飞行器气动加热环境与结构响应耦合的热结构试验方法

阐述了将结构热试验和气动加热计算相结合,实现气动热分析与热试验相耦合的试验控制方法。为飞行器的气动加热和结构热响应耦合分析提供了一个解决思路,同时为结构热试验热载荷条件的制定提出了新的方法,对应用复杂防热结构的飞行器的气动热分析和结构热试验具有重要的意义。     

高超声速飞行器结构热模态试验国外进展

高超声速飞行器在巡航/再入阶段受到严酷的气动加热效应,极高的温度及温度梯度,改变飞行器结构热物理参数和力学性能,导致结构弯曲、扭转刚度下降,颤振安全边界降低,影响飞行器结构的可靠性。热环境下的结构模态特性,作为反映气动加热对结构影响的重要参数,在指导、验证此类飞行器的设计中具有重要意义。20世纪中期以来,NASA Langley、Dryden等研究中心分别针对金属和复合材料壁板、X-15翼舵、X-34发动机喷管等结构开展热模态试验方法研究与试验验证,近期Dryden研究中心针对X-37方向舵开展热模态试验的探索研究。系统综述了国外开展的热模态试验方法、试验设施和试验结果,总结热模态试验中的工程问题和研究方向,对于国内热模态试验技术的发展、飞行器结构高温性能评估等均具有重要的指导意义。     

高超声速飞行器结构热试验技术进展

重点介绍了美国NASA Dryden飞行研究中心近十年来开展的结构热试验技术研究,包括加热技术、温度测试、热流测试、高温应变测试、传感器安装技术、热结构无损检测等内容,以及进行的高超声速飞行器热结构试验项目.     

高超声速飞行器气动力/热参数辨识研究综述

飞行器气动力和气动热参数辨识是高超声速飞行器设计的关键技术之一.笔者对高超声速飞行器的气动力和气动热参数辨识技术进行了综述.介绍了飞行器气动力、气动热参数辨识的基本原理与主要方法,气动力、气动热参数辨识技术在高超声速飞行器研发中的应用情况与发展趋势.同时也简要介绍了中国空气动力研究与发展中心(CARDC)在气动力和气动热参数辨识研究方面的研究概况.     

高超声速飞行器测热试验研究

在JF 8脉冲风洞中,来流马赫数Ma=8.0,来流单位长度雷诺数Re/L=1.47×107和2.52×107(1/m)两种试验条件下,对高超声速飞行器1/20缩尺模型进行了表面气动热的测量。模型迎角α=0°,10°,15°,20°,25°和30°。试验给出机身对称面、翼前缘、立尾前缘等处的热流率分布。机头部分最大热流率与由Fay Riddell公式计算的驻点热流Q0率接近,翼前缘最大热流率在全机身中最大,约为Q0的2倍,因此翼前缘的热环境是最严酷的。     

常规高超声速风洞的节能方案研究

为了适应高超声速飞行器发展的要求,常规高超声速风洞的建设规模向2m量级发展。但是,随着风洞尺寸的增加,风洞运行所耗费的能源剧增。如何在满足高超声速飞行器试验对风洞尺寸要求的条件下,节省风洞运行时的能量消耗,已成为常规高超声速风洞设计技术发展必须考虑的重要问题。针对这个问题,从常规高超声速风洞气动布局的角度进行了初步探索。首先总结了现有常规高超声速风洞的气动布局;在此基础上,对常规高超声速风洞的能量运行特点,以及不同布局中工作气体余热的处理情况进行了分析;然后结合常规高超声速风洞的运行特点,分析了风洞中可能采用的余热利用技术;最后,提出了一种基于余热利用的常规高超声速风洞布局方案,并对该方案中的关键问题进行了讨论。文中对于该方案的节能情况进行了分析,结果显示,该方案相对于已有的气动布局具有明显的节能效果。     

复杂外形跨大气层飞行器模型气动热试验研究

针对复杂外形跨大气层飞行器,在2m激波风洞中开展了气动热试验研究,试验条件为:M∞≈10,迎角α=0°,10°,20°,30°,40°.通过试验给出了飞行器模型表面沿迎风中心线、背风中心线、机身四个截面、机翼上下表面、翼前缘、尾翼表面的热流分布试验结果.同时,发展了有限体积法的三维可压缩N-S方程解算器,建立了气动热数值计算方法,并根据风洞试验条件进行了气动热数值计算,与试验结果进行了分析比较.综合试验和数值计算结果,对跨大气层飞行器的气动热特性进行了分析研究,给出了表面热流的分布特征和随迎角的变化规律.     

脉冲风洞热喷流实验方法初步研究

发动机燃气喷流对高超声速飞行器后体气动热环境有显著的影响,燃气喷流的物理模型对预测飞行器局部热环境有显著影响,为了利用脉冲风洞研究这类影响规律,研制了一套瞬态热喷流供气系统,建立了瞬态热喷流供气系统的工作方法.该系统的核心技术是利用氢氧燃烧驱动路德维希管(Ludwieg tube),提供瞬态热喷流气源.本研究包括以下内容:不同氢氧比例对燃烧产物热力学状态及产生方式的影响;不同点火、破膜方式对气源产生及喷流流场稳定性的影响.本研究提出的热喷流供气系统可以提供满足缩比模型喷流实验所需喷流状态的热气源;可以在50ms内起动工作,满足与脉冲风洞同步工作的要求.     

高超声速飞行器舵面热气动弹性分析方法研究

利用修正的牛顿碰撞理论建立平板舵热结构气动力计算模型,完成非定常气动力计算,利用有限元方法建立温度场影响下舵面结构动力学模型,进而完成颤振稳定性分析。研究结果表明高温会导致控制舵颤振稳定性向坏发展。     

高超声速飞行器结构热-声振耦合动力学研究进展

高超声速飞行器服役环境十分复杂,气动热、气动力和强噪声等多种环境载荷的共同作用,给飞行器结构安全性带来了巨大挑战;尤其在极致追求结构轻量化设计和实现时,热-声振耦合效应将会十分显著。本文大致总结了国内外高超声速飞行器热-声振耦合动力学研究的主要进展,归纳了在典型热、声及其耦合环境作用下飞行器结构的动力学响应,梳理了动态载荷环境结构动力学建模、计算方法和实验分析方法,描述了结构热-声振耦合动力学理论基础,并探讨了高超声速飞行器结构热-声振耦合动力学研究的重要方向。     

石英灯辐射加热试验热流分布优化研究

石英灯辐射加热是在地面上模拟飞行中施加在飞行器表面热载荷的一种加热方式.由于石英灯加热元件的分布不同导致试验件表面不同区域获得的热流密度与要求施加的热载荷有所差异,这样可能会导致"过试验"或"欠试验"现象出现,从而降低了试验数据的可用性,增加了结构设计的风险.本文基于蒙特卡罗方法,对单一石英灯加热器内部热流分布进行了数...     

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载荷。此二法可成功地应用于绕复杂形状物体的流动参数计算。     

气动物理地面模拟试验相似律

依据流动子过程特征量分析方法 ,导出了高超声速化学反应流动的相似律。将得到的相似律应用于气动物理地面模拟试验 ,给出了确定地面模拟试验条件的相似准则 ,分析了地面模拟试验中需要进一步解决的其它基础理论问题。     

弹道靶中球模型非平衡可见光辐射的测量

使用中国空气动力研究与发展中心(CARDC)再入物理弹道靶和双狭缝式辐射计测量了多个状态的高超声速无烧蚀钢球模型非平衡流场的可见光辐射强度,并对实验技术和方法进行了讨论和分析.测量波段中心波长位于可见光的绿光波段(517.8nm、519.8nm),半宽度为6.6nm.球模型飞行速度为4.8~5.7km/s,靶室压力1333~10666Pa.实验数据与文献和计算结果一致,并发现高靶压状态辐射强度峰值下降的拖尾现象,其原因尚待分析.     

星箭力限试验条件设计研究

阐述了星箭振动试验过程中的过试验现象及其机理,分析了几种常用的力限试验条件设计方法。通过建立星箭分析模型,利用三种分析方法进行了星箭力限试验条件的计算,并与星箭耦合分析、振动台仿真分析结果进行了对比。表明如果两个子系统的有限元分析模型和外载荷在分析频段均可靠,直接通过有限元软件获得界面力和界面加速度,并进一步得出二者的转换关系,应更有应用价值。在有限元模型不可靠或星箭结构方案设计阶段,基于复杂二自由度模型的简化分析方法,可以较好地得到力限试验条件。     

空间正弦试验方法计算机仿真

本文对一种新的模态试验方法-空间正弦试验方法进行计算机仿真，分别对激励点和响应点相同和不等的情况进行仿真计算，得到与理论值相吻合的模态参数，给出该方法的程序和适用条件。     

乘波外形高超声速风洞测力试验研究

介绍利用气动设计方法构筑3种乘波外形模型在高超声速风洞中气动力测量的结果。试验Ma数为4.94、5.93和7.96,基于自由流条件的单位长度雷诺数分别为2.2×107/m、1.9×107/m和1.2×107/m。试验给出这3种构型模型在迎角范围-1°~8°下的力和力矩特性。讨论了Ma数和迎角变化对气动力和压力中心的影响,同时着重比较了3种乘波外形的升阻比特性。     

航天飞行器在ITAM的AT303高超声速风洞中的空气动力实验研究

俄罗斯科学院西伯利亚分院理论与应用力学研究所新研制的AT-303风洞于1999年开始投入使用.由于具有较高的驻点压力,AT-303能够模拟飞行器再入时的真实Reynolds数,其Mach数范围为8~20.在ITAM与ESTEC和EADS-ST协作的ISTC项目的框架下,在AT303风洞中对不同航天飞行器的空气动力特性进行了研究.通过对HB-2(AGARD)参考模型进行测力实验,并将实验结果与其它可用的实验和数值计算结果进行比较,AT-303风洞的流场品质和实验仪器的性能得到了检验.在与实际飞行条件相对应的Mach数和Reynolds数条件下对典型的高超声速航天飞行器进行了实验.测量了气动力和力矩,确定了这些飞行器的主要气动特性.给出了实验结果,对实验数据进行了分析并与理论结果进行了比较.从研究中得到了一些经验,并提出对下一步研究的建议.