燃气射流控制进气道调节原理及数值验证

为了提高固冲发动机＂变工况＂工作条件下进气道性能,将外部波系封口马赫数降低的设计方法与燃气射流进气道控制技术相结合,提出了燃气射流控制进气道设计方案;为分析设计方案的可行性,设计了三种进气道,并采用数值模拟方法三种进气道流场进行了模拟;通过对模拟结果的分析探索了调节方案的调节原理;通过对三种方案进气道性能的比较,初步验证了调节方案.研究表明：采用降低外部波系封口马赫数的设计方法可提高进气道低马赫数工作时的流量系数;燃气射流控制技术可均化进气道在高马赫数工作时的入口流场,减小有效喉道面积,提高总压恢复;射流控制可调进气道在一定工作范围内具有较好的性能.     

基于内乘波概念的三维变截面高超声速进气道

提出并命名了高超声速三维变截面内乘波式进气道,其进、出口截面形状同时可控,且能够全流量捕获来流;分析了高超声速进气道的流线追踪设计方法与外流乘波体设计方法间存在的联系;根据内收缩基本流场的特点,从理论上证明吻切锥理论不适用于内乘波式进气道设计,而吻切轴对称理论则可以运用于变截面内乘波式进气道设计.在此基础上,提出了变截面内乘波式进气道的两类具体设计方法.采用这两类方法,获得了三角形进口到椭圆出口和方形进口到椭圆出口的变截面内乘波式进气道方案.计算结果证实,变截面内乘波式进气道设计理论可以在实现截面形状三维复杂过渡的同时,保证进气道内部激波形状和主要流动特征仍与设计基本流场一致,进气道初始激波贴口,实现内乘波,全流量捕获来流.该设计理论为复杂外形的三维高超声速进气道设计提供了思路,但此类进气道在设计和非设计状态下的具体流动特征及工作特性都还有待进一步研究.     

可调冲压喷管变流量固冲发动机工作特性分析

不可调固冲发动机在飞行中常处于非设计工作点，为改善该类发动机工作性能，目前多采用燃气流量调节的方法。若同时调节冲压喷管，则可大幅改善固冲发动机的适应性。本文基于一维气动理论，建立了可调冲压喷管变流量固冲发动机的数学模型，计算得到了其工作特性。分析表明：与不可调固；中发动机、燃气流量可调固冲发动机相比，可调冲压喷管变流量固冲发动机具有工作域大、阻力低、溢流少、进气道总压损失少以及比冲高等优势。     

一种集成通用高超声速飞行器气动工程预测系统

本文建立了一种面向高超声速飞行器的集成通用气动预测系统.通过引入CAD/CG建模技术实现了复杂飞行器3D几何模型的快速准确建模,并可以利用网络上的共享模型资源直接计算.引入FEM技术和自由网格生成算法,实现了复杂飞行器模型的快速网格生成.设计并开发了通用面元几何分析程序,建立了外法线快速矫正方法.基于面元气动分析理论开发了面元气动分析求解器,实现了面元气动计算和整机气动参数整合,能计算飞行器的气动力、力矩和气动导数.通过软件集成调用技术,将几何建模、面元划分、面元分析、面元气动计算以及后处理集成在统一的软件系统中,实现了高超声速飞行器气动参数的全自动计算与分析.HTV-2和航天飞机的仿真计算结果表明了该系统的有效性.     

高超声速飞行器面向控制一体化迭代设计的参数化模型

针对高超声速飞行器复杂的运行环境以及强耦合的动力学特性,提出了一种适合控制一体化迭代设计的参数化模型.首先,讨论高超声速飞行器控制一体化迭代设计的必要性和研究现状.然后,采用二次曲线和状态类型函数法将典型的高超声速乘波体外形进行几何参数化.接着,基于面元法结合工程估算公式获取高超声速飞行器力和力矩,构建参数化的非线性动力学模型.进而,采用灵敏度分析策略得到力和力矩的解析表达式,将复杂的非线性动力学模型简化成适合迭代设计的仿真模型.最后,通过仿真实例验证了本文所提方法的可行性,结果表明所发展的参数化模型能够满足高超声速飞行器控制一体化迭代设计的需要.     

乘波布局高超声速飞行器纵向静稳定特性分析

高超声速滑翔飞行器稳定性设计方法的研究具有重要应用价值.乘波体构型滑翔飞行器由于没有平尾且飞行在高空、高超声速条件下,其纵向静稳定特性与常规飞机有很大不同,对此传统飞行力学并无相应设计依据.在相切锥乘波体理论基础上,本文建立了计及流向一阶导数和二阶导数的微元计算模型,结合牛顿法、活塞理论、切楔/切锥法的理论推导与CFD数值计算,研究了典型二维剖面在高超声速、宽攻角范围下的纵向静稳定特性,从理论角度证明了沿流向＂下凸＂的流线特征有利于保证纵向静稳定,而＂上凹＂形状特征不利于纵向静稳定,该结论通过二维和三维算例得到了验证.以上述分析为基础,解释了基于锥型流的乘波体难以满足纵向静稳定性的物理原因,以及俯仰配平舵面可能对纵向静稳定性带来的影响,并提出了相应解决方案.进一步分析表明该结论适用于宽马赫数和宽高度范围,且黏性作用并不改变上述规律,相关结论可作为高超声速滑翔飞行器气动设计的参考.     

激波诱燃冲压发动机关键技术研究

激波诱燃冲压发动机作为未来吸气式高超声速飞行器最理想的动力系统之一, 能有效弥补超燃冲压发动机与机身一体化设计所带来的缺点, 缩短燃烧室长度, 减轻发动机结构重量, 在宽飞行马赫数范围内保持较好性能. 对激波诱燃冲压发动机基本原理进行阐述的基础上, 指出了发展这种新型推进系统的关键技术, 并就关键技术的研究现状做了比较详细的综述, 对国内在这方面的研究思路提出了建议.     

高超声速条件下溢流液膜厚度测量方法

高超声速溢流液膜冷却是一种新型的飞行器热防护方法,还处于探索阶段,液膜厚度作为最基本的参数,对研究液膜形成条件、冷却机理、冷却性能评估等方面具有重要的意义.针对膜厚测量的基本问题,总结各研究领域内相关的方法,并对各方法应用于高超声速溢流液膜冷却实验的可行性进行了详细的分析和讨论,筛选确定了利用电导法测量高超声速溢流液膜厚度.在高超声速激波风洞来流Ma=6的条件下,开展了15°楔模型溢流液膜冷却实验,利用电导法测量液膜建立过程中液膜厚度的变化,验证了电导法测量溢流液膜厚度的可行性,并对高超声速条件下的溢流液膜流动特性进行了初步分析.     

爆轰驱动高能起爆技术实验研究

爆轰驱动激波风洞的驱动气体声速较高,擅长模拟高总温、高总压的试验气体.降低驱动气体声速会导致起始爆轰困难,因此在低总温、高总压气体模拟方面能力不足.本研究提出了一种新的高能起爆方法——封闭式点火管,在高浓度氮气稀释的氢氧混气中实现了起始爆轰,成功获得了低声速的驱动气体.通过实验明确了点火管起爆能量的主导因素,给出了封闭式点火管的设计原则.通过实验和计算明确了新方法对激波管/风洞流动过程的影响机理,据此提出了封闭式点火管的使用原则.利用这种新方法获得了低总温、高总压的试验气体,为拓展高超声速飞行条件地面试验能力提供了可行方法.     

变几何超燃冲压发动机优化设计研究

构建了包括前体/进气道、燃烧室、尾喷管/后体的全流道超燃冲压发动机性能计算程序和优化设计平台,对性能计算程序的适用性进行了验证.进行了氢燃料变几何燃烧室的全流道超燃冲压发动机优化设计.设计结果表明,变几何燃烧室超燃冲压发动机性能得到提高.     

燃气轮机变几何涡轮气动技术研究进展

变几何涡轮技术是有效提高燃气轮机加减速特性和低工况性能的技术手段之一,但变几何涡轮设计难度大,其设计状态效率总是低于固定几何涡轮,并且可调静叶无论开大或关小,涡轮效率皆有明显降低,这部分抵消了涡轮变几何带来的燃气轮机循环收益.为了将涡轮变几何技术成功地应用于船舶等燃气轮机,开展高效变几何涡轮气动技术的研究自然具有非常现实的国防意义和重要的工程应用前景.本文主要从变几何涡轮特性、变几何涡轮端区流动机理及损失控制和变几何涡轮设计特点等方面对燃气轮机变几何涡轮气动技术的研究进展进行综述.还对变几何涡轮研究存在的问题进行了系统总结,并展望了变几何涡轮气动技术的未来研究重点和发展趋势.     

高超声速非平衡气动加热试验及数值分析研究

高超声速非平衡流动气动加热的精确预测是当前高超声速飞行器热防护设计面临的难点和热点问题.设计了外形简单的球柱测热模型,采用表面溅射金Au和二氧化硅SiO_2的方法改变了模型和塞式量热计表面的催化特性,并在电弧风洞中开展了高超声速非平衡流动气动加热试验,获得了近完全催化壁及近非催化壁两种条件下模型表面的气动加热数据.通过和数值模拟结果对比分析,对高温化学非平衡气动加热的数值预测方法进行了验证,结果表明:表面材料的催化特性对非平衡气动加热有显著影响,测热模型的球面上催化效应影响明显,完全催化热流要高于非催化热流,而柱面上催化效应较弱;数值模拟得到的不同壁面催化条件之间热流差异大于地面试验结果;计算结果与试验结果相比,完全催化壁热流相差在5%以内,完全非催化壁热流相差超过10%.     

爆轰双向驱动双状态并行技术的原理性研究

爆轰驱动激波风洞是用来产生高超声速高焓试验气流的地面试验装置,通常分为正向爆轰驱动激波风洞和反向爆轰驱动激波风洞两种.本文针对单独正向或反向驱动模式的不足,提出一种新型的爆轰双向驱动模式,同时利用爆轰波的高能波阵面和泰勒稀疏波尾部平稳端,在一次试验中同时实现中焓与高焓两种高超声速试验气流.本文利用高温热化学反应流动数值计算技术,模拟并分析了爆轰双向驱动激波风洞中的关键波动力学过程,数值计算结果表明,爆轰双向驱动技术是可行的,而且正向驱动端和反向驱动端的状态调整具有相对独立性,可以覆盖中高焓大范围跨流域试验能力.     

闭式离心压缩机几何建模对数值预测结果的影响

实验测试了一台闭式离心压缩机的整体性能,采用部件叠加的方法构造了不同的压缩机数值模型,研究了闭式离心压缩机堵塞流量及数值预测准确性的影响因素,提出并验证了采用等效叶片厚度替代叶片端壁圆角的压缩机结构修正方法.本研究的主要目的在于评估各种细微几何结构和简化处理对具有闭式叶轮的离心压缩机总体性能的影响,以此归纳出针对闭式离心压缩机合理的数值模拟策略.实验测得压缩机峰值等熵效率为80.28%,经等效叶片厚度修正后压缩机数值模拟所得等熵效率峰值为82.02%.研究结果表明轮盖间隙及其密封、叶片端壁圆角以及叶片加工误差是影响闭式离心压缩机性能的3个主要几何结构因素.闭式叶轮轮盖间隙泄漏流减小了叶轮的有效喉部面积,使堵塞流量减小,流道中部流体加速,叶轮扩压能力下降;一定的背压下,闭式叶轮的堵塞流量随叶片相对厚度的增加呈线性关系减小.在数值模拟时,采用等效叶片厚度修正闭式压缩机端壁圆角,可以使压缩机在保持小流量工况性能基本不变的同时,提高大流量工况的数值模拟准确性.     

乘波布局飞行器宽速域气动特性与研究

乘波体是利用前缘线贴体激波得到高升阻比特性的一种气动布局，产生于某一特定流场．它因前缘钝化引起的脱体激波对气动特性的影响，以及非设计工况时的气动性能，一直是航空工程界关注的工程科学问题．本文利用低速和高速乘波体各自的特性，提出了一个从起飞、加速到高超声速巡航的宽速域飞行器，并根据气动热载，进行了前缘钝化．理论研究和风洞试验结果说明，它在亚跨超和高超声速的范围内都具有良好的气动性能．     

基于Favré平均的高超声速可压缩转捩预测模型

本文在Favré平均的框架下推导了可压缩层流脉动动能输运方程,并根据一定的假设和尺度分析封闭了该方程.通过将Favré平均层流脉动动能方程与Favré平均Navier-Stokes方程联合求解,构造了适用于高马赫数的层流-湍流转捩位置预测模型.应用所发展的可压缩模型及不考虑其显式可压缩项的模型对来流Mach数为5.91的裙锥绕流进行了数值模拟,给出了不同壁面条件下边界层的转捩位置,并与现有的基于参考温度进行可压缩修正的转捩模型计算结果以及实验结果进行了对比,表明所发展的模型在高超声速流动转捩预测上具有更高的精度.     

表面催化特性对火星进入气固耦合热效应的影响研究

高超声速进入火星大气层过程特殊且复杂的高温真实气体效应及气固界面热化学作用给火星进入器耦合气动热环境的精准预测带来巨大挑战.针对火星进入气固耦合问题,建立非平衡气动热环境和结构热响应的耦合计算方法,开展进入器防热大底高超声速非平衡气动加热和结构传热的耦合计算分析,获得了典型弹道点上气固界面非平衡热化学作用对耦合加热的影响规律.耦合分析表明,壁温梯度所致的对流热流和组分扩散热流均对高超声速非平衡气动加热有较大影响;当前耦合计算状态下组分扩散热流占总热流的主要部分,尤其CO2部分影响最大;所计算的热防护系统能够有效阻止气动热向舱内传递,防隔热性能良好,表面热流与辐射散热可快速趋于局部热辐射平衡,可采用辐射平衡壁面条件解耦模拟气动热环境;完全非催化/完全催化壁面热流随耦合时间逐渐降低,但有限速率催化热流因界面非平衡热化学效应而先增后降;壁面热流与壁温的线性度因界面非平衡热化学所致扩散热流的引入而减弱.     

吸气式空空导弹FADS系统设计

分析了吸气式空空导弹FADS系统设计面临的关键技术难点及设计流程.针对吸气式空空导弹大长细比布局、高机动、大攻角和低成本控制等特点,提出了一种高精度、多点故障诊断、容错和可抗大过载的FADS系统设计方法.主要包括基于压力模型、分层诊断和多模型重构容错策略的求解算法设计、系统误差模型设计、高精度和抗大过载压力测量模块设计、以及解算机模块设计等.针对某典型吸气式空空导弹外形设计了9个测压点布局、飞行马赫数2.0~4.5的FADS系统原理样机,在1.2 m×1.2 m超声速风洞完成原理样机的实时解算试验,试验结果表明:静压测量相对误差≤6.9%,马赫数测量误差0.1,攻角和侧滑角的测量误差均1°.重构模型的测量误差接近基准模型的误差;算法诊断故障点数≤3,故障诊断的范围是P1点的偏差≤-20%或≥40%,P2~P9点的偏差≤-30%或≥30%,算法具有≤2故障点的容错能力.系统的测量误差水平、故障诊断和容错能力均能满足工程要求.     

高焓流动中电子密度的静电探针测试技术研究

高焓激波风洞能够产生模拟高马赫数飞行条件的气流总温,是研究高温气体效应以及通讯中断问题的有效地面试验设备.本文在JF-10高焓激波风洞总焓16 MJ/kg、总温7900 K的高超声速试验气流状态下,采用能够获得足够空间分辨率且不影响流场结构的针状探针,发展了静电探针测试技术并对10°尖劈模型流场进行了电子密度测量.试验结果表明:研制的探针能够获得模型流场空间电子密度分布规律且具有较好的测量重复性;恒定偏压方法能够获得耦合流场参数的无量纲电子密度,而发展的新型高频扫描电路能有效降低扫描电路中的干扰噪音,提高测量的精度,获得定量电子密度值.     

以最大热阻最小化为目标的二级组合Y形肋构形优化

本文采用有限元数值方法,以无量纲最大热阻作性能指标,研究了6自由度（几何特征参数）二级组合Y形肋的构形优化,分析了不同自由度条件下二级组合Y形肋的传热性能.结果表明,二级组合能显著提高Y形肋的传热性能,其最小最大热阻比一级组合Y形肋的最小最大热阻降低了36.37%.这也再次证明了,事物进化的自由度越大,其性能越优.二级组合Y形肋各几何特征参数对其性能的影响是不一样的,在实际工程设计中应该给予不同的关注.其中2个角度对最大热阻的影响比较大,但角度的最优值都比较稳定;2个长度比对最大热阻的影响比2个厚度的影响大得多.