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局设

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。

本文梳理了美国军方和军工部门提出的4个高超声速作战飞机概念方案,对比分析了各个概念方案的气动布局特点,按照时间线总结分析了两批概念方案气动布局的演化特征和方向。分析认为,美国高超声速作战飞机气动布局呈现出提升低速特性、降低内外流耦合程度、增加机身容量等演变方向,为紧密掌握高超声速飞机发展方向提供参考借鉴。

为了研究减阻杆对探空火箭气动力特性,通过采用SST两方程湍流模型、有限体积法求解N-S方程,对探空火箭高速流场进行数值模拟。计算结果显示,减阻杆能有效减小火箭阻力。亚跨声速(Ma0.8~1.2)最大减阻25%;高超声速(≥Ma6)阶段,最大减阻量35%,减阻效果随迎角增大而降低,到12°迎角时减阻量为12%。压跨声速及高超声速全箭升阻比增量随马赫数增大均增加,高超声速阶段升阻比增大18%。同时采用工程方法结合数值预示结果,评估减阻杆带来的气动热影响,结果显示,气动支杆的存在使得端头的平均热流密度下降了51%,并与飞行试验结果进行对比分析。计算得到热流结果与飞行实测热流结果相当,热环境预示比较准确,对于高超声速阶段的飞行器被动热防护技术研究具有良好的指导价值。

由于风洞试验条件限制,难以完全模拟火星再入飞行器真实飞行环境,因此需要建立火星再入飞行器风洞条件与真实飞行之间的关联关系。基于国外文献公开数据,采用数值方法和对比分析方法探讨了类"探路者号"外形的火星再入飞行器的风洞试验与真实飞行之间的外推方法。结果表明,在高焓空气风洞和常规空气风洞试验条件下,可以将模型驻点附近的无量纲压力和压力系数作为相关性参数,将风洞条件与飞行条件相关联起来,但是不能直接利用风洞试验的热流、无量纲热流和Stanton数作为关联参数;在高焓CO2风洞试验条件下,可以利用模型驻点附近的无量纲压力、压力系数和Stanton数作为外推参数,但是不能直接将风洞试验的热流、无量纲热流作为相关性参数,将风洞条件下的风洞数据通过外推获取飞行条件下飞行器的性能参数。

高超声速飞行器的发展将给世界军事变革带来重大影响,进而形成全球军事强国新的空天对抗焦点。在此背景下,高超声速武器与集光、机、电为一体的红外成像制导技术的结合,将形成各种远程高超声速红外成像制导的精确打击武器,实现飞得快而且打得准,进而更加充分地发挥高超声速武器的威力。但是,稠密大气中高超声速导引头红外成像面临着较为严重的气动光学效应,严重制约了红外成像制导技术在高超声速武器中的应用。重点分析了红外成像制导技术在高超声速武器精确打击中的应用前景,指出了该技术发展可能遇到的主要技术难点,提出了一些可供参考的解决方法。

由于高超声速飞行器长时间在大气层内工作会面临恶劣的气动热环境,飞行器结构地面模态试验必须考虑高温影响,但高温环境下结构模态试验远比常规试验复杂,目前仍存在很多技术难点亟待解决.本文首先对高温环境下的结构模态试验技术国内外发展现状进行了综述,详细分析了现有的高温环境下结构模态试验中的激励力与振动响应测量技术的特点及适用性,最后展望了高温环境下结构热模态试验技术的发展方向和研究重点.