高超声速飞行器气动布局与操稳特性研究
本文介绍了高超声速飞行器气动布局分类,对钟形体布局、升力体布局、乘波体布局、翼身融合布局进行了分析说明,总结了高超声速飞行器气动布局的发展方向。从稳定性和操纵性的维度对高超声速飞行器的操稳特性进行了分析,重点分析了在纵向静稳定性、航向静稳定性、副翼操纵效率、方向舵操纵效率等方面,高超声速飞行器区别于传统飞机的特点。基于高超声速飞行器的操稳特性,给出了高超声速飞行器可行的升降舵、副翼、方向舵的使用策略。
高超声速飞行器的气动力工程计算
为满足高超声速飞行器在概念设计和优化设计中对气动力快速计算的需求,基于C/C++研究和开发了高超声速飞行器的气动力快速计算程序。使用该程序对HL-20升力体和双椭球模型的气动力特性进行计算,将计算结果与风洞实验数据进行对比分析。结果表明,计算结果与风洞实验数据吻合良好,该程序能够准确计算高超声速飞行器的升阻特性。通过修改工程计算方法,对比计算数据,验证本文使用的计算方法的精度,同时也体现了该程序可以灵活选择适合的计算方法的特性。此外,该程序不仅可以自由的更换计算方法,还能够作为C++的库文件链接成为优化程序的一部分,实现高超声速飞行器的概念设计和优化设计。
超声速/高超声速飞行器气动力快速估算平台设计及应用
超声速/高超声速飞行器气动力快速估算是飞行器初步设计阶段性能评估及设计优化的关键技术之一,气动力快速估算要求达到计算精度和计算速度的平衡。基于机理性的理论和工程模型建立了超声速/高超声速飞行器气动力快速估算平台。使用流线追踪方法和面元法来计算飞行器表面任意点的流动速度矢量,并调用算法数据库计算飞行器所承受的压力和摩擦力。结果表明,快速估算平台和CFD以及实验数据有较好的吻合性,基于流线的计算方法有很好的迎角适应性,算法模型符合快速估算的要求。相比于CFD,快速估算平台有更快的计算速度;相比于实验,快速估算平台有更大的适用范围。通过简单的飞行动力学仿真,验证了快速估算平台和弹道计算平台的协同仿真能力。
高超声速飞行器测热试验研究
在JF 8脉冲风洞中,来流马赫数Ma=8.0,来流单位长度雷诺数Re/L=1.47×107和2.52×107(1/m)两种试验条件下,对高超声速飞行器1/20缩尺模型进行了表面气动热的测量。模型迎角α=0°,10°,15°,20°,25°和30°。试验给出机身对称面、翼前缘、立尾前缘等处的热流率分布。机头部分最大热流率与由Fay Riddell公式计算的驻点热流Q0率接近,翼前缘最大热流率在全机身中最大,约为Q0的2倍,因此翼前缘的热环境是最严酷的。
热解气体燃烧对炭化复合材料烧蚀热响应影响规律
在近空间高超声速飞行器飞行时间长、马赫数不断增加的发展趋势下,热防护与轻量化的矛盾越来越突出。基于此,开展了热解气体燃烧对炭化复合材料表面烧蚀影响的相关数值模拟研究,并与风洞试验结果进行了对比。结果表明:热解气体的燃烧可降低炭化复合材料表面的烧蚀厚度,并且随着气动热的增加,热解气体燃烧对材料表面碳的保护作用越来越明显。研究成果可为下一代近空间高超声速飞行器热防护系统的优化设计提供技术支撑。
高超声速飞行器表面气动热和粘性摩擦力计算
本文给出了高超声速飞行器表面摩阻和传热系数(斯坦顿数)的计算结果,采用两种方法平面切面法亦即二维边界层近似法和工程方法计算了飞行器高超声速绕流的粘性效应,并对两种方法的计算结果作了仔细的比较,由文可见,对于在稠密大气层内,沿轨道运行头速度恒定的高超声速有翼飞行器,能够用本文所采用的两种方法计算其表面摩阻和热截荷,此二法可成功地应用于绕复杂形状物体的流动参数计算。
动态稳定性参数风洞实验支撑干扰数值模拟研究
高超声速风洞中,针对动态稳定性参数的特种试验通常采用模型尾支撑强迫振动的方式。采用三维非定常N-S方程开展动导数特种风洞试验尾支撑干扰数值模拟研究。空间方向的离散采用二阶精度的Roe格式,非定常流动求解采用“双时间步”方法的隐式LU-SGS格式。基于Etkin非定常气动力模型,采用小振幅强迫简谐分析法给出动态阻尼导数的数值计算方法。针对7?钝锥标模开展了三种不同支撑的数值模拟与试验对比研究。在标模验证的基础上,对比类X-51A动导数试验模型与真实飞行条件下的动态特性,开展尾支撑干扰对动导数的影响研究,获得尾支撑干扰带来的动导数变化量。