基于CFD/CSD耦合的火箭跨声速气动阻尼特性分析

随着新型大推力火箭的发展,弯曲模态频率的不断降低,以及流动分离和跨声速飞行时产生的激波震荡等因素,其在跨声速飞行过程中更容易出现非定常振动发散。文章以某带助推的运载火箭模型为研究对象,通过数值计算获取火箭强迫振动时的气动阻尼,并对影响火箭气动阻尼的因素进行了分析。包括结构节点位置、振动振幅大小、脉动压力等。研究表明：助推主要起到增大气动阻尼的作用;前节点主要影响收缩段的气动阻尼;振动振幅大小和脉动压力对气动阻尼的影响可忽略不计。     

非惯性弹道飞行器气动布局设计实践

从阻力主导惯性再入到升力主导机动再入是无动力高超声速飞行器的主要发展方向, 文章讨论了任务使命动力配置飞行模式及总体规模限制下的布局设计原则, 研究了不同构型升阻效率及升力载荷系数与模线形状横截面形状及容积利用率分段装填容积间的关系, 探讨了包括拉起/下压滑翔弹跳/滑翔等射面机动与Z字螺旋锥形空间机动等飞行模式与匹配的气动操纵面设计质心布置压心/静稳定裕度纵横向静动稳定性等, 从热安全角度提出了总体/气动/防热/结构/弹道/控制等多物理场高度耦合下的飞行器热力气动布局多学科设计优化, 结合非惯性弹道飞行器气动布局设计问题, 给出了满足分段容积要求防热要求及操稳要求的飞行器气动构型设计优化实例.      

火箭发展简史及火箭技术的物理基础

 依靠发动机向后喷射工作物质产生的反作用力而推进的飞行器,称为火箭。它的特点是自身携带燃料和氧化剂,既可在大气中飞行,又可在没有大气的外层空间飞行。现代火箭是远距离快速投送工具,可用于发射人造卫星、载人飞船、航天站以及助推其他飞行器。火箭用于投掷弹头,便称为火箭武器,其中可制导的又称为导弹。     

X43高超声速飞行器的飞行热走廊研究

建立飞行器的热走廊物理模型和求解方法对于设计飞行器防热结构、确定飞行轨道和优化气动外形等均有重要的工程应用价值,本文对X43高超声速飞行器的飞行热走廊的物理含义进行了分析,初步建立了飞行热走廊的物理模型,给出了该物理模型下飞行热走廊的控制方程和求解方法,通过对X43高超声速飞行器典型位置的飞行热走廊的计算,研究了高超声速飞行器的热走廊规律和特征,研究了防热材料的性能对飞行走廊的限制,明确了防热材料的关键防热参数,通过研究发现: (1)防热材料的发射系数越大,其对应的热走廊越宽阔,飞行轨道的选择余地也越大; (2)不同位置、不同流态对应的热走廊边界不同,推迟转捩发生可以增加热走廊区域,有利于防热.     

飞艇红外探测系统探测高超声速目标性能研究

以X-51A为例,研究了飞艇红外探测系统对临近空间高超声速目标的探测性能。首先,根据飞行器的飞行状态和飞行高度建立了临近空间高超声速目标不同波段的红外辐射特性模型,以及随高度变化的目标背景红外辐射强度模型;其次,综合考虑飞行器与飞艇高度、地球曲率及红外辐射在大气中传播的波段选择性等因素,建立了红外辐射在临近空间大气中传播的透过率模型;在此基础上,建立了飞艇红外探测系统对高超声速目标的探测距离模型。通过仿真得到了临近空间高超声速目标在不同飞行状态下3个波段的红外辐射强度随目标飞行高度变化的曲线,以及飞艇红外探测系统对飞行器在不同飞行状态下3个红外辐射波段的探测能力。研究结果表明:飞艇红外探测系统对高超声速目标的有效探测距离可以达到百公里量级;当飞行器飞行状态一定时,随着飞行器飞行高度的增加,系统对目标的探测距离先增大后减小;与长波波段相比,中短波波段的探测距离更大,并给出了临近空间飞艇应尽量布置在海拔高度大于18 km的高空中的部署建议。     

低超声速飞行器瞬态热状况解耦算法

针对低超声速飞行器非稳态飞行条件下内外流固耦合一体化计算的复杂性,将飞行器外部流场的实时气动热转化为浮动的第三类边界条件进行解耦.以加速俯冲的超声速三维头锥体为例,分别采用浮动温差法和辐射平衡法提取表面对流换热系数进行解耦计算,并与直接耦合计算结果进行比较,验证两种解耦算法的可靠性.结果表明,将非稳态飞行过程离散为不同飞行状态点,通过提取对流换热系数解耦计算得到的不同状态点的锥体表面温度分布与直接耦合计算得到的结果吻合较好.两种解耦算法在计算效率方面均要优于耦合计算方法;在外界气动环境发生剧烈变化的过程中,最大相对误差均不超过2%.     

高超声速流场成像质量特性及校正方法

光学成像制导飞行器在大气层中以高超声速飞行时，其成像窗口附近强压缩流场的气动光学效应会导致成像过程出现抖动、偏移和模糊，影响制导精度.为研究该问题，搭建了基于高超声速（Ma = 6.0）炮风洞的气动光学地面模拟平台.利用高速摄像机获取了多种喷流压比状态下光学头罩成像图片，研究了成像特性.基于背景纹影技术（background oriented schlieren，BOS）直接获取气动光学畸变的点扩散函数信息，结合Wiener滤波方法对地面模拟平台获取的成像畸变结果进行了校正，并结合灰度分布、峰值信噪比（peak signal-to-noise ratio，PSNR）和结构相似度（structural similarity，SSIM）对校正结果进行了定性和定量评价.成像结果表明，头罩无冷却喷流时成像质量最好，在压力匹配附近头罩成像质量相对于欠压喷流和过压喷流成像质量较好.图像校正结果表明，风洞运行过程中采集的时间序列图像在校正之后所对应的灰度分布情况、PSNR和SSIM都得到提高.      

脉冲激光烧蚀推进技术的航天应用进展

脉冲激光烧蚀推进技术具有比冲高和推力可精确控制的特点,既可用于发射有效载荷也可用于星载动力,甚至可用小行星表面物质作为推进剂使其偏转轨道,因此,在航天领域得到越来越多关注。围绕激光单级入轨发射、同步轨道和火星轨道运输;激光微推力器用于航天器姿轨控,以及激光与电组合推进;激光烧蚀操控cm级空间碎片的轨道,以及激光烧蚀操控较大尺寸碎片的姿态;激光烧蚀偏转小行星轨道等方面,对脉冲激光烧蚀推进技术在航天领域研究现状和进展,进行了系统全面地归纳和总结,并对激光平均功率、波长、脉宽和推进剂选材等关键问题,进行了详细分析。     

亚大气压六相交流电弧等离子体射流特性研究:实验测量

以临近空间高超声速飞行器以及航天器再入大气环境飞行过程"黑障"问题的研究为背景,进行了多相交流电弧放电实验装置的物理设计,建立了六相交流电弧等离子体实验平台(MPX-2015),在背景压力为500 Pa的亚大气压条件下获得了最大直径和长度分别达到14.0 cm和60.0 cm的等离子体射流.研究了工作气体流量、真空腔压强、电极间距以及弧电流等因素对等离子体自由射流和冲击射流特性的影响规律.结果表明:在实验参数范围内,真空腔压强对等离子体的射流特性影响最为显著,等离子体自由射流的长度和直径以及冲击钝体条件下的鞘套有效工作长度和厚度均随着压强的降低而增大;提高沿电极环缝注入的工作气体流量或弧电流亦有利于等离子体鞘套尺寸的增加.上述工作有助于进一步开展临近空间飞行器与其周围复杂介质环境间复杂的气动热效应和"黑障"问题的研究.     

气动热环境下共形整流罩热辐射特性研究

高温整流罩产生强烈的红外辐射,在探测器接收面上形成背景噪声,严重影响成像质量。为了评估气动热环境下高速飞行器共形整流罩热辐射对探测器性能的影响,建立了气动热环境下整流罩热流固耦合计算模型、整流罩热辐射发射以及传输模型,计算了整流罩非均匀温度场、形变场、应力以及应变场,仿真得到了共形整流罩热辐射对高速飞行器光学系统成像质量的影响。研究结果表明:随着时间的不断增长,探测器接收面的最大辐照度也逐渐增大。在第10 s时,0°攻角下共形整流罩热干扰辐照度最小值为0.094 W/m2,最大值为0.108 W/m2。和相同工况下的共形整流罩相比,球形整流罩10 s时的最大辐照度分别是椭球面和抛物面形整流罩最大辐照度的近12倍和7倍,即共形整流罩产生的干扰对探测系统的影响较小,不会对探测器的探测性能产生致命性的影响。     

Estimation of energetic efficiency of heat supply in front of the aircraft at supersonic accelerated flight. Part 1. Mathematical models

Fuel economy at boost trajectory of the aerospace plane was estimated during energy supply to the free stream. Initial and final flight velocities were specified. The model of a gliding flight above cold air in an infinite isobaric thermal wake was used. The fuel consumption rates were compared at optimal trajectory. The calculations were carried out using a combined power plant consisting of ramjet and liquid-propellant engine. An exergy model was built in the first part of the paper to estimate the ramjet thrust and specific impulse. A quadratic dependence on aerodynamic lift was used to estimate the aerodynamic drag of aircraft. The energy for flow heating was obtained at the expense of an equivalent reduction of the exergy of combustion products. The dependencies were obtained for increasing the range coefficient of cruise flight for different Mach numbers. The second part of the paper presents a mathematical model for the boost interval of the aircraft flight trajectory and the computational results for the reduction of fuel consumption at the boost trajectory for a given value of the energy supplied in front of the aircraft.     

发动机喷流对火箭气动特性影响

开展了考虑底部发动机喷流影响的火箭气动特性CFD仿真设计,比较了有/无喷流时火箭附近流场结构、表面压力分布、整体气动力/力矩特性在亚/超声速段的差异,结果显示,发动机喷流对火箭亚声速段的轴向力、法向力和俯仰力矩特性均有较为显著的影响,且有减小尾部空气舵气动控制力矩的影响,而超声速段的影响仅限于轴向力。该仿真结果与飞行试验气动辨识结果较为一致。基于仿真分析结果,可建立一种折中考虑喷流影响的气动特性设计方法,供火箭精细化气动特性设计参考使用。      

A high-efficiency aerothermoelastic analysis method

In this paper,a high-efficiency aerothermoelastic analysis method based on unified hypersonic lifting surface theory is established.The method adopts a two-way coupling form that couples the structure,aerodynamic force,and aerodynamic thermo and heat conduction.The aerodynamic force is first calculated based on unified hypersonic lifting surface theory,and then the Eckert reference temperature method is used to solve the temperature field,where the transient heat conduction is solved using Fourier’s law,and the modal method is used for the aeroelastic correction.Finally,flutter is analyzed based on the p-k method.The aerothermoelastic behavior of a typical hypersonic low-aspect ratio wing is then analyzed,and the results indicate the following:(1)the combined effects of the aerodynamic load and thermal load both deform the wing,which would increase if the flexibility,size,and flight time of the hypersonic aircraft increase;(2)the effect of heat accumulation should be noted,and therefore,the trajectory parameters should be considered in the design of hypersonic flight vehicles to avoid hazardous conditions,such as flutter.     

Aerodynamics of re-entry vehicles at real values of Reynolds numbers

Results of an experimental study of aerodynamic characteristics of models of two hypersonic re-entry vehicles (ARES-H aerospace demonstrator proposed by EADS-ST and EXPERT re-entry capsule proposed by ESA ESTEC) are presented. The experiments were performed in a new wind tunnel AT-303 at ITAM SB RAS in the range of free-stream Mach numbers M = 10–18 at real values of Reynolds numbers. The test results and specific features of wind-tunnel tests in conical nozzles are discussed.     

组合式高超声速飞行器布局设计与优化分析

针对高超声速飞行器气动布局设计难点,文章提出了基于多个基准流场的多部件组合设计方法.以锥导乘波体为基准,采用分段接序、多片组合的高超声速可调参数的气动布局设计,将飞行器分解为前体、机翼和中心体设计.前体和机翼以乘波体为设计思路,中心体构型根据装载需求设计,从而达到飞行器在边缘能够满足压力封闭,有效容积集中在中心体附近的总体布局思路,使得飞行器各部件功能清晰化.最终实现具有"乘波特性"的高超声速巡航飞行器参数可调的布局设计.文中对比了组合布局与传统乘波体的差异,在前体不变的情况下,研究了中心体长度、长宽比和长厚比对飞行器气动性能的影响.采用自由变形技术（free-form deformation,FFD）实现了高超声速飞行器的参数化和优化设计流程.结果表明组合布局具有更高的容积效率,可实现多参数化调节,具有良好的乘波特性,可为未来提高高超声速飞行器升阻比和满足应用要求提供方案参考.      

磁流体加速和磁流体加速风洞

高超声速飞行器对于更高飞行速度的追求，给地面风洞设备模拟能力提出了新的要求，磁流体加速成为一个重要突破方向.文章介绍了国内外在磁流体加速基本原理以及磁流体加速技术应用于地面风洞试验方面的研究工作.基于磁流体（magneto-hydro-dynanic，MHD）加速的高超声速风洞设备可以模拟高超声速飞行器的试验条件，复现超高速的飞行环境，是突破超高速飞行器再入研究地面试验模拟能力的关键技术，在航空航天领域具有重要的研究意义和应用前景.      

飞行器上层大气层空气动力特性探讨

针对近地轨道飞行器所面临的上层大气层(100～300 km)空气动力学问题,对几类典型航天器构型的上层大气层气动力特性进行了分析,给出了典型气动布局在该空域的气动力基本规律,取得了对上层大气层气动力关键影响因素的初步认识.在上层大气层,飞行器的绕流属于自由分子流状态.研究发现,气体分子与不同材质物面的相互作用反映出截然...     

火箭发射的次声信号分析*

在距离发射点20km和230km的两个阵列上,记录了我国一次火箭发射产生的次声波。从信号中识别出点火与声爆事件,观察到火箭在飞行中产生持续的次声波,以及声爆前后明显能量特征上的变化,观测到完整的火箭发射和飞行过程中系列次声波。为了验证采集信号中包含声爆事件,使用Fisher检测估计方位角和视速度,计算结果与火箭飞行轨迹一致,并且声爆信号的预计到达时间和估计方位与实际的时间和方位角相符合。结合火箭速度变化的特征,给出了声爆前低频能量较弱现象的解释和火箭超声速后次声能量特征的变化,揭示了火箭产生次声波的机理,为火箭发射等目标的监测提供有益的借鉴和参考。