高超声速飞行器逆向射流与层板发汗组合热防护的攻角特性分析（英文）

目的:采用层板发汗技术改善高超声速飞行器在攻角飞行时迎风面逆向射流的热防护性能。创新点:1.提出逆向射流与层板发汗组合热防护方案用于高超声速飞行器的热防护;2.采用层板发汗技术改进高超声速飞行器在大攻角飞行时热防护失效的不足。方法:1.设计逆向射流与层板发汗组合热防护钝头体模型(图1);2.通过数值计算方法对比逆向射流与层板发汗组合热防护在不同攻角飞行时的流场结构和激波特性(图6～8);3.通过数值计算方法获得逆向射流与层板发汗的组合热防护特性(图9～12)。结论:1.在攻角飞行时,来流与射流方向发生偏离,且迎风面的再压缩激波增强;2.随着攻角的增加,迎风面受热加剧,且当攻角增加到一定程度时,逆向射流热防护失效;3.采用组合热防护系统时,发汗流的引入可以改善再附区近壁面区域的热环境,从而减少壁面的热流。     

拦截临近空间高超声速飞行器末制导律研究进展与展望（英文）

临近空间高超声速飞行器是指在临近空间能够以大于5马赫速度飞行的一类飞行器,具有飞行速度快、突防能力强、作战半径大和响应迅速等特点。凭借其优异的性能优势,高超声速飞行器逐渐成为各个国家新的空天博弈焦点,给现有防御体系带来巨大挑战。为满足临近空间高超声速飞行器防御需求,本文系统性地梳理高超声速飞行器的“五大优势”及拦截高超声速飞行器的“四大难点”。其次,针对现阶段高超声速飞行器拦截制导律,对基于单弹制导律和多弹协同制导律进行综述,并归纳其优缺点。最后,从“信息域”、“空间域”、“物理域”和“效费比”四个方面对协同拦截高超声速飞行器未来发展方向进行了展望,为临近空间拦截制导技术研究提供参考。     

吸气式二元翼型风洞的气动设计

翼型是机翼等气动部件的二维截面,对于机翼乃至飞行器全机的气动性能都有着重要影响,所以翼型研究是先进飞行器设计的基础和重点。翼型风洞是进行翼型实验的最适用风洞,在翼型研究中发挥着不可替代的作用,但由于其专用性,目前关于翼型风洞设计的公开成果并不多见。基于翼型实验的参数要求,综合运用空气动力学知识,确定了一种吸气式二元翼型风洞的气动设计方案。设计的翼型风洞包括动力段、扩压段、实验段、收缩段和稳定段等洞体,并配有阻尼网、蜂窝器等内部整流装置。经过计算和分析,结果表明此风洞具有结构紧凑、湍流度低、能量利用率高的优势,可以较好完成翼型实验,推动飞行器技术发展。     

高超声速风洞虚拟仿真实验教学项目设计与实现

采用项目法开展虚拟仿真实验教学是推进现代信息技术融入实验教学、拓展实验教学内容广度和深度、延伸实验教学时间和空间、提升实验教学质量和水平的重要举措。为此,设计了高超声速风洞虚拟仿真实验教学项目,开发了高超声速风洞原理及结构设计、高超声速风洞操作流程以及高超声速风洞气动及流场环境虚拟仿真实验3个模块内容,让学生充分掌握高超声速空气动力学基本知识及原理,认识高超声速空气动力学常用的风洞实验设备工作原理及设计流程,了解高超声速典型气动外形气动力及流场随飞行高度、马赫数、模型姿态角的演化特性,探索建设实验空气动力学教学基础实验平台新途径。该项目以解决实际问题为导向,结合课堂讲授理论知识,在虚拟环境条件下开展高超声速气动及流场测量实验,推进现代信息技术融入高超声速实验教学。     

高超声速飞行器多地磁分量辅助定位算法（英文）

目的:改善高超声速飞行器由于地磁异常信息缺失导致的地磁匹配算法发散或失配等问题。创新点:提出一种多地磁分量辅助定位(MCAL)算法,并在助推-滑翔高超声速飞行器弹道上进行仿真验证。方法:1.给出地磁主磁场模型的数学表达,分析地磁匹配系统的误差来源。2.从理想情况出发,提出一种MCAL算法,并通过2～3条地磁分量的等值线对飞行器位置进行估计。3.在助推-滑翔高超声速飞行器弹道上进行数字仿真试验,并与其他几种传统算法进行分析比较。结论:该方法相较于传统算法具有更高的定位精度。当随机误差范围为±30n T(每轴)时,MCAL算法的平均绝对纬度误差比SIMAN算法低151 m,经度误差比SIMAN算法低511 m。     

数值模拟的翼型气动性能优化研究

NACA63-215在小角度攻角时的气动模拟结果与实验数据基本相同,通过对襟翼DOE的多组数值模拟实验数据和翼型下方的压力分布模拟图形分析得知,数值模拟的方法为翼型的气动性能优化提供了理论支持。     

高超声速飞行器的地磁匹配辅助导航算法比较（英文）

目的:验证三种经典的地磁匹配辅助导航算法在临近空间高超声速飞行器导航中的适用性。探讨和比较地磁轮廓匹配(MAGCOM)、沿等值线最近点迭代(ICCP)和桑迪亚地磁辅助导航(SIMAN)算法在助推-滑翔高超声速飞行器导航中的实时性、稳定性和定位精度。创新点:比较分析助推-滑翔高超声速飞行器上的三种地磁匹配算法,并讨论其适用性。方法:1.分析地球磁场组成部分的时变特性,并选取地球主磁场作为地磁匹配辅助导航的地磁基准图。2.根据三种地磁匹配算法的原理,分别总结出三种算法的流程和步骤;根据惯性/地磁组合导航的原理,给出组合导航的状态方程和观测方程。3.根据世界地磁场模型(WMM)得出地磁基准图,并在简化的助推-滑翔飞行器弹道上对三种算法在不同的磁误差条件下进行仿真验证和比较。结论:1.在磁误差很小的情况下,SIMAN算法和MAGCOM算法的定位精度都很高;在磁误差较大的情况下,SIMAN算法的精度最高。2.SIMAN算法的稳定性最好,而MAGCOM算法的稳定性最差。3. SIMAN算法的实时性最好,而ICCP算法的实时性最差。     

欧拉方程的多重网格间断Galerkin方法研究

基于多重网格方法的思想,在二维非结构网格上建立了一种求解Euler方程的快速稳健间断Galerkin方法。采用Roe迎风型数值通量,时间步采用显式Runge-Kutta多步法推进。数值模拟了绕NACA0012翼型流场,并比较了单重网格算法和多重网格算法计算结果,表明该方法具有优良的加速收敛效果。     

散热轴流风扇用翼型改型优化设计

翼型是影响轴流风扇气动性能的关键因素,良好的翼型能获得更佳效率的风扇,从而减小耗电量。首先采用Profili软件对NACA4412航空翼型进行提高升阻比的改型优化设计,得到了一种新的适用于散热轴流风扇的高性能翼型NACA4412-MOD。然后通过数值仿真对新旧翼型进行气动性能计算。结果显示,在给定的雷诺数条件下,迎角相同时,比原翼型相比,新翼型的升力系数更大,阻力基本不变或略有增加,升阻比提高明显,并且维持高升阻比的迎角范围更广。     

基于数值计算方法的翼型参数化、建模与优化研究（英文）

目的:1.比较并改善翼型参数化方法,获得设计变量少、拟合精度高的参数化方法;2.在参数化的基础上利用数值模拟的方法获取翼型流场参数,优化并获得特定条件下升阻比最大的翼型。创新点:1.通过与多项式拟合方法的对比证明了类别/形状函数转换(CST)法在翼型拟合方面的优越性,并通过调整控制点分布,在不增加设计变量的基础上改善了CST方法;2.通过建立响应面模型,利用多岛遗传算法与非线性序列二次规划法相结合的方式获得了更好的翼型优化效果。方法:1.利用修饰后的CST法对翼型进行参数化拟合与设计,并通过与二项式拟合法比较来验证其优越性;2.通过数值方法对翼型周围流场进行计算并与实验结果对比,获得精确计算气动参数的仿真条件;3.通过拉丁超立方采样获得设计变量,建立设计变量与翼型升阻比之间的响应面模型,通过多岛遗传算法与非线性序列二次规划法的结合和优化,得到一定条件下升阻比最大的翼型。结论:1.CST法是一种优秀的参数化方法,本文的优化改善了形状函数控制点选取法则,使其对翼型头部和尾部的描述更加精确;与多项式相比,CST法可以通过更少的设计变量得到更高的拟合精度。2.基于多岛遗传算法的非线性序列二次规划法在本文中用以优化翼型使其具有更高升阻比。优化前后翼型的比较显示,两种优化方法的结合可以得到比单独使用各优化方法更好的结果。     

基于Fluent的多翼型低速气动特性比较

利用计算流体力学软件Fluent对较适用于小型无人机的NACA0009、NACA6409、NACA64A010三种翼型进行了二维外部流场的数值模拟,采用Spalart-Allmaras计算模型求解几种翼型在不同攻角、不同雷诺数下的速度、压力分布,进而对不同翼型在不同攻角下的气动特性进行研究,为小型无人机的设计提供一定的理论依据.     

超/高超声速气流中的混合与燃烧（英文）

在国家自然科学基金两期重大研究计划的指导下,高超声速技术越来越成熟,尤其是它的核心组成部分——吸气式高超声速推进系统。为了满足单级/两级入轨可重复使用飞行器以及高超声速飞机对动力装置的需求,非常有必要发展一些新概念组合循环发动机方案。但是,由于高速气流在超燃冲压发动机燃烧室内的滞留时间非常有限,只有毫秒量级,所以在如此快的流速下通过加热来获取有用推力仍然极具挑战性。为此,学者们提出了许多混合增强措施,包括超/高超声速气流中的火焰传播与稳定机制。本专辑收集了相关科研人员在设计理论、数值仿真、地面风洞试验等方面取得的一批核心技术成果,包括激波/湍流边界层干扰控制,隔离段中激波串与湍流边界层之间的强干扰,超燃冲压发动机燃烧室中的混合、点火与火焰稳定,以及旋转爆震发动机中的模态转换等。这些研究对大尺度发动机的工程化具有重要的参考价值。     

高超声速激波/湍流边界层干扰电磁控制研究（英文）

目的:临近空间中下层巡航的新一代高超声速飞行器面临着高马赫数激波/湍流边界层干扰的问题。本文旨在探讨磁场/电弧放电耦合作用因素(焦耳热作用、放电参数、磁场强度、电弧作用流向位置和壁面距离等)对高马赫数工况下激波/湍流边界层干扰控制的影响,并提出激波/湍流边界层干扰洛伦兹力控制能力的参数表征,以揭示电磁控制的原理和能力。创新点:1.建立低磁雷诺数假设下的激波/湍流边界层干扰数值模拟方法,对高超声速激波/湍流边界层干扰进行电磁控制,总结分析控制类型与控制机理,并根据仿真结果提出最佳控制参数建议。2.建立针对激波/湍流边界层干扰的磁控能力预测参数,以指导高超声速飞行器典型激波/湍流边界层干扰的磁控设计。方法:1.建立低磁雷诺数假设下的激波/湍流边界层干扰数值模拟方法,并分别对电磁力控制边界层、激波/湍流边界层干扰和湍流边界层速度剖面进行计算,验证使用方法的可靠性和有效性。2.采用相关实验的电磁激励器的半经验模型,对二维稳态假设下的激波入射平板进行数值模拟,并研究电磁输入参数对分离区大小的影响。3.通过理论分析,建立针对激波/湍流边界层干扰的磁控评价参数,并通过不同磁控强度下的数值仿真进行验证。结论:1.四种电磁控制类型的控制机理和控制效果不同;电磁控制区位于分离泡内的等压区且距离壁面越近对减弱激波/湍流边界层干扰分离的效果越好。2.电磁控制后等压区压力梯度与外加电磁力处于同一量级且呈近似线性关系。3.本文所提出的磁控参数的物理意义更加明确,可进一步应用于对不同工况下激波/湍流边界层干扰分离控制的预测。     

小型垂直轴风力机叶片气动特性模拟与分析

针对NACA4412翼型风力发电机扰流流动特点,建立了二维和三维不可压缩湍流模型,并对基于流体连续性方程和N-S方程及k-ε湍流模型的二维流场进行数值模拟计算。采用多参考系计算（MRF）模型,用FLUENT模拟了流场内翼型截面的受力情况和速度分布情况,得到了NACA4412翼型风机的气动特性。     

DPIV技术在HY-750低速风洞实验中的应用探索

为进一步提高航空气动力教学设计性实验水平,增强对新型导弹、无人机、舰载机和舰船的气动特性研究能力,根据DPIV技术的基本原理和非接触式整体流场成像的特点,将DPIV技术可有效应用于绕流、喷流、分离流等复杂流场结构的显示和研究,探讨将DPIV实验装置应用于HY-750风洞的升级改造,以提高"飞行器表面涡分布"和"翼型表面压力测量"等实验的流场显示效果,促进导弹垂直发射气动干扰、航母飞行甲板扰流流场特性、舰船尾流干扰等海军特色气动问题以及新型作战飞行器气动特性的研究工作。     

汽车发动机散热风扇仿生翼型气动特性研究

以FE-5HA汽车发动机散热风扇为研究对象,参照鸮羽前缘结构,通过已有实验数据验证翼型数值模拟准确性,并计算分析仿生锯齿翼型的升阻力特性及探讨锯齿结构的振幅和安装角对翼型升阻力特性的影响。结果表明：仿生翼型的升力和阻力系数均随着锯齿振幅的增加而增加,升力系数随着锯齿安装角的增加而增加,而阻力系数则是随着安装角的增加呈现高-低-高的变化趋势,且在安装角为负时阻力系数变化更大;在参数选取范围内,获得振幅为0.15c和安装角为10°的锯齿结构气动性能最好。仿生翼型风扇气动性能实验结果显示在原型风扇运行工况下,风量比原型风扇提高了3.66%。     

后缘襟翼机构动力学仿真研究

根据气动专业对某机型后缘襟翼气动要求及输入条件,采用空间位移矩阵方法完成后缘襟翼滑轨设计。对后缘襟翼各类机构驱动方式进行了对比研究,选择了滚珠螺旋丝杠驱动机构作为后缘襟翼驱动机构,满足了机构内埋的要求,并对该后缘襟翼机构进行了运动分析,研究其运动的合理性。最后,基于LMS Virtual.Lab Motion模块,对后缘襟翼机构进行了动力学分析,研究后缘襟翼机构在襟翼气动工况下的运动情况及受力情况。     

发汗冷却控制系统参数辨识的几种改进算法

本文对再入热环境的航天飞行器的表面热防护的地面模拟试验和实测研究,在现有的理论基础上,提出几种发汗冷却控制系统参数辨识的改进方法,从而减少表现气动加热的热流密度的估算误差,为地面模拟实验和飞行实测提供更为充分准确的数据。     

小展弦比超音速飞机机翼气动特性分析

基于采用对称翼型的小展弦比三角形机翼模型,对其在亚音速状态和超音速状态时的升力特性、阻力特性、升阻比特性、稳定性特性进行了理论计算分析。并针对该模型进行数值模拟,分析其超音速流场特性,与理论分析结果进行对比,发现相差不大。得出结论:该翼型机翼在飞机巡航速度为Ma=2时气动性能较好。     

发动机燃烧室内壁材料热环境的气动热试验模拟技术研究

利用超声速矩形湍流导管和等离子电弧加热器模拟了发动机燃烧室内流和高超声速飞行器外壁面外流热环境,进行了平板表面冷壁热流测量和燃烧室内壁材料考核试验。结果表明:由于辐射换热的影响,在选取的两个典型来流条件下,发动机燃烧室内流热环境下的冷壁热流比外流热环境下的高出21%和40%,但是冷壁热流的增量基本相当,约为0.70~0.80MW/m²。随着冷壁热流的增加,辐射换热产生的热流增量的影响力会逐渐减小。材料考核时,相同配方的C/SiC复合材料在内流热环境下的表面温度高出约400℃,背面温度高出约90℃,这种差异对于发动机燃烧室内壁面材料考核至关重要,必须在材料考核试验中加以考虑。 