针对基于流线追踪生成的乘波进气道在内流部分存在较大黏性误差的问题,以构建具有消波隔离段的内外流一体化乘波气动布局为目的,发展了一种多级波系锥导或吻切锥乘波体的边界层黏性修正方法。在基于特征线法的多级前体与截短Busemann进气道一体化乘波布局设计方法基础上,耦合了高超声速可压缩轴对称流动的冯卡门动量方程积分方法,通过修正边界层位移厚度来提高黏性情况下与设计预期的吻合度。对修正前后的一体化乘波构型进行了设计状态下的流场对比验证以及非设计状态下给定马赫数和迎角范围下的气动性能影响分析。计算结果显示,设计状态下黏性修正构型的前体两级激波和入口反射激波位置与设计预期基本一致,消除了隔离段内多次反射激波,进气道流量比增加4.51%,出口总压损失减少8.23%;非设计状态下修正构型同样具备更强的来流捕...

高超声速飞行器在飞行过程中受到强烈的气动加热,位于头部的红外探测窗口温度上升显著,辐射透过率下降的同时自身发射辐射大幅增强,致使内部的红外探测器信噪比下降,严重情况下可能失效。对超声速弹头弹道末端蓝宝石红外探测窗口的气动加热-非稳态温升过程及其3.7-4.8μm波段红外辐射透射特性进行数值模拟,结果表明平均温度已经不能准确反映蓝宝石窗口的红外透射特性及其对红外探测器灵敏度的影响;存在一个最优的红外探测窗口厚度,该厚度下红外探测器在弹道末端的灵敏度达到最佳。

为了研究高超声速飞行器尖化前缘热环境特点,对尖化前缘外形进行测热测压风洞试验,同时利用数值分析和理论手段开展尖化前缘热环境预示方法研究。获得了两种小尺寸前缘半径尖化前缘外形压力和热流的分布规律,分析了在半径较小的情况下,经典的Fay-Riddell驻点热流计算公式和前缘后掠圆柱方法的适用性。研究结果表明,Fay-Riddell公式在小尺寸的情况下已不再适用,采用层流后掠圆柱方法可以模拟尖化前缘中心线上的热环境。

锥柱裙类组合体类高超声速飞行器外部存在弓形激波,拐角诱发激波/边界层干扰,气动加热较为复杂。为深入研究此类气动热变化规律,采用CFD方法研究HIFiRE-1再入大气层气动热问题。结果显示,飞行器进入稀薄流区时,需重点关注鼻锥气动加热,而拐角气动加热不明显;进入稠密大气层后,飞行器拐角出现边界层分离与再附现象,且分离泡随着空气密度增大而逐步缩小,气动加热较为突出。

为了解高超声速再入时气动热载荷对充气式减速器柔性结构的影响,文章基于松散耦合方法开展了极端热载荷工况下的耦合数值研究。文章首先建立了流固耦合和热固耦合两种模型,分别对比研究了气动力和气动热两种气动载荷对蒙皮结构的影响。结果表明,气动热对结构的影响远大于气动力,在高超声速再入时应重点考虑。之后研究了气动热载荷下充气式减速器防热层各功能层温度分布,结果表明,绝热层隔热效果最为显著,绝热层导热系数增大一倍,内部最高温度升高21.7%,热变形最大值升高10.7%。上述成果为充气式减速器的设计提供了一定的理论依据。

计算流体力学方法(CFD)模拟滑移流区高超声速气动热时误差较大,直接蒙特卡罗模拟方法(DSMC)耗费计算资源。考虑速度滑移和温度跳跃,采用带滑移条件的CFD方法对钝头双锥体绕流进行计算分析。采用添加2阶滑移条件的N-S方程,模拟双锥绕流气动热,并与DSMC结果和文献数据进行对比分析。结果表明:滑移条件使壁面热流分布更接近DSMC模拟值,并且在克努森数不太大的过渡流区仍保持较好适用性;在克努森数较大时,带滑移条件的CFD方法模拟的流场结构存在一定误差。

高温真实气体效应、黏性干扰效应和尺度效应等高超声速流动特性突破了实验气体动力学传统的流动相似模拟准则,使得高超声速流动现象超出了经典气体动力学理论能够准确预测的范围。如何利用地面风洞试验数据预测天上的飞行状态,即天地相关性问题,成为制约新型高超声速飞行器研制与发展的关键性科学问题。本文概述了天地相关性的最新研究进展,并重点介绍了多空间相关理论与泛函智能优化关联方法。多空间相关理论认为,从更高维度空间视角看,不同风洞的试验结果都是内在相关的,而飞行试验可视为理想的风洞试验,所以地面风洞试验数据间的关联规律包含了天地相关性问题。泛函智能优化关联方法基于风洞群(能模拟不同参数区段的不同类型风洞)的试验数据,在泛函空间中利用专业化智能学习算法,从高维度的全参数空间出发,进行降维和自适...

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。

本文描述用电子束辉光法测量高超声波平均密度，速度以及密度变化特征的物理原理和过程，对此法用于平板上激波层稳定性问题的适用范围和限制条件作了分析。内容通过风洞实验结果加以说明。

介绍用于近似计算绕三维尖无粘流激波薄层的二层模型。本法以数值确定激波的位置。在计算不同结构形状物体的空气动力特性时能确定气体动力学载荷的近似值。采用这种方法实际上排除了超高速理论中其他已知方法对尖体几何形状所加的约束。