在30～70 km空域机动飞行的高超声速飞行器的优点是可以耦合利用所处空域的空气产生的升力和高速飞行的离心力进行远距离机动滑翔飞行,具有重要的实用价值.尽管过去数十年在高超声速流动研究方面取得显著进展,但在设计研究近空间远程滑翔的高超声速飞行器方面仍然存在许多挑战,特别是对特定飞行条件下的流动机理了解不清楚.本文介绍了作者研究团队在开展近空间高超声速飞行器有关的关键气动问题方面的研究进展,主要包括:建立了近空间高超声速飞行的流动模型,发展了系统的相关计算空气动力学方法,针对高空高速飞行条件下稀薄气体效应和真实气体效应的耦合作用影响研究了合适的滑移边界条件,考虑了不同组分存在条件下的温度、速度和压力的滑移效应影响;提出了飞行器气动外形的动态优化方法,获得了可工程实用化的高升阻比飞行器气...

近年来高超声速飞行器气动弹性(尤其是热气动弹性)问题的关注度不断增强,相关内容已成为学术界的重点研究方向。本文旨在总结高超声速气动弹性问题的近期研究成果,并对进一步发展做出展望。首先从三个方面综述了气动弹性的计算方法:气动力的计算、常温下气动弹性求解方法及热环境下气动弹性的研究方法。然后,按照工程实际中出现的相关问题,将高速飞行器的热气动弹性问题分为与外流相关的飞行器热气动弹性问题以及与内流道相关的热气动弹性问题,分别探讨其研究情况及未来发展。其中,比较详细地论述了围绕发动机相关的热气动弹性问题(包括冲压发动机内部的壁板颤振和火箭发动机喷管的气动弹性),指出该问题有可能成为未来一个重要的研究范畴。

高超声速飞行器存在典型的激波与边界层干扰,由此产生的流动分离与再附会带来严重的气动加热问题。采用雷诺平均方法对HIFiRE-1飞行器激波与边界层干扰气动热进行了数值模拟。讨论雷诺数、马赫数等来流参数和飞行器裙体张角、裙体长度等结构参数对气动热的影响,并分析其影响机理。研究结果表明:柱裙拐角处由于存在边界层分离、再附及强烈的激波干涉,导致飞行器壁面存在严重的气动热问题,控制边界层分离和流场结构能有效控制飞行器壁面热环境。改变来流参数和结构参数会对边界层分离、再附和流场结构带来较大影响,具体表现为:来流雷诺数变化时流场结构变化较小,但会大幅度影响再附热流密度;来流马赫数变化时分离激波与飞行器壁面夹角发生变化,相应的气动热有较大变化;裙体张角变化时引起分离区尺度变化,进而改变壁面热流分布;裙...

利用气动参数对未知气动力建模是提高高超声速滑翔目标跟踪精度的有效途径。对目标气动加速度及其导数项进行分析,在非耦合气动参数模型的基础上,考虑气动加速度在转弯和俯仰方向存在的先验信息,推导滚转和螺旋2种耦合气动参数模型。利用一种分离估计模型对目标状态与气动参数进行估计,分别给出状态滤波器和气动参数滤波器的表达式。同时,考虑不同飞行模式下参数的机动频率,构建基于耦合气动参数的交互多模型跟踪算法。仿真表明,本文所提算法精度显著高于针对该类目标的其他跟踪算法。同时,滚转模型的性能优于螺旋模型,且计算复杂度更小。

变体飞机能够改变自身外形适应不同的飞行状态,为了提升某高超声速飞行器的气动性,研究机翼变后掠方案和延伸机翼后缘变形方案对该飞行器气动性的影响。获得不同变形机翼的高超声速飞行器三维模型,基于k-ε湍流模型,对高超声速飞行器三种外形情况分别进行外部绕流流场的数值模拟,分析其在不同攻角下、不同机翼变形方案下的气动特性。结果表明变后掠机翼方案在该高超声速飞行器设计工况下无法实现提高整机升阻比的目标,而直接延伸机翼的变形设计可以在设计工况下提高高超声速飞行器的气动特性。

针对高超声速飞行器面临的严重气动热集中、累积和时变问题,从气动热耗散、输运和转换三个方面,分别论述了被动热耗散材料、结构和主动热耗散技术,基于高导热材料、热管和工质对流的热输运技术,以及再生转换和热电转换技术的研究现状及其在高超声速飞行器上的应用案例,提出了上述技术在面临高超声速气动热时存在的问题。最后,针对高超声速飞行器气动热耗散、输运和转换技术的发展趋势进行了展望。

气动热预测技术是制约高超声速飞行器发展的关键技术之一。飞行器在高速飞行过程中,气动加热对其结构强度影响显著,严重时甚至可能导致结构损伤,因此,为保障飞行器飞行安全,必须采取有效的热防护措施,而掌握气动热变化规律是合理设计高超声速飞行器热防护措施的基础,它对于飞行器结构设计、材料选择均有重要的指导意义。本文从试验、工程计算与数值仿真三个方面系统地归纳、总结国内外学者在气动热预测方面的研究成果,并展望其未来的发展,以期为国内高超声速飞行器的研制工作提供有益参考与借鉴。

未来高超声速飞行器向更远的航程、更快的速度等航空航天技术融合的方向发展,不断突破飞行速度边界、巡弋空间边界。飞行速度不断提高,热载荷越来越严酷,同时防热结构多功能一体化设计的需求以及结构质量强约束等新的特点对热防护提出了全新的要求和挑战。针对这些全新的挑战,热防护呈现出新的特点和需求,防热需求发生重大变化,已有技术和现有设计手段存在明显不足,对相关科学问题的认知存在明显缺失,亟待探索新的技术途径。基于此,提出新热障的概念,分析了长时间加热、非烧蚀热防护、精细化热环境分析等方面的研究现状,指出了新热障问题的具体内涵和重要发展方向,回顾了热防护技术正在探索的新方向和新方法,包括低烧蚀/非烧蚀技术、系统基因组材料设计方法、疏导式创新热防护技术等,认为解决新热障是一个突破现有热防护技...

为验证边界层转捩对高超声速飞行器气动特性的影响,采用改进的k-ω-γ转捩模式对类X-51A高超声速飞行器进行了全机边界层转捩预测。不仅系统分析了飞行攻角和雷诺数对边界层转捩的影响规律,同时研究了边界层转捩对飞行器气动力和进气道性能的影响。发现边界层转捩对飞行器升力系数和俯仰力矩系数影响较小,对阻力系数影响较大。针对本文算例,全层流计算较转捩计算预测的阻力系数偏低可达20%~30%。此外,边界层转捩可减小高超声速飞行器前体压缩面拐角处的分离,降低喉道截面马赫数、提高增压比。以上研究结果可为高超声速飞行器的控制系统和推进系统设计提供技术参考,显示了改进的k-ω-γ转捩模式具有较大的工程应用潜力。

针对高超声速滑翔导弹跟踪中状态模型构建问题,研究基于制导变量变化规律的气动参数建模方法。对气动参数进行分析,指出传统建模方法的缺点。在假设制导变量服从一阶时滞过程的前提下,利用线性化的气动系数推导气动参数模型,通过分析不同飞行状态下的模型变式,证明模型对目标机动具有自适应性。对模型中未知参数的取值问题进行讨论,实现模型与飞行状态的自适应匹配。仿真结果表明:当目标发生机动时,所提模型性能明显优于传统模型。同时,在不同滤波器参数条件下的仿真结果进一步证实了模型的有效性。