用混合网格模拟绕X-38粘性流动

采用混合网格，利用DLR所发展的计算软件TAU对X-38高超声速粘性绕流进行了数值计算，网格自适应技术被用来生成有效的计算网格及提高对流场细节的分辨率。计算结果与现有的实验结果和用结构网格得到的结果吻合很好。     

高超声速再入飞行器气动轴研究

根据根据力学中的力螺旋概念，论述了再入飞行器的气动轴存在的一般性，分析了再入飞行器气动轴的三种类型，提供了确定气动轴的方法，建立了计算非对称再入飞行器飞动轴的近似方法和数值方法，近似方法基于修正的牛顿流理论和推广的内伏牛顿流理论，数值方法基于Ｊ．Ｅ．Ｄａｙｗｉｔｔ教授发展的分离系数矩阵欧拉方程时间相关方法和张鲁民研究员发展的三维定常分离系数矩阵欧拉方程的空间推进方法。     

高超声速流动中侧向喷流干扰特性的实验研究

在高超声速(M=6)流动中,实验研究了侧向喷流的干扰特性,并探讨了喷流压力、攻角、迎风侧及背风侧喷流对侧向喷流干扰特性的影响.结果表明,在高超声速流动中,随喷流压力增大,喷流弓形激波与来流弓形激波相交,喷流前的高压区增大,而喷流后的低压区几乎不受影响,喷流的控制效果加强.与迎风侧喷流相比,背风侧喷流控制效果更好,这一趋势随攻角的增大更加明显.     

高超声速飞行器脆性透波材料大热流冲击下断裂性能试验

高超声速飞行器在俯冲段、高机动变轨或瞬间外露定位探测设备时,快速变化的高热流密度气动热会对天线窗、天线罩等部件产生强烈的热冲击。判断脆性材料透波部件在大热流密度冲击下是否出现断裂破坏及确定断裂时间点,对于高超声速飞行器能否最终锁定并击中目标具有极为重要的意义。本文建立石英灯红外辐射式大热流冲击试验系统,最大冲击热流密度可达1.5 MW/m²,并对SiO₂和Al₂O₃2种脆性材料进行了高速热冲击试验。热流冲击模拟准确,控制结果与预设热流的相对误差小于1.0%。同时,采用数字图像相关方法实时采集热冲击过程中脆性材料表面散斑图像的动态变化,成功捕捉并获得了断裂时间点这一重要关键参数。通过对散斑图像的分析计算,得到了脆性试验件断裂前的表面应变的变化。试验结果为高超声速飞行器透波天线窗等信号探测定位部件在高速大热流热冲击下的安全可靠性设计提供了重要依据。     

锯齿形转捩片触发高超声速进气道边界层转捩的大涡模拟

为促进锯齿形转捩片在高超声速进气道中的应用,以地面风洞条件下的二元进气道为研究对象,采用高精度大涡模拟方法对锯齿形转捩片在三级压缩楔面上触发的边界层转捩现象开展了研究。数值方法基于隐式亚格子模型,空间离散采用高精度通量限制型紧致格式,时间推进采用显式Runge-Kutta方法。数值模拟清晰捕捉到了边界层转捩的空间发展演化过程,并获得了统计平均流场以及流场脉动特征。数值模拟结果表明转捩片能够有效触发进气道压缩面边界层转捩;通过与等熵压缩面及单楔面数值模拟结果的对比分析,获得了转捩片触发边界层转捩的内在机理,为后续研究工作奠定了基础。     

高超声速ISR平台乘波外形优化设计及需求验证

对乘波构型在高超声速ISR平台气动外形设计上的应用问题进行了研究。基于高超声速ISR平台的总体参数,对锥导乘波体进行了参数化几何建模。以升阻比和容积率为优化目标,采用正交试验设计方法、非线性回归模型和粒子群算法对锥导乘波体进行了多目标优化设计。选取Pareto前沿中的4个特征点作为高超声速ISR平台的初步气动外形,采用数值计算方法对其进行了性能分析,并对设计需求进行了初步验证。研究结果表明:上下表面"双凸"、两侧近似机翼的乘波体在保持较高升阻比的同时又具有较大的容积率,满足航程、载荷和起飞重量等设计指标的需求,可用于高超声速ISR平台气动外形设计。由于航程指标值较大,对燃油结构质量比的要求较高。     

双模态超燃冲压发动机研究进展

通过对各种发动机性能的对比分析 ,认为双模态超燃冲压发动机非常适合作为高超声速飞行器的动力推进装置。国内外的实验研究和数值模拟的结果揭示了如何实现双模态超燃冲压的模态转换     

基于轨迹在线规划与跟踪律在线计算的自适应再入制导方法

针对高超声速飞行器非标称再入飞行任务的高精度自主制导问题,研究了一种基于轨迹在线规划与跟踪律在线计算的全自主自适应制导方法.该方法基于拟平衡滑翔条件与高精度的规划模型在线生成满足多路径约束的参考轨迹,在跟踪参考轨迹时引入符号函数法在线计算线性二次调节器的反馈增益矩阵,以获得高精度的自适应跟踪律.最后通过远程、近程两种工...     

高超声速飞行器翼面前缘半主动金属热防护系统设计与分析

针对高超声速飞行器翼面前缘的热防护,文章设计了一种基于热管的半主动金属热防护系统。设计中使用工程估算方法预测了翼面前缘的气动热环境,并采用有限元法对高温合金翼面前缘结构进行了热固耦合分析和强度考核。分析结果表明:在马赫数为5~8的飞行状态下,热管可以有效地降低高超声速飞行器翼面前缘峰值温度达23%~31%,且呈现飞行马赫数越高则峰值温度降低幅度越大的趋势;同时热管还可以降低翼面前缘结构温差达90%以上,从而极大地减小由于温差而导致的热应变和内部应力。因此,将基于热管的半主动金属热防护系统应用于高超声速飞行器翼面前缘可以真正实现结构防热一体化,有助于获得较好的防热和减重效果。     

高超声速钝球柱外形表面热流分布研究

文章采用数值求解雷诺平均Navier-Stokes方程方法对高超声速钝球柱地面试验模型进行了计算,比较了不同头部半径和肩部半径条件下表面热流的分布特征。研究表明：钝球柱头部区域表面热流分布与头部半径和肩部半径紧密相关。其中,头部半径对热流分布特征和热流大小均存在显著影响。当头部半径较小时,头部区域热流呈现双峰值分布,热流由驻点峰值逐渐下降,接近肩部时开始上升,至肩部峰值点后又继续下降。随着头部半径的增大,驻点热流减小,肩部热流增加,双峰值分布逐渐演变为单峰值分布,热流由驻点单调上升至肩部峰值点;相对于头部半径,肩部半径主要影响热流大小,驻点热流和肩部热流均随肩部半径的增大而增加,不同肩部半径计算模型的头部热流分布规律基本一致。