吸气式高超声速飞行器机体推进一体化技术研究进展

吸气式高超声速一体化飞行器最显著的特点是子系统之间的耦合较其他类型飞行器更加强烈,这使得其设计具有挑战性。所有的子系统之间部件相互干涉,包括:气动、推进、控制、结构、装载和热防护等,特别是机体与超燃冲压发动机之间的耦合最为突出。飞行器的前体和后体下壁面既是主要的气动型面,又是超燃冲压发动机进气道外压缩型面和尾喷管的膨胀型面,在产生推力的同时也产生升力和俯仰力矩。机体与发动机的强耦合作用对飞行器的推力、升力、阻力、俯仰力矩、气动加热、机身冷却、稳定性和控制特性有直接的影响。本文介绍了国内外机体推进一体化技术的研究进展,重点介绍了中国空气动力研究与发展中心(CARDC)的相关研究工作,包括:密切曲锥曲面乘波进气道和基于双激波轴对称基准流场内转式进气道设计方法、独创的大尺度脉冲式燃烧加热风洞一体化飞行器带动力试验技术和高超声速内外流耦合数值模拟技术等。对高速飞行中激波边界层相互干扰、流动分离机理、可压缩湍流转捩及其控制、超燃冲压发动机燃烧流动机理等相关基础问题也进行了研究,强调了对高效高精度计算方法的迫切需求。     

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。     

基于定位特征点的叶片锥束CT点云模型配准方法

针对实际生产过程中锥束CT检测空心涡轮叶片的点云数据与计算机辅助设计模型的配准问题,提出了一种基于定位特征点的叶片锥束CT点云模型配准方法。首先将点云数据与计算机辅助设计模型进行预配准;然后查找空心涡轮叶片的设计定位特征点坐标;最后根据定位基准点寻找点云数据上与之对应的基准点,并建立各自坐标系,根据坐标系进行几何变换,迭代直至满足要求,从而完成精确配准。试验结果表明,该方法很好地实现了锥束CT点云模型的配准定位,满足了实际生产要求。     

高焓激波风洞喷管流场非平衡特性研究

高焓激波风洞是开展高超声速流动研究的重要地面模拟设备,但其产生的高焓气流在喷管中的膨胀过程是一种典型的热化学非平衡流动,试验段特征参数通过直接实验测量难以完全确定。本文通过求解耦合双温度模型的轴对称Navier-Stokes方程,研究了高焓激波风洞中典型状态下气流的热化学非平衡流动特性,分析了焓值对非平衡特性的影响规律。结果表明,喷管出口自由流均匀区域达到出口截面直径的75%以上,能够为实验提供足够的空间;喷管出口自由流处于热化学非平衡状态,在喷管喉道后约1/5喷管长度处气流即已处于冻结流状态,组分浓度和振动温度随气流流动基本不变;焓值在8.4MJ/kg~19.5MJ/kg之间变化时,非平衡程度随着焓值的增加而增强,但是低焓值时非平衡程度的增强更加剧烈。     

发动机动力模拟风洞试验中的空气桥技术

介绍了发动机动力模拟风洞试验中的空气桥设计技术和影响修正方法.通过自由度分析,选择了合理空气桥布局,采用有限元方法对空气桥关键受力梁进行了优化,建立了空气桥天平一体化数值模拟技术,使得空气桥和天平刚度更加匹配.通过这些设计及优化使得空气桥的作用力最小,并具有较强的克服压力影响、温度影响的能力.通过试验建立了空气桥附加刚度影响、内部压力影响、温度影响和内部流量影响的修正方法,进一步减小了空气桥对天平的影响.在8m×6m低速风洞进行了某大展弦比飞机全模涡扇动力模拟器(TPS)短舱动力模拟试验.试验结果重复性好,阻力系数精度达到0.0003,和相关文献吻合.这表明空气桥技术是成功的,满足了TPS短舱动力模拟试验要求.      

吸气式高超声速飞行器内外流同时测力试验

为研究吸气式高超声速飞行器新型测力试验技术的可行性,在马赫数Ma=6、高度H=27km模拟飞行环境下开展了风洞试验。以轴对称吸气式高超声速飞行器无舵翼简化构型为研究对象,通过合理的试验系统设计解决内外流解耦关键技术,采用两个环式六分量天平在同一车次上测量模型内外流气动力载荷。试验结果表明:内外流气动力天平测量数据和全模气动力数据准确反映了内外流解耦、内外流窜流、进气道起动/不起动以及溢流影响等物理现象;从物理上实现了内外流解耦;内流气动力对全机气动性能贡献大;内外流解耦、进气道起动时,气动力数据准确、重复性好;窜流产生的传力属于内力。试验证明,同时测力试验技术可行,为解决内外流气动数据源于不同试验所致的不确定性问题提供了有效手段。     

国产高档数控系统在航空领域的应用与性能分析

基于目前国产数控系统在航空结构件加工中的实际运行情况以及在使用过程中暴露出的问题,详细统计并分析了国产数控系统在航空结构件加工中的应用现状和综合性能。结合"工业4.0"发展理念,探讨了面向航空领域国产数控系统对航空企业实现智能化制造的意义和未来发展。     

基于速度剖面拟合的航空器场面滑行4D轨迹预测

为提高机场的整体运行效率和综合保障能力,提出了一种基于速度剖面拟合的航空器场面滑行4D轨迹预测方法。构建了航空器的滑行动态模型,进而引入标称速度剖面的概念。将DSW算法应用到速度剖面的拟合中,得出一种标称速度剖面的生成方法,并通过建立平均速度修正参数修正不同机型对滑行速度的影响,基于动力学平衡方程,构造了标称速度到瞬时速度的映射,结合BADA数据实现对瞬时速度的修正。在上述分析的基础上得到航空器场面滑行4D轨迹预测模型。案例表明,与基于动力学的方法相比计算结果更加准确,使平均误差降低47．3％,能够有效地预测航空器的4 D轨迹。     

美国NASA的适航气动研究及启示

飞机适航管理是以民用航空器为对象的强制性、法规性和技术性飞行安全管理。简述美、欧等世界航空大国飞机适航管理及适航规章;研究美国NASA在飞机适航领域开展的气动研究工作;探讨我国国家空气动力试验机构服务于适航工作的途径。     

基于非线性气动力的飞机飞行载荷计算

为了研究气动力非线性对飞机静气动弹性特性及飞行载荷的影响,发展了一种基于非线性气动力的飞机静气弹及飞行载荷计算方法。通过引入CFD计算结果,实现对线性方法中的气动力影响系数矩阵的非线性修正,采用模态法求解静气弹配平方程得到飞机非线性的气弹变形及飞行载荷。以某翼身组合体构型为计算算例,分别针对刚性模型和柔性模型,基于非线性气动力完成了飞机静气动弹性分析及载荷计算,并与线性结果进行了对比分析。结果表明,非线性方法可对大迎角范围内飞机静气弹变形及飞行载荷做出较合理的预测。