化热防护结构传热分析及防热特性研究

正高超声速飞行器已逐渐成为各国航空航天领域发展的重要方向,高超声速飞行器的气动加热问题是限制其发展的一个重要问题,被称为"热障",热防护系统对高超声速飞行器至关重要。高超声速飞行器的热防护系统的主要作用,是在高超声速气动热力的环境下保证飞行器内部结构的温度维持在一定的范围内,确保结构的安全,热防护系统的研究对高超声速飞行器的发展和应用具有重大意义。常见的热防护系统有以下几种形式:吸热式热防护系     

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.     

风洞非均匀流场中的一体化高超声速飞行器缩比模型气动性能研究

准确预测气动推进性能是吸气式高超声速飞行器研究的重要挑战之一。针对CARDC吸气式高超声速实验室（AHL）自主设计的一体化高超声速飞行器风洞试验模型,通过数值模拟计算,研究了CARDC600mm脉冲燃烧风洞的流场,并与试验结果做了对比,确定了试验模型在风洞中的合理安装位置,分析了带舵面飞行器在进气道打开、发动机不工作情况下的气动性能,对比研究了试验模型部分处于风洞流场非均匀区时,风洞结果对模型气动性能产生的影响,对比了数值计算结果和风洞试验结果。结果为利用风洞试验结果准确分析飞行器气动性能提供了重要依据。     

高超声速飞行器热结构设计分析技术研究

综述了国内外高超声速飞行器结构热设计分析技术的进展,探讨了计算气动热力学应用于高超声速飞行器结构设计的能力与局限性的现状,提出并讨论了高超声速飞行器热结构设计分析的关键技术及其发展趋势:(1)高超声速飞行器瞬态表面温度和气动加热率计算技术;(2)流-热-固多物理场耦合机理模型技术;(3)流-热-固多场耦合计算分析技术;(4)高超声速飞行器热防护结构设计技术。     

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。     

高超声速飞行器自适应减阻盘动态减阻机理

针对高超声速飞行器在动态机动过程中的减阻问题，基于非定常流动/运动耦合计算方法及动态混合网格生成技术，对自适应减阻盘在高超声速飞行器机动过程中的动态减阻效果开展研究，并分析飞行器阻力特性随不同参数的变化规律，为高超声速飞行器设计及优化提供一定的参考。同时，通过与固定式减阻盘对比，探讨2种方法在减阻机理上的差异。研究发现，在高超声速飞行器机动过程中，自适应减阻盘始终对准来流，有助于维持钝体前方回流区结构，有攻角状态下依然具有流场重构作用。相对于固定式减阻盘，在强迫俯仰振荡过程中，采用自适应方法后，80%以上的时间中减阻效果提升明显；且随着俯仰角增大，自适应方法的优势愈发显著。     

高超声速飞行器受热壁板的气动弹性声振分析

高超声速飞行器壁板在非定常气动力、热载荷和噪声载荷构成的多物理场联合作用下,将表现出复杂的非线性气动弹性声振响应,特别是在颤振临界动压附近,受热载荷以及声载荷作用,壁板表现出复杂的跳变运动。基于von Karman大变形板理论,建立了热-声载荷和气动力共同作用下的壁板运动方程,分析了超声速气流中受热壁板的屈曲变形及热屈曲稳定性,借助势阱概念初步分析了壁板跳变运动产生的机理。通过定义“穿零频次”给出了跳变运动定量的分类方法,并计算得到不同温升和动压情况下,壁板发生跳变运动所对应的临界声压级。结果表明：在颤振临界动压之前,随着动压的增加,受热壁板势阱的深度先增大后减小,且受热壁板的势阱深度随着温升的增加而增大。     

基于热/力试验的折叠舵连接刚度与颤振分析

为了适装新型发射平台和进一步提高射程能力,高速飞行器需要采用折叠翼/舵的方案。高速飞行器面临的严酷高温环境和时变气动载荷条件,使折叠舵的结构动力学特性更加复杂,给开展折叠舵极端条件下热气动弹性特性的准确分析带来严峻挑战。本文构建了综合考虑温度、载荷、机构间隙和摩擦特性等因素的折叠机构力学模型,通过非线性有限元分析获得了不同因素影响下的连接刚度,并开展常温和高温试验验证研究。基于固有模态对结构进行降维简化,基于修正的三阶活塞理论建立了气动力模型,采用准定常模型对特定飞行剖面的颤振特性进行评估。基于Abaqus结构模型和STAR-CCM+气动模型,开展了时域响应分析。结果表明：常温和高温条件下,折叠机构转动刚度的计算结果与试验结果整体相对误差小于10%,具有较好的一致性,验证了模型的准确性和可用性;采用CFD与CSD耦合计算方法获得的临界颤振速度低于采用修正的三阶活塞理论结果,CFD/CSD耦合计算方法更加保守。本文建立的方法可为飞行器舵面颤振特性进行有效预示,对新型高速飞行器设计具有重要指导作用。     

热环境下结构固有振动特性试验及分析

高超声速飞行器在气动热环境中,其固有频率和振型会受温度升高的影响而发生变化,从而其颤振特性也要发生改变。本文建立了适用于工程应用的飞行器翼面结构热模态试验方法及试验装置,为验证该方法的有效性,针对高超声速飞行器翼面结构特征,设计和制造了钛合金翼面盒段试验件,测试了高温环境翼面热模态。开展了单面加热、双面加热、温度呈梯度分布加热和随时间变化加热等几种加热方式对比试验,试验结果表明,温度升高对结构模态特性影响明显;且该试验方法具有很高的工程实用价值,可应用于飞行器翼面结构热模态试验;同时,建立了试验件有限元模型,开展了热模态分析,对试验结果和分析结果进行了对比分析和讨论,结果具有较高的一致性。