Micro-X概念验证机热防护系统研究进展

简述了国外可重复使用运载器的研究现状及发展趋势，详细介绍了美国下一代可重复使用运载器Micro—X概念验证机的热防护材料及设计。     

无人机载多传感器图像融合评述

为了能为作战指挥系统提供清晰的局部战场信息,提高对局部战场低可观测目标的检测概率、定位精度及识别概率,迫切需要对无人机载SAR、可见光传感器、红外探测器等图像信息及其他非图像信息融合处理。提出了无人机载多传感器图像融合技术需要研究的内容,如: 图像融合新方法研究;无人机载SAR图像的非平稳性处理;基于图像融合目标检测和处理技术; 无人机载图像和非图像信息的融合问题;无人机载多传感器图像融合的实现及评估;多无人机载合成孔径雷达的协同成像;用图像融合的方法实现对运动目标检测等。分析了所提出研究内容的可行性,剖析了其中的关键技术,拟定了可能的技术路线。     

运载火箭动力冗余技术

概述了前苏联N-1火箭,美国土星系列,航天飞机以及法尔肯9运载火箭动力冗余应用情况,重点介绍了N-1火箭四次发射失利以及最终的事故原因,从现役运载火箭可靠性评估结果、运载火箭飞行故障统计结果和运载火箭动力冗余和非冗余可靠性的关系三个方面论证了动力冗余的必要性;提出了变推力方式和发动机贮备方式两种动力冗余方式,并分析了它们对运载火箭整体性能以及各系统的影响,最后梳理出实现动力冗余需要重点解决的关键技术。     

高速车辆侧窗风振噪声仿真分析与控制

采用大涡模拟的计算方法,对某轿车在不同侧窗开启工况下风振噪声特性进行了数值仿真.揭示了侧窗风振噪声的产生机理,分析了不同侧窗开启方式下驾驶员耳旁声压级存在差异的原因.分析结果表明:后窗附近湍流强度弱,能量耗散少,开启时风振噪声最大;开启2个侧窗时,由于气流导出效应,可以有效地降低风振噪声.提出了使用扰流装置抑制风振噪声的措施,探讨了不同形状扰流装置对风振噪声影响.仿真结果表明:方形扰流装置的降噪效果最明显,最大降幅可达15dB.      

高温升燃烧室与双燃烧室发动机性能对比分析

采用一维定常计算方法,考虑各种部件效率的影响,在双燃烧室发动机总增压比为32,涡轮前总温为1900K时,与高温升燃烧室涡轮前总温为2400K时进行了总体性能对比,并指出了双燃烧室结构发动机2个燃烧室的热量分配方法.结果表明:温升同为1463K时,高温升燃烧室发动机比双燃烧室发动机单位推力高2.7%,耗油率低3.8%.双燃烧室结构发动机更有利克服超声速下的冲压损失, Ma大于1.5之后,增力比大于高温升燃烧室发动机.      

扑翼非定常运动对平尾影响及俯仰力矩特性研究

为了研究微型扑翼飞行器尾流对其平尾设计、飞行器稳定性以及飞行控制的影响,选取微型扑翼飞行器ASN-211为原模型,采用将其简化为二维的前后串列翼模型进行具体计算和分析。首先以Fluent动网格技术为背景,在用户自定义函数控制扑翼的非定常运动条件下进行不可压、非定常二维流动的计算,并研究在扑翼非定常运动条件下的模型的俯仰力矩特性。然后通过计算不同来流攻角、扑翼扑动频率、扑翼与平尾间距以及不同力矩中心下扑翼、平尾及总的力矩系数,讨论各个参数对力矩特性的影响。最后得出不同的扑翼扑动频率以及扑翼与平尾间距将会对平尾与扑翼的俯仰力矩间的相位差产生影响,所得结论为扑翼飞机的重心布置设计提供参考。     

乘波体飞行器气动布局优化设计

由于具有高升阻比,乘波体是高超声速巡航飞行器气动布局的首选方案。文章在求解圆锥激波流场精确解的基础上,应用流线追踪方法,建立了乘波体飞行器气动布局的参数化模型。在此基础上,对飞行器的气动力特性进行了估算。最后,以气动布局参数为设计变量,升阻比最大化为设计目标,对乘波体飞行器进行气动布局优化设计,应用改进的粒子群优化算法(Particle Swarm Optimization,PSO),对优化模型进行求解,得到了优化的气动布局设计方案。     

通气模型内流道阻力直接测量技术

推阻特性是吸气式飞行器研制中最为关注的气动特性问题之一.为研究通气模型内流道阻力特性,在中国空气动力研究与发展中心(CARDC)超高速所的1m高超声速风洞上开展了吸气式飞行器通气模型内流道阻力直接测量技术研究.研究选取吸气式飞行器的一个内流道模块为研究对象,通过将内流道模块与模型其余部分进行分离设计、采用特种应变天平直接测量模型内流道气动力的方法得到通气模型内阻,同时进行了干扰因素分析和试验数据修正方法研究,开展了Ma=4条件下的内流道阻力测量试验并给出了典型试验结果.试验结果表明,通气模型内阻随攻角和喉道高度变化而变化.     

考虑激波串的超声速燃烧流场分析模型

发展了一种考虑激波串结构的超声速燃烧流场分析模型,以应用于吸气式高超声速飞行器的设计优化过程。模型通过求解耦合有限速率化学反应的刚性常微分控制方程组来描述燃烧室内点火、燃烧等气动热力现象,采用Billig激波串模型模拟燃烧高压前传过程。采用该模型对"等直段+扩张段"、"后向台阶"和"支板喷射"三种典型构型燃烧室流场进行了计算。结果表明:所建模型正确地反映了超声速燃烧室流动中的物理化学过程;与实验数据比较,模型计算出的壁面压力分布比没有考虑激波串结构的模型符合的更好。     

超燃冲压发动机前体边界层转捩风洞试验方法

吸气式高超声速飞行器前体边界层强迫转捩研究是各国高超声速研究计划的重要内容之一。本文归纳总结了美国开展Hyper-X前体边界层强迫转捩研究风洞设备的选则依据和选用的主要风洞;归纳了各风洞在超燃冲压发动机前体边界层强迫转捩试验中采用的主要测量和显示技术;分析了强迫转捩扰流装置设计过程中,风洞试验研究采用的方法。