具有更宽速度域的优良的气动特性已经成为高超声速飞行器发展的必然趋势。因此,对于现代高超声速飞行器翼型的设计,需考虑宽速度域范围内的气动特性。采用基于RANS的CFD数值计算方法,开展了高超声速翼型的气动特性设计与研究,设计了两种具有更加优良的低速、跨声速气动特性的高超声速翼型。对这两种翼型进行了综合评估,并与基准翼型的气动力特性进行对比分析。研究结果表明,第一种优化翼型在跨声速状态下的升阻比达到97. 40,第二种优化翼型在低速状态下的最大升力达到0. 719,相比于基准翼型,两种优化翼型在低速和跨声速下的气动特性得到提高。

针对表面催化效应对高超声速飞行器气动热影响显著且难以准确预测的问题,采用理论分析和数值模拟相结合的方法,建立了含物理/化学吸附、Eley-Rideal(ER)和Langmuir-Hinshelwood(LH)复合的有限速率四步表面多相催化模型.基于该模型进行了高超声速圆柱绕流数值模拟,分析了物理和化学吸附位覆盖率对高焓空气流场表面催化反应速率和气动热的影响.结果表明所发展的催化模型可有效提升气动热预测精准度;受各吸附、复合反应过程的交叉影响,表面覆盖率对气动热的影响是非线性的.所建模型基于真实的物理过程,能够反映材料催化属性的差异,可为高超声速飞行器热防护系统的轻量化、低冗余设计提供理论支撑.

高超声速飞行器的舵面在飞行过程中存在严重的气动加热现象。舵机在不采取冷却措施的情况下,吸收舵面热量导致温度升高会使舵机的零部件超出工作温度范围。提出采用发动机燃油对舵轴进行主动冷却的方案,设计一种能够保证结构强度同时增大换热面积的舵轴。对系统的热仿真分析证明燃油冷却方案能够保证舵机零部件满足工作温度要求;对舵轴的结构强度分析证明舵轴能够满足承载能力要求。

高超声速飞行器在飞行过程中承受严酷的气动载荷以及气动加热,因此其结构在设计中要充分考虑气动力及气动热效应引起的结构动稳定性和动响应等问题,热颤振是其中较为关键的一环。本文梳理了热颤振研究的发展历程,总结了用于热颤振研究的多种现有方法,包括热模态试验、热颤振仿真分析以及风洞试验等。在此基础上,进一步分析了可用于热颤振研究的新兴技术——地面颤振试验技术的研究现状及存在问题,展望了地面热颤振试验技术的未来发展趋势。

常规跨超声速风洞进行马赫数4.5试验时,常常伴有空气液化现象,造成试验数据可信度低,在高超声速风洞研制马赫数4.5喷管,具有对气流加热的能力,可以提供更加准确的试验数据。目前国内0.5 m量级高超声速风洞还不具备马赫数4.5的试验能力。通过无黏流计算方法计算轴对称喷管型面,并采用Sivells-Payne方法进行附面层修正,然后进行数值验证,证明了计算出的型面满足国军标对马赫数的设计要求,可以投入加工生产。

为探究热防护材料在高超声速环境下的服役行为,采用风洞试验和数值模拟方法研究了D6AC钢结构在多物理场耦合作用下的失效问题.基于高超声速气动力学、结构力学基本理论,建立高超声速D6AC钢结构的多物理场耦合理论模型,利用Navier⁃Stokes方程模拟得到其在不同飞行环境下的气动加热和结构响应,并对数值模拟的结果进行风洞试验验证.结果表明,风洞试验结果与数值模拟结果相吻合.气动热是导致D6AC钢结构破坏的主要因素,在三组来流条件下钢结构均发生了烧蚀现象,结构烧蚀开始时间取决于来流总温的大小.

分析了高超声速火箭橇橇体在运动中所涉及的气动热计算问题,对于8Ma以下的气动热问题,介绍了量热完全气体与热完全气体热力学参数计算方法,并通过数值计算比较了不同速度下两种气体的热力学参数变化情况,在低马赫数时,两种气体计算结果的差别不大,随着来流速度的增大,两种气体计算结果的差值增大。对于8Ma以上的气动热问题,介绍了高温真实气体的气动热计算方法,为高超声速火箭橇的气动热计算奠定了理论基础。

高超声速气动热弹性分析涉及流场、结构场和热力场间的相互耦合,计算复杂且耗时长。根据分层求解策略提出了一种基于降阶模型的高超声速气动热弹性分析框架。分别采用系统辨识法和本征正交分解法对高超声速气动力和气动热建立降阶模型,并与模态叠加法耦合实现热配平状态下气动热弹性问题的快速计算。以典型高超声速三维机翼为例,预测热结构的颤振动压,并与全阶流⁃固⁃热耦合计算结果对比吻合较好。所提出的气动热弹性分析框架提高了计算效率,而且精度高,可应用于工程分析中。

航空工业1 m量级高超声速风洞(FL-64)是国内最新建设的一座暂冲自由射流式大口径常规高超声速风洞,采用吹引式运行方式,同时考虑到低动压试验需要,另建有真空抽气系统。详细介绍了FL-64风洞的总体性能指标、关键部段设计、流场校测和标模试验结果。风洞性能指标如下模拟马赫数范围4.0~8.0;总压范围0.1~8.0 MPa;总温范围300~900 K;单位雷诺数范围3.3×106~4.6×107m–1;有效运行时间不小于30 s。FL-64风洞与航空工业亚跨超三声速风洞(FL-60)可形成高低马赫数搭配,涵盖马赫数0.3~8.0的宽速域高超声速飞行器试验需求,特别是马赫数4.0的总焓模拟能力可与真实飞行条件匹配,为我国高马赫数飞行器研制提供有效的气动试验平台。

高超声速气动加热问题一直是高超声速飞行器设计中的关键,是气动布局设计、结构设计以及热防护选材等的重要依据。然而气动热的数值模拟受到网格尺度、数值格式等多种因素的影响,是目前计算流体力学的难点之一。本文选择典型的三维钝锥模型,主要围绕网格尺度、数值格式精度以及耗散对高超声速气动热问题展开相关研究。结果表明,随着网格雷诺数的不断增加,热流计算值呈现不断减小的趋势,在气动加热比较严重的部位,热流计算值对于网格尺度的敏感性更强;网格尺度较小时精度越高,热流计算越准确,而网格尺度较大时,具有高分辨特性的MDADF-HY格式更为占优;同时,适当的耗散也是数值格式能够准确计算热流的前提。