高超声速流动多物理效应对美国航天飞机气动力影响研究的回顾

临近空间高超声速流动往往存在真实气体效应、稀薄气体效应和粘性干扰效应等多种复杂的物理、化学和流动现象。围绕高超声速绕流中多物理效应这一主题,对美国航天飞机高超声速气动力研究的工作按飞行前与飞行后两个阶段进行了回顾。在飞行前阶段,主要介绍了气动力外推参数的研究和不确定度研究的内容,确定了以第三粘性系数珔V'∞作为气动力特性外推参数,以及给出了气动力不确定的计算方法;而在飞行后阶段,主要介绍了飞行试验数据与预测数据的对比、纵向配平异常分析和外推方法,给出了初步的由风洞数据外推到飞行数据的外推方法,确认了真实气体效应对航天飞机气动特性影响,但是否对舵面效率产生影响没有达成一致的结论。而后,作者讨论了避免纵向配平异常的可能性、体襟翼效率数值计算与试验的差异、气动力不确定度研究和建立飞行试验/风洞试验/数值计算数据共享机制四个方面的问题。另外,早期的研究文献提到了航天飞机在再入过程中这些效应是同时存在的,在当时的研究条件下难以区分各自对气动力特性的影响,后来的研究文献也没有着力于研究其耦合影响效应对航天飞机气动力特性的影响,这为下一步研究再入飞行器高超声速绕流流动的多物理效应提供了指引。     

理论解用于复杂构型飞行器气动阻力方法研究

针对现有的理论解方法尚不适用于复杂构型飞行器气动力求解的问题,从稀薄气体分子的动力学模型出发,制作等效平面以分析各部分来流的宏观特性,并将入射流和反射流作用分开进行考虑,从而计算出几种典型情况下的气动阻力值。后续验证表明,在分子-壁面间多次碰撞不显著时,此方法能够获得较准确的气动力结果。所提出的气动力计算方法对低轨道飞行器的气动力计算及气动构型优化等工作均具有一定的参考价值。     

国外航天运输系统防热系统,结构和材料的总体分析研究

对近年来国外航天运输系统包括飞船、航天飞机和空天飞机等的防热方案的选用方向、防热结构和防热材料的研究与应用以及发展方向进行了高度概括与分析，采用了新的分类方法，介绍了各种新型的防热系统、结构和材料。     

跨流域空气动力学模拟方法与返回舱再入气动研究

针对回收类航天器(返回舱)再入过程所遇跨流域多尺度非平衡绕流问题,综述基于Boltzmann方程碰撞积分物理分析与可计算建模,构造考虑完全气体、转动非平衡、含振动能激发热力学非平衡效应各流域统一Boltzmann模型方程,及由此建立返回舱再入气动力热绕流问题气体动理论统一算法研究进展与算法检验。作为方法间验证结合,进一步简述了融合再入热化学稀薄气体电离非平衡流动DSMC方法、近连续过渡流区N-S/DSMC耦合算法、经滑移边界修正的N-S方程解算器、低密度风洞实验测试等多种空气动力学模拟手段,建立求解Boltzmann模型方程气体动理论统一算法(GKUA)、DSMC、N-S/DSMC、滑移N-S解算器、低密度风洞实验验证补充,适于返回舱再入从外层空间自由分子流到近地面连续流跨流域空气动力学一体化模拟平台。将此平台用于再入H=110～30km各流域球体、高超声速尖前缘中空柱裙、返回式卫星球锥体、飞船返回舱稀薄过渡流以至近连续流区气动力/热与姿态配平绕流问题计算与实验分析比较,证实统一算法在高稀薄流区,与DSMC吻合很好;在连续流区,与(滑移)N-S解算器相一致;在中间过渡带,与N-S/DSMC耦合算法相容;具有全飞行流域很好的计算一致收敛性。简述了跨流域空气动力学几种模拟手段的适应性特点与展望,揭示了返回舱再入跨流域复杂高超声速流动变化规律。     

高超声速气动力数据天地相关性研究综述

综述了国内外高超声速飞行器气动力数据天地换算技术方面的研究现状及趋势,内容包括高超声速飞行器气动力地面试验研究进展,气动力数值计算技术研究进展和试验数据关联外推方法研究进展。其中,气动力地面试验研究进展部分重点关注国内外与高超声速飞行器研制密切相关的地面风洞试验的能力和不足,及相应的处理手段;气动力数值计算技术研究进展部分主要对国内外若干典型软件的综合能力及其满足高超声速技术的程度进行了概述;气动力试验数据关联外推方法主要对早期美国航天飞机、X-43A及其他飞行器研制过程中用到的气动力天地数据关联方法进行了调研;在上述基础上,进一步指出了开展高超声速飞行器气动力数据天地换算技术需关注的问题。     

飞机失速/尾旋特性飞行仿真方法研究

针对飞机失速/尾旋特性飞行仿真中的一些关键问题,包括气动力建模、风洞试验数据使用和飞行动力学模型建模等,提出了相应的解决方法 :采用多维数据组形式的非线性气动力模型建模;对于组合舵偏的旋转效应的附加气动力,采用单舵偏叠加的方法得到风洞试验数据;飞行动力学模型必须采用六自由度仿真模型等。将这些方法应用于某算例飞机并进行了飞机的失速、尾旋仿真计算,仿真得到的失速、尾旋进入和改出方法同自由飞试验的进入和改出方法吻合,表明该方法可以应用于工程仿真。     

动力增升飞机气动力计算方法研究

分析了国外动力增升飞机气动力计算方法,提出了一套新的动力增升飞机快速计算方法。新方法解决了传统方法在小速度下气动力发散,多速度点求解气动力带来计算效率低等问题。以某动力增升运输机为算例,验证了新方法的正确性。     

伞翼无人机精确建模与控制

前缘切口以及后缘下偏是影响伞衣气动力计算的关键因素。为实现伞翼无人机（UAV）的精确控制，从提高翼伞系统动力学模型的精度入手，在升力线理论的基础上，基于计算流体动力学方法，综合考虑前缘切口以及后缘下偏的影响，计算了不同切口尺寸模型的升力、阻力系数。利用最小二乘法辨识了升力、阻力系数与迎角、切口尺寸以及下偏量的关系，实现了翼伞气动力的精确计算，改进了伞翼无人机的六自由度动力学模型。对改进的动力学模型进行轨迹跟踪控制的仿真，通过与空投试验数据的对比，验证了改进翼伞系统动力学模型方法的准确性，对于伞翼无人机的仿真和控制器设计具有重要意义。     

高速柔性飞行器耦合动力学研究进展

针对以超声速或高超声速飞行的高速柔性飞行器,气动加热、气动弹性与飞行动力学间的相互耦合效应更加显著的情况,综述了高速柔性飞行器耦合动力学的研究现状与进展,包括弹性变形引起的非定常气动力的主要计算方法、受热结构气动弹性分析、气动弹性与飞行耦合动力学分析等.最后,提出了高速柔性飞行器耦合动力学研究中需要进一步关注的方向及问题.     

有地面干扰的动导数计算方法

提出了一种有地面干扰情况的飞行器动导数计算方法,其基本思路是从非定常升力面气动力理论出发,利用飞行器的低频运动的气动力,通过振动频率的级数展开,选用适当的气动力部分进行积分,得到所需的气动力导数,为阿了面的影响,将传统的镜像法结合到非定常用功力理论理论方法中,计算结果表明,地面干扰随距地面的高度变化而迅速变化,而且某些动导数的符号都发生了变化,说明地面干扰城飞行动力学的分析是应该加以考虑的。     

基于气动力降阶的弹性飞机阵风响应仿真分析及验证

低速飞机在阵风作用下容易产生非线性气动力,从而引发非线性气动弹性效应,对飞行安全造成威胁。针对此类问题的分析,经典面元法无法满足计算精度要求,计算流体力学(CFD)/计算结构动力学(CSD)全阶耦合分析效率低下,因此需建立满足工程应用的高精度、高效率的飞行动力学仿真分析模型。针对以上问题提出了一种适用于工程的非线性气动力降阶模型(ROM)用以实现弹性飞机飞行动力学仿真,特别是低速飞机在遭遇大幅值阵风情况下的阵风响应仿真。以风洞试验飞翼飞机模型为对象,利用CFD方法获得了该模型的气动力数据,利用自回归移动平均(ARMA)方法和径向基函数(RBF)神经网络方法分别建立了该模型的线性气动力ROM和非线性修正气动力ROM。结合模型的刚弹耦合飞行动力学方程对模型遭遇阵风情况下的响应进行仿真分析,并将仿真结果和风洞试验结果及CFD/CSD计算结果进行对比。结果表明建立的基于非线性气动力ROM的弹性飞机仿真模型在气动力预测、稳定性分析及阵风响应分析方面的表现都优于基于线性气动力ROM的仿真模型,和试验结果及CFD/CSD分析结果一致性较好,且所建模型在相同工况下的仿真时间远低于CFD/CSD分析方法...     

高超声速飞行器一体化纵向气动特性分析

高超声速飞行器机体/推进一体化构型具有高性能、高升阻比等优点,但由于气动、推进与控制作用相互耦合,给飞行动力学模型研究带来新的挑战。基于高超声速飞行器空气动力学理论,研究了一体化的气动推进计算方法。该方法采用斜激波理论、普朗特迈耶公式及激波膨胀波理论计算了高超声速飞行器气动力及推力,通过与CFD的计算结果比较,验证了方法的准确性与可靠性。最后对飞行器的纵向气动特性进行了分析与讨论。     

飞机结冰后非线性气动力建模及动态响应特性研究

当前结冰后的动力学仿真主要基于线性气动力模型及结冰影响模型进行,对于结冰后非线性气动力模型的研究较少,然而这对于飞机结冰后在大迎角等非线性区域的动力学分析极为重要.研究了飞机结冰后的非线性气动力模型,将结冰后线性气动力模型的估算方法扩展到非线性气动力模型上,并在结冰后大迎角区域风洞试验数据的基础之上,对失速及过失速区的气动参数变化进行修正.研究了飞机在不同升降舵脉冲信号作用下的动态响应.仿真结果表明,计算结果能够较好地反映飞机在结冰状态下的动力学特性,提出的非线性结冰影响模型能够为结冰条件下研究飞机失速及过失速区域的动力学特性提供理论支撑.     

三次样条插值法在气动导数计算中的应用

在飞行仿真建模过程中,快速、精确的气动导数查寻可以提高仿真系统的实时性和逼真性。在研究大量现有气动导数查寻方法的基础上,提出了一种运用三次样条法、双三次样条法进行气动导数查寻的新思路,该方法不仅避免了以往线性插值的"局部性",提高了计算结果的精度,而且还克服了函数(多项式)拟合法导致动力学模型通用性差的缺陷。仿真实验表明,该方法在气动力和气动力矩的计算中是有效的、可行的。     

航天飞机的气动问题

本文首先分析了各种航天飞机方案的气动要求,讨论了总体方案对气动外形的影响。接着根据美国航天飞机的飞行试验结果,研讨了研制航天飞机必须要解决的气动力和气动热问题。重点分析了风洞试验数据和飞行试验数据之间存在明显差别的原因。最后,对在我国开展航天飞机的气动研究和试验工作提出了建议。     

非定常气动力对变后掠飞机动态响应的影响

本文提出了一套完整的变后掠飞机在变后掠过程中从气动力直至航迹计算的数值求解方法。飞机在变后掠以及伴随变后掠而产生的动态响应过程中,飞机承受的气动力显然是非定常的,本文提出了这种非定常气动力的计算方法以及计及非定常气动力时飞机动态响应的计算方法。     

洛克希德在NASA载人航天飞行计划中取得核心地位

洛克希德·马丁公司令人吃惊地击败了诺斯鲁普·格鲁曼公司与波音公司组成的联盟,赢得了价值39亿美元的合同,为NASA设计建造“猎户座”———一种将取代航天飞机作为NASA主要载人飞船的航天器。到2019年,该合同的金额将高达81.5亿美元,最终合同额将取决于NASA定购多少艘这种可重用的“猎户座”飞船。就该合同展开的激烈竞争是从布什总统2004年呼吁研制一种新的乘员探索飞行器(CEV)后不久开始的。NASA的官员称,这种将替代航天飞机并能够将航天员送往月球的乘员探索飞行器可供6人乘坐,采用弹道式再入方式,明确地排除了采用空气动力学…     

基于欧拉方程的尾迹面法气动力计算

在飞行器气动设计中,气动力的分析与计算很重要。介绍了一种基于欧拉方程新的气动力计算方法。详细说明了该方法的基本原理,并用不同机翼在不同扰流情况下的气动力计算实例对该方法作了讨论与分析。数值模拟的结果表明该方法在飞行器的气动设计中是现实可行的,具有很强的工程应用价值。     

空天飞机的真实气体效应

本文首先以美国阿波罗飞船和航天飞机气动特性的飞行试验结果与风洞试验结果存在差别为例，说明研究真实握体效应对发展高超声速飞行器的重要性。在分析平衡流和非平衡流中激波特性的基础上，根据典型的空天飞机上升段轨道，分析了空天飞机激波后的平衡组元分布和松弛距离，进而，讨论了真实气体效应对空天飞机气动特性的影响，其中介绍了近代研究真实气体效应的计算流体力学方法和试验技术，重点介绍了Ｐａｒｋ提出的确定化学反应速     

MAV微型飞行器研究进展与总体设计

系统地介绍了微型飞行器的定义、类型、任务和国内外发展现状,提出了现在微型飞行器设计的技术难点,即在气动力计算时,经典的空气动力学不再适用以及缺乏小展弦比机翼在低雷诺数下飞行的试验数据,针对这一难点提出了一套系统的设计方案,分为3个部分,分别是气动力建模、多学科优化和仿真与试验。在气动力建模中采用试验与数值计算相结合的设计方法,在基础试验数据的粗略估算后进行CFD计算达到准确设计的效果。在多学科优化中重点对续航能力进行了优化。最后通过比较仿真的结果和原型机飞行试验的数据对设计进行了验证和反馈。此套设计方法适用于大多数微型飞行器的设计。