M6高超声速静风洞的气动设计和结构研究

论述了发展高超声速静风洞设备与技术的重要性,对静风洞的基本特点进行了简要讨论.根据国内外发展静风洞的经验和成果,针对开展静风洞的实验技术及边界层稳定性问题研究的背景,提出一座M6高超声速静风洞(M6HQWT)的气动和结构设计,重点讨论了阀门管路、稳定段和喷管抽吸装置的设计特点.M6HQWT的设计马赫数为6.0,喷管出口...     

低温跨声速风洞设计中的真实气体效应研究

风洞以低温气体为介质运行时,气体会表现出热力和热值的不完全,风洞回路气体流动参数计算需要考虑低温真实气体效应。计算给出了氮气介质在温度100～323 K、压力100～450 kPa范围压缩性因子和比热比的变化规律,并通过将等熵膨胀系数引入一维完全气体流动方程,发展了低温跨声速风洞气流流动参数计算分析模型,获得了跨声速风洞高速运行时气流液化温度和压力的组合边界包络线。对比分析结果表明：在低温跨声速风洞的运行压力(115～450 kPa)和温度(110～323 K)范围内,基于等熵膨胀系数计算得到的气体流动状态参数的理论计算值与气体真实物理解的偏差小于1%,完全可满足低温跨声速风洞工程设计需求。     

中国军事文摘

我常规高超声速风洞试验能力跨入国际先进行列1997年元月初.国防科工委空气动力研究基地技改后的某常规高超声速风洞,成功地为我国一种最新的航天飞行器进行了风洞试验。有关专家认为,此项试验的成功,表明技改后的我国常规高超声速风洞的试验能力已达到国际同类风洞先进水平。技改后的风洞创造了我国常规高超声速风洞历史上的7个第一。前不久,国防科工委组织了专家组对该风洞进行了技术评审和工程验收,认为技改后的常规高超声速风洞可以完成我国新一代航天飞行器的各种试验。(《解放军报》1997.1.9 廖仁雄文)     

乘波构型优化设计与实验

乘波构型是高超声速飞行器高升阻比气动布局设计的重要参考外形之一,设计中需要综合考虑升阻比、容积率和容积等要求.本文开展了锥导乘波构型的参数化建模设计,采用改进的多目标遗传优化算法,完成了以升阻比、容积率和容积为多目标的乘波构型优化设计;在KD-01高超声速炮风洞中完成了不同攻角缩比模型的气动力实验,并同CFD计算结果进行了比较分析.结果表明:优化设计外形具有良好的升阻比,且在一定攻角范围内升阻比较高,数值模拟和实验分析基本吻合.研究结果可为高超声速滑翔式飞行器的设计提供参考.     

高超声速过渡区气动热的DSMC数值模拟研究

气动热是制约高超声速飞行器设计的主要因素之一,当飞行高度大于40 km时流场中存在局部过渡区流动特性,基于分子动力学的DSMC方法是解决高超声速过渡区气动热计算的有效途径之一。针对高超声速飞行器的典型球锥外形,采用DSMC方法开展了过渡区流动气动热特性研究,分析了当流场具有过渡区流动特性时,飞行马赫数和飞行高度对气动热的影响规律,并与Fay-Riddell驻点热流的工程算法作了对比分析。计算结果表明,DSMC方法在高超声速过渡区流动气动热计算中可以得到较好的结果,适用于高超声速过渡区流场气动热的计算与分析。     

高超声速风洞热化学非平衡流场辐射谱的数值计算

以轴对称的热化学非平衡N -S方程为控制方程 ,采用双温度 11组元反应气体模型 ,数值求解高超声速热化学非平衡流场。在此基础上 ,采用“线—线”精细辐射模型计算流场的辐射谱特性 ,在 0 15～ 2 μm区间计算了40 0 0 0个光谱分布点处的辐射发射、吸收系数 ,得到了高焓风洞实验条件下的流场辐射光谱分布及该条件下主要辐射组元NO的辐射光谱分布。计算表明 ,振动温度对辐射有重要影响     

高超声速圆球绕流流场及其近尾尾迹流场电磁散射特性分析

采用分段线性电流密度递归卷积时域有限差分(PLJERC FDTD)方法计算高超声速导电金属球绕流流场及其近尾尾迹流场电磁散射特性,分析等离子体绕流流场RCS的频率特性、双站散射特性、极化特性及随飞行高度、飞行马赫数、入射角的变化关系.计算表明,前向散射方向是全方位散射中RCS取得最大值的方向;马赫数较大(本文Ma≥14)时,入射波频率增大、马赫数增大及飞行高度降低,绕流流场前向RCS增大.马赫数较小(本文Ma≤10)时,飞行马赫数、高度及入射角变化对绕流流场UHF、L、S波段后向RCS和双站RCS影响很小;在UHF、L波段,绕流流场及本体的后向RCS差距较小.马赫数较大时,大范围过密等离子体尾迹的形成使得电磁波垂直轴线入射时绕流流场增大了目标本体的后向RCS;在L、S波段,绕流流场后向RCS曲线可用一条直线逼近.     

再入体表面脉动压力环境的预测

在较宽的攻角范围内 ,考察了超声速和高超声速流场中一类球头双锥再入体表面脉动压力的分布特性 ,并基于超声速和高超声速流动情况下再入体表面的压力分布给出一套预测表面脉动压力分布的工程方法。利用该方法研究了马赫数、攻角、壁面温度等因素对再入体表面脉动压力环境的影响。计算结果表明 ,在本文的计算条件范围内 ,预测的均方根脉动压力系数分布与实验结果基本一致。     

超声速静风洞设计和流场校侧

论述了静风洞概念并设计和建立了一座小型静风洞SQWT-120。SQWT-120的设计马赫数为4.0,喷管出口直径为120mm,Re=0.46~1.78×107,运行时间为6~60s。测量结果表明,喷管出口马赫数为3.8,在x从160~438mm一段轴向距离内,ΔM/-M≯±1.2%。在P0=0.4MPa,喷管出口6cm处,静压脉动值不超出0.1%,风洞工作时间15s,具备静风洞试验能力。     

防务快讯

印度进行高超声速巡航技术研究目前,印度国防研究发展试验室正在进行高超声速技术演示飞行器(HSTDV)的研制,该飞行器将以固体助推火箭和超燃冲压发动机为动力,初步设想是使超燃冲压发动机启动并推动飞行器以高超声速飞行20秒,最终目标是研制能够在32.5千米高空以马赫数6与的速度飞行的高超声速飞行器。同时,这一项目也暗示印度可能发展可重复使用航天运载器。建造中的 HSTDV 演示飞行器重1吨,长5.6米,其横截面为八边形,机     

全面走向军用——美军加速发展高超声速技术

2004年11月,美国 X-43AHyper-X 演示验证机成功完成马赫数9.7的演示飞行后,美国民用的高超声速研究很快陷入低谷——美国国家航空航天局(NASA)终止了对吸气式可重复使用航天运载器的研究,而转向发展技术风险更低的"运载火箭-载人舱"用于空间探索。与高超声速民用项目暂时停止相对应的     

一种改进Van Leer格式的构造与分析

基于传统的Van Leer格式提出了一种改进的Van Leer(NVL)格式,解决了Van Leer格式在低马赫数下数值耗散过大,不能求解有粘流场等问题,同时保持Van Leer格式的计算效率.通过二维平板流动算例比较了NVL格式与传统Van Leer格式的数值耗散程度,并以NACA0012翼型的亚声速和跨声速流场以及M6机翼的跨声速流场求解为算例,与Roe格式和传统Van Leer格式进行比较,进一步验证了NVL格式的低耗散性和高效性.     

高超声速变形飞行器翼面变形模式分析

为提高高超声速翼身组合式飞行器的射程,研究了采用不同翼面变形模式时,飞行器在马赫数3~8内的气动特性和翼面效率。针对典型的轴对称翼身组合式外形,采用Navier-Stokes方程进行数值模拟,对伸缩、变后掠和二维折叠三种变形模式下的外形在超声速及高超声速来流条件下进行模拟,并对升阻比、翼面单位面积升阻比和操稳特性进行分析。结果表明:在超声速及高超声速范围内,变后掠变形模式在宽速域内升阻比提高明显,同时具备优良的翼面效率及操稳特性,其在马赫数3~8范围内具有最优的综合性能。研究成果能对高超声速翼身组合式变形飞行器布局设计提供参考,具有一定的指导意义。     

高超声速飞行器边界层外缘参数仿真分析

以高超声速飞行器为研究对象,构建快速准确计算高超声速飞行器无黏边界层外缘参数的计算方法。拟合空气比热、比热比随温度变化曲线,建立空气属性温度划分准则。基于不同空气属性建立高超声速飞行器边界层外缘参数工程与数值计算模型,采用钝双锥模型,对比分析工程估算、无黏数值及有黏数值计算方法的计算结果。结果表明,0°攻角状态下,基于无黏流场的数值计算与工程估算和有黏数值计算的压强最大差值分别为1.19%和2.39%;10°攻角状态下,最大差值分别为5%和50%;从而证明所提出的无黏数值计算方法明显优于工程计算方法,为进一步快速准确计算高超声速飞行器气动热环境奠定了重要基础。     

燃烧室-喷管流场数值解

本文用时间相关法计算了固体火箭发动机燃烧室─喷管亚跨声速流场数值解,控制方程用ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ二步显格式：边界点参数用物理边界条件和参考平面上的特征方程计算。计算表明,达到收敛的数值积分步数比纯喷管的跨声速计算要多得多。虽然喷管壁上和轴线上的马赫数分布与纯喷管计算类似,但喷管中的等马赫线分布与纯喷管计算的结果［３］相差较远。     

高超声速反舰导弹作战效能指标体系研究

分析了包括高超声速反舰导弹在内的高超声速武器的发展现状，明确了高超声速反舰导弹的基本定义和不同的分类方式，以及高超声速反舰导弹飞行弹道分段标准和分段名称，概括总结了高超声速反舰导弹主动段、惯性段、再入滑翔段和下压段等四个弹道阶段的任务和特点，建立了以射击精度等四项效能指标为一级指标的作战效能指标体系，并对效能指标的具体含义及分析方法进行了说明。     

临近空间飞行器等离子体鞘套的太赫兹波穿透特性

临近空间高超声速飞行器再入过程中会产生等离子体鞘套,干扰电磁波对飞行器的探测.针对这一问题,对典型临近空间飞行器模型进行建模,模拟其再入过程中不同飞行工况下的流场分布.基于流场分布对等离子体参数分布进行建模,利用散射矩阵方法从理论上对太赫兹波在等离子体鞘套中的传输特性进行计算.计算结果表明高频太赫兹波能够有效穿透等离子...     

高超声速飞行器前缘流-热-固一体化计算

针对高超声速流动气动加热与结构传热的复杂耦合问题,探索和研究基于有限体积法的高超声速流-热-固一体化求解方法,将流场与结构温度场进行统一建模与数值模拟。该方法避开了传统气动加热和结构传热耦合求解方法在时间域内进行流场与结构温度场耦合交替迭代计算所带来的大量数据交换与计算,将流场与结构温度场作为一个物理场,采用统一的控制方程进行求解。采用典型高超声速绕流二维圆管稳态或非稳态流-热-固耦合算例对该一体化方法进行验证,稳态时圆管驻点温度最高达到648 K,非稳态时的热流密度和结构温度与参考文献和实验值吻合较好,由此证明了该方法的可靠性和正确性。与耦合计算方法的对比分析结果表明:该一体化求解方法所得计算结果更接近实验值,并且计算量和网格依赖性都相对较小,具有更好的稳定性和计算精度,能为高超声速飞行器一体化热防护设计提供有效的理论和技术支撑。     

激波/湍流边界层干扰中的自适应控制技术

从激波/湍流边界层干扰机理以及流动控制的迫切需求入手,从自适应涡流发生器、自适应鼓包、自适应微射流以及自适应次流循环四个方面对激波/湍流边界层干扰中的自适应控制技术研究进展进行了总结。分析认为,结合AI技术发展自适应流动控制技术,加速控制方式智能化,可作为新一代高超声速飞行器宽速域飞行的重要技术手段。具体来说,就是通过调节外加激励对高超声速飞行器不同区域实现局部流动加/减速、气动热防护、气动控制等功能,根据流场参数建立控制反馈回路,自适应调整局部流场结构,以满足工程实际需求。     

高超声速滑翔飞行器气动性能的数值模拟研究

由于具有高的升阻比,乘波构型被认为是高超声速滑翔飞行器的重点参考外形.考虑到高超声速条件下严重的气动加热问题,乘波构型的尖锐前缘需要进行钝化处理,其表面流动特征及气动性能也随之发生变化.基于参考弹道,本文分析了高超声速滑翔飞行器沿飞行轨迹的表面流场特征,并对其在典型飞行工况下的气动性能开展了数值模拟研究.结果表明:对于采用乘波布局设计的高超声速滑翔飞行器,其驻点流动存在三维效应,不能简单视为球头或圆柱绕流;钝化可以缓和严峻的受热形势,同时对其气动力性能造成影响:在2cm钝化半径条件下,其升阻比下降12.34％;高超声速滑翔飞行器的表面受热存在明显的分区特征,不同区域可采用不同的防热处理方法.