为了研究逆向喷流主动流动控制及其减阻效率,建立了带逆向喷流的高超声速钝头体CFD数值模型。气动力分析采用基于有限体积方法的AUSM+空间离散格式和Menter's SST k-ω两方程湍流模型,喷口定义为压力入口。分析结果表明逆向喷流将弓形激波推离钝头体,降低了激波强度和气动阻力;喷流表现出两种模态,当喷流总压比低于临界总压比时,喷流呈现长穿透模态(LPM),高于临界总压比时,喷流呈现短穿透模态(SPM);在LPM和SPM各自的范围内增加喷流总压比和喷口尺寸均能提高逆向喷流的减阻效率;喷流从LPM转换为SPM时会出现气动阻力陡增现象。

针对高超声速气动热数值模拟的网格尺度问题,以双椭球外形为研究对象,开展了法向网格增长比对热环境计算结果影响的研究。结果表明:法向网格增长比不宜过大,否则流场结构会发生改变,导致热流计算结果不准确。基于MOE方法将计算热流值进行插值处理获得了热流"精确值",并以该值为参考量化了法向网格增长比的网格无关范围,当法向网格增长比控制在1.02~1.21时,热流计算结果对网格的依赖性较小。计算热流值与试验值对比良好,有较高可信度。

设计了一种采用"一"字平面鸭舵的尾翼式制导炮弹气动布局,并针对其高超声速特性进行了适配的气动参数计算。炮弹头部采用阻力较小的冯卡门形母线,长度为口径d的3.5倍,弹身中段为长5d的圆柱段,尾部长3d,收缩比0.8;设计了八片尾翼的稳定结构,为减小气动热,钝化了头部鼻尖及翼前缘,分析并计算了弹翼的安装位置、面积及几何尺寸;利用牛顿理论对该制导炮弹的高超声速气动特性进行工程计算,获得升力系数、阻力系数、静稳定系数等相关气动参数。结果表明:本文设计的高超声速制导炮弹的气动布局具有良好的高超声速特性及可控性,满足设计要求。研究结果可为高超声速制导炮弹总体设计提供参考。

水平起降、宽速域飞行的高超声速飞机是航空技术的一个重要发展方向。这类飞机常采用无尾布局形式,该布局全速域气动焦点移动范围大,且舵面配平能力有限,纵向稳定性设计是一项关键技术。本文针对典型的宽速域无尾布局概念方案,通过数值仿真方法,研究了不同前体截面形状、边条平面形状和前机身长度的宽速域气动焦点变化规律,并重点关注了高超声速相对低速的焦点前移问题。研究结果表明,前机身长度对高超声速相对低速焦点前移的影响最明显;前机身越长,高超声速相比低速焦点前移趋势越明显。亚、跨和低超声速范围,尖侧缘脊型和下表面平面的半圆形前机身截面相比椭圆截面使焦点小幅前移;高超声速范围前机身截面形状对焦点影响较小。边条平面形状对高超声速相比低速气动焦点前移量影响较小。本文的研究结果可为此类宽速域无尾布...

气动布局技术是水平起降高超声速飞机研制的核心技术之一。具备水平起降、重复使用、高超声速长时间巡航能力的飞机是未来航空航天飞行器发展的重要方向,飞行速度需跨越亚声速、跨声速、超声速和高超声速,气动布局设计需在全包线范围具有良好的升力、阻力和力矩特性,设计难度极大。本文结合高超声速飞机的需求,针对宽速域气动布局设计存在的问题、难点和关键技术进行分析,为高超声速飞机气动设计提供参考。

高超声速飞行器壁面催化效应会导致激波层中原子在壁面处复合释热,加剧周围气动热环境。针对高超声速流动壁面催化特性,选择不同飞行马赫数及高度条件,采用完全催化和非催化两种条件对球锥模型壁面热流率进行数值模拟计算,研究壁面催化效应对气动热的影响规律。结果表明,固定飞行高度时,壁面催化效应对气动热的影响随马赫数增加而加强,Ma=25条件下驻点处完全催化与非催化热流比值高达1.92;固定飞行马赫数时,在50 km高空以上壁面催化效应对气动热的影响随高度增加而减弱;壁面催化效应不仅会影响壁面附近的流场特性及组分分布状态,而且对整个激波层都有一定的影响作用。

具有更宽速度域的优良的气动特性已经成为高超声速飞行器发展的必然趋势。因此,对于现代高超声速飞行器翼型的设计,需考虑宽速度域范围内的气动特性。采用基于RANS的CFD数值计算方法,开展了高超声速翼型的气动特性设计与研究,设计了两种具有更加优良的低速、跨声速气动特性的高超声速翼型。对这两种翼型进行了综合评估,并与基准翼型的气动力特性进行对比分析。研究结果表明,第一种优化翼型在跨声速状态下的升阻比达到97. 40,第二种优化翼型在低速状态下的最大升力达到0. 719,相比于基准翼型,两种优化翼型在低速和跨声速下的气动特性得到提高。

复合材料因其优异的性能已被广泛应用于飞行器的结构中。在高超声速飞行时,由于非定常气动载荷和热效应的共同作用,飞行器复合材料壁板会出现屈曲及非线性颤振现象。本文基于均匀温度场建立了考虑热效应的复合材料薄壁结构的非线性有限元模型,结合气动-结构二阶松耦合算法,针对复合材料壁板在Ma∞=5时的非线性气动弹性响应进行分析,探讨了复合材料铺层方向、温度载荷等对壁板颤振特性的影响。结果表明,壁板响应受到温度载荷、铺层方向及来流动压等多方面的影响。斜交壁板的颤振动压高于正交壁板颤振动压(增量大于55%);随着温度载荷的增大,壁板颤振动压会下降,最大降幅约为动压的80%。当出现热屈曲时,颤振动压又会缓慢增大;当温度超过结构的临界屈曲温度时,壁板在亚临界条件下会出现多个屈曲位置,随着动压的变化而发生转变。

基于三维内转进气道开展高超声速导弹气动布局研究,重点针对曲锥弹身开展了颌下进气与两侧进气两种气动布局研究。数值仿真结果表明,颌下进气布局在特定的攻角下利用弹身前体预压缩效果,具有较高的进气道性能。两侧进气布局无法有效利用前体的预压缩效果,较难构造高性能的内部流场,但能够利用进气道产生升力,使全弹具有较好的气动特性。此外,两侧进气布局具有更小的攻角敏感性,在攻角变化过程中,整体性能变化较小。因此,颌下进气布局适用于单点巡航的导弹设计,两侧进气布局适用于攻角变化范围要求高的导弹设计。

高超声速条件下,气动光学效应的存在严重影响红外成像制导精度,已经成为新一代高超声速精确打击武器研制面临的关键技术难题之一。为解决这一技术瓶颈,需要开展适用高超声速飞行环境的超声速气膜冷却光学窗口研究,解决高超声速飞行条件下光学窗口防热和成像难题,突破现有红外成像制导武器的速度和温度限制,可为实现高超声速条件下武器对空、对地和对海高精度打击提供支撑。