火星再入飞行器风洞试验与真实飞行之间相关性的探讨

由于风洞试验条件限制,难以完全模拟火星再入飞行器真实飞行环境,因此需要建立火星再入飞行器风洞条件与真实飞行之间的关联关系。基于国外文献公开数据,采用数值方法和对比分析方法探讨了类"探路者号"外形的火星再入飞行器的风洞试验与真实飞行之间的外推方法。结果表明,在高焓空气风洞和常规空气风洞试验条件下,可以将模型驻点附近的无量纲压力和压力系数作为相关性参数,将风洞条件与飞行条件相关联起来,但是不能直接利用风洞试验的热流、无量纲热流和Stanton数作为关联参数;在高焓CO₂风洞试验条件下,可以利用模型驻点附近的无量纲压力、压力系数和Stanton数作为外推参数,但是不能直接将风洞试验的热流、无量纲热流作为相关性参数,将风洞条件下的风洞数据通过外推获取飞行条件下飞行器的性能参数。      

高超声速飞行器相关的摩擦阻力直接测量技术

摩擦阻力是高超声速飞行器气动力的重要组成部分,也是制约高超声速飞行器发展的重要因素,因而对摩擦阻力的准确测量就显得尤为重要.简要介绍了近年国内外与高超声速相关的摩擦阻力直接测量技术的发展状况,同时对中国航天空气动力技术研究院自行研制的两套摩擦阻力测量装置作了介绍,并指出应变式摩阻天平技术是测量摩擦阻力的有效途径之一.文中给出了这两种结构形式摩阻天平的静校结果及其在高超声速风洞中的试验结果,并对结果进行了讨论.     

SST湍流模型在高超声速绕流中的改进

为模拟高超声速湍流问题,对剪切应力输运(SST)湍流模型系数进行了修正。数值格式采用改进的总变差递减(TVD)格式,并对湍流模型的负值强制项进行了隐式处理。在此基础上计算了绕平板以及具有分离、再附、激波/边界层干扰等复杂流动结构的压缩拐角的高超声速流动。计算结果与试验数据及半经验公式的对比表明:SST湍流模型引入的雷诺剪切应力与湍动能之比为常数(Bradshaw数)在高超声速绕流中并不成立。Bradshaw数修正后的SST湍流模型与原模型相比,所计算的壁面压力、摩擦阻力和壁面热流分布更接近试验结果。     

高阶格式及其在内外流场计算中的应用

高阶格式这里包含两种不同的含义,一种是人们常说的高精度格式;另一种是高分辨率格式,因为它常与高精度有密切联系,但两者毕竟有严格的区别.在格式的构建上,相比之下高分辨率格式较高精度格式难得多.本文从4个方面讨论了高精度格式与高分辨率格式在相关领域中的应用并给出了大量算例,这对澄清人们对高阶格式的认识,弄清它们各自的适用范围是十分必要的.大量的数值计算与研究表明:对于复杂流场,尤其是既考虑激波与边界层相互作用,又要考虑壁面传热的流场,用低阶数值格式计算是无法得到与实验较接近的数值结果的,因此发展高阶格式对处理高温涡轮的气膜冷却问题以及高速飞行器的气动热计算是至关重要的.      

不同飞行工况下的某高超飞行器流道特征及气动力特性研究

对一种类似于X-43A飞行器的一体化构形进行了全三维数值仿真模拟,将前体下表面侧沿程静压分布的计算结果与实验结果进行了对比,二者吻合较好,表明数值模拟方法正确,结果可信.在此基础上研究了不同飞行工况下飞行器流道特征及气动力特性的变化.研究结果表明:①研究范围内来流马赫数的变化对全流道的流动结构和全机气动力特性有着一定影响,使得飞行器全机的升阻比略有下降;②随着飞行攻角的改变,全流道的流动结构和升力系数变化显著,而阻力系数的变化并不明显;③侧滑角导致了不对称的流动结构,但在本文的研究范围内其进气道以及全机的气动特性的不利影响并不明显.      

超音速、高超音速飞行器动导数的高效计算方法

将超音速、高超音速气动力工程计算方法综合起来,推广到非定常气动力的计算,并用于求解任意外形飞行器作强迫运动时的非定常气动力.在此基础上进一步发展了一种适合于超音速、高超音速大迎角状态的飞行器动导数计算方法和程序.计算结果与国际标准实验数据作了比较,证明了该程序的正确性和精度.研究了减缩频率和基本迎角对动导数的影响,结果表明基本迎角对动稳定性导数影响较大,而减缩频率在小迎角范围内对动导数影响很小.     

高超声速串联式组合动力装置方案

为保证高超声速运输机在宽广的飞行包线内(Ma＝0~5,H=0~30km)稳 定可靠工作,对涡轮/冲压组合动力装置串联方案展开研究.首先建立了经试验数据校核的 适于高超声速飞行的组合动力装置部件级变循环详细非线性性能计算模型;在此基础上,利 用发动机设计点热力循环分析和非设计点性能分析方法对串联方案的综合特性进行评估,最 终给出一种经过优化的串联布局涡扇/冲压组合动力装置总体性能设计方案.研究结果表明 ,优化方案可有效地缩小组合发动机的结构尺寸与重量,有利于进气道,喷管的调节以及冲 压燃烧室燃烧的组织.通过综合调整发动机5个可调几何部位以及涡轮发动机燃油流量和冲 压燃烧室燃油流量,可以实现涡扇/冲压模式的平稳转换.      

二维超／高超声速进气道流场数值模拟

对超／高超声速三级压缩进气道流场进行了数值模拟,来流马赫数为4、6,进气道内流动为层流状态,根据二维Navier-Stokes方程,采用二阶精度Roe格式进行离散。按照流场特点,合理地设计网格分布及调整不同黏性范围的熵修正,防止了壁面附近过大的数值耗散,使计算结果更加合理。在进气道模型的各级压缩折转角处,获得了清晰的激波结构,在进气道内部的各种波系的相交、反射和激波诱导的边界层分离等现象都得到合理的描述。计算得到的压力分布,在各级压缩斜板上同简单波理论结果十分接近。用本文方法计算了另一个二级压缩进气道,沿上、下壁面的压力分布与试验比较符合得较好。     

一种基于结构化贴体网格的DSMC方法研究

基于DSMC方法,发展了一种结构化的贴体网格的分子运动轨迹跟踪和定位的方法———网格面法向量判断法。在此基础上建立了一套DSMC数值模拟程序,对球双锥和Apollo飞船在过渡区域流动进行了数值模拟,并分析了其过渡区域超音速、高超音速的气动力、气动热等问题。通过将本文的计算结果与参考文献的计算结果和实验结果进行了比较,验证了所发展的方法的可靠性。     

高超声速巡航导弹关键技术的探讨

高超声速技术是当今军事强国关注的武器发展方向。文章介绍了高超声速导弹的特点, 探讨了高超声速巡航导弹设计中的几个关键技术,包括弹体外形设计、发动机的研制、控制与制导设计等,最后对高超声速巡航导弹的设计提供了一些研究方向。