复杂外形高超声速飞行器气动热快速工程估算

针对复杂外形高超声速飞行器方案设计阶段的气动热计算效率问题,建立了高超声速飞行器气动热的快速工程计算方法。采用修正牛顿理论确定飞行器表面压力分布,利用牛顿最速下降理论计算飞行器表面流线分布,采用参考焓法、高温空气热力学特性的拟合公式以及热流密度的工程计算公式求出飞行器表面目标点的热流密度,计算了钝锥、升力体以及类乘波体的表面热流分布。仿真分析表明:该方法适用于复杂外形,且具有较高的计算效率和精度,能够满足复杂高超声速飞行器设计方案阶段气动热估算需求。  

气动加热对飞行器气动弹性特性的影响

介绍了气动热弹性力学的基本概念和气动加热对飞行器可能出现的不利影响；概述了气动热弹性（包括热刚度、热振动和热颤振）分析的思路和步骤；总结了国外若干气动热弹性分析和试验的结果；归纳出了气动加热对飞行器结构刚度、振动和颤振的影响趋势。  

稀薄流高超声速飞行器气动加热耦合计算

针对稀薄流域高超声速飞行器的气动加热问题，开展了耦合数值计算研究。通过引入牛顿冷却定律，将DSMC(Direct Simulation Monte Carlo)数值模拟方法与结构传热计算方法相结合，设计了一种可对全机外形进行气动热和结构传热计算的高效松耦合方法，实现了飞行器防热层结构材料温度分布特性的数值模拟。在以钝锥外形为例对DSMC数值模拟程序进行验证的基础上，采用本文方法对X37B轨道飞行器外形长时加热与结构传热过程进行了数值模拟，给出了结构温度及热流密度随飞行时间的变化规律。研究结果表明，本文设计的耦合计算方法能够模拟稀薄流域高超声速飞行器的气动加热及结构传热耦合问题，可为该类飞行器的气动热分析及热防护设计提供技术支持。  

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.