为了研究强地效环境下超音速有翼火箭橇侧翼气动特性,采用非结构网格求解可压缩雷诺平均N-S方程模拟了有翼火箭橇侧翼气动绕流情况,通过有无地面效应、侧翼攻角变化、侧翼连接位置变化等工况条件下侧翼气动特性结果对比,给出了多种工况条件下侧翼气动特性规律;结果表明:强地效环境下有翼火箭橇侧翼气动升力变化剧烈,增幅约41%;侧翼攻角在-6°~6°,气动升力逐渐增加,气动阻力逐渐减小,升阻比先减小后增大;侧翼连接位置的变化气动特性总体上表现并不敏感。

目前,火箭橇试验是飞行器空气动力学重要试验手段,然而强烈的地面与轨道干扰会影响试验的精度,甚至导致试验失败。采用尺度自适应SAS方法和基于铺层算法的动网格技术对不同马赫数下的超声速火箭橇滑行过程进行数值模拟,探究了超声速火箭橇的气动力致振机理。采用了数值风洞模拟方法对超声速火箭橇无限空间绕流和仅包含地面的橇体绕流进行仿真,分析了不同环境条件下的激波特征。结果表明超声速火箭橇的头激波传播至轨道和地面时会发生激波反射,反射激波的存在会导致超声速火箭橇产生升力,并带来阻力的略微增加;反射激波与轨道扣件的周期性碰撞使得其尾迹区具有非定常特征;火箭橇的气动力激励振动频率与尾迹波动频率一致,即气动力激励振动对非定常尾迹具有锁频现象。此外,压力信号的功率谱密度分析表明气动力激励振动存在谐声...

针对超声速火箭橇试验对被试品表面压力场分布高精度测试需求,提出了一种基于标定技术和数据算法优化处理的气动压力测试方法。该方法在气动压力特性高精度采集、存储测试、气密性检测的基础上,分析了温度对压力传感器响应特性的影响,通过测试系统构建和对压力传感器标定,建立了有关算法,并经过验证。结果表明,利用标定的数据通过数据处理算法修正,提高了测试精度。

针对高速运行条件下飞机弹射救生试验难题,全尺寸火箭橇试验是低风险、高费效比的研究手段。为确定气动力对弹射救生火箭橇工作状态的影响,本文建立了全尺寸双轨弹射救生火箭橇模型,在CFX平台上对比分析了k-ε、k-ω和SST这3种湍流模型对数值模拟结果的影响,结果表明湍流模型对计算结果相对误差小于1.5%。基于SST湍流模型,对弹射救生火箭橇橇体和座舱两部分的气动特性进行了数值模拟。结果表明亚音速和跨音速条件下,弹射救生火箭橇的等效阻力系数随速度的增加而单调递增,橇体和座舱阻力之比随速度增加呈现先减少后增加的规律;火箭橇橇体对弹射救生座舱舱盖的阻力、升力及压强影响均较小,两者计算误差小于16%,火箭橇流场对飞机座舱舱盖切割性能测试影响较小。在亚音速条件下开展了弹射救生火箭橇试验,实验结果与计算值吻合较好,验证...

分析了高超声速火箭橇橇体在运动中所涉及的气动热计算问题,对于8Ma以下的气动热问题,介绍了量热完全气体与热完全气体热力学参数计算方法,并通过数值计算比较了不同速度下两种气体的热力学参数变化情况,在低马赫数时,两种气体计算结果的差别不大,随着来流速度的增大,两种气体计算结果的差值增大。对于8Ma以上的气动热问题,介绍了高温真实气体的气动热计算方法,为高超声速火箭橇的气动热计算奠定了理论基础。

针对超声速火箭橇试验中被试品表面压力场分布的高精度测试需求,考虑到气动压力传感器受温度影响较大,存在明显的基线温度漂移和线性温度漂移,提出一种基于高低温试验箱的气动压力传感器温度响应特性标定方法。基于温度对压力传感器响应特性影响分析,将压力传感器在模拟试验温度环境下进行标定,建立了算法并进行了试验验证。试验结果表明,该方法能准确地反映压力传感器灵敏度系数随温度的变化关系,通过修正数据处理算法,显著提高了测试精度。

为减小高超声速火箭橇在轨运动时由于气动升力导致的运行不稳定,故在其前、后滑靴上安装导流板以提供负升力。以考虑粘性的稳态三维可压N-S方程为控制方程,采用经熵修正的Roe空间差分格式、LU-SGS隐式时间推进格式,使用两方程可实现k-ε湍流模型,对14种气动外形进行了CFD仿真,从导流板气动效果、流场特性、外形优化和速度影响四个方面进行了研究。结果表明:导流板可增大火箭橇负升力,增强其运行稳定性;火箭橇流场存在大量激波反射、激波干扰行为,影响着导流板周围流场的密度、温度、速度、湍动能与涡线分布,也影响着导流板所受的气动力;导流板的尺寸及安装角会影响导流板的气动性能,且安装角对其影响更明显,以此可进行导流板的气动外形优化;随着马赫数的增大,前导流板负升力及阻力增大程度相比于后导流板更为明显。