ATR进气道改进设计及其超声速性能快速预估

传统弹用ATR进气道一般为后置"X型"四旁侧二元混压式进气道。为得到构型适宜、性能优越的弹用ATR进气道,采用混压式进气道内外压缩角约束松弛的方法对ATR进气道进行改进设计,改进后进气道抗背压能力、总压比和总压恢复系数均提升50%左右。为快速分析特定来流和背压组合工况下的进气道性能,针对改进后的弹用ATR进气道建立了进气道超声速性能快速预估模型,预估模型无需识别进气道喉道和亚声速扩压段是否含有正激波。与三维数值仿真结果相比,进气道性能预估模型计算的总压恢复系数在绝大多数来流及背压组合工况下的计算误差不超过10%。ATR进气道超声速性能预估模型精度可以满足工程论证需求。     

旋转冲压压气机压缩转子技术分析及展望

旋转冲压压气机压缩转子是一种采用超声速进气道中所用的激波压缩技术进行气流压缩的新型压缩系统.与常规压气机相比,具有单级压比高、压缩效率高、结构简单、体积小和质量轻的优点.通过对其工作原理及结构的分析,总结并分析了其关键技术,主要包括运动激波系的配置、泄露密封、转子支撑和附面层吸除等.最后,讨论了压缩转子的潜在用途.     

冲压增程弹丸进气道复杂湍流流畅数值仿真

应用二阶隐式TVD格式对固体火箭冲压发动机增程弹丸超音速进气道内部湍流流场进行了数值仿真。通过对交叉楔面超音速湍流流场数值仿真结果分析，并与实验结果比较，显示该算法和编制的程序是可靠的，能够准确仿真具有激波一激波、激波一边界层相互作用的复杂湍流流场。通过数值仿真得到了不同出口反压条件下超音速进气道湍流流场复杂的波系结构，并分析了流场的发展过程和出口反压对进气道性能的影响，为今后进一步深入研究提供了理论基础。     

超声速轴对称进气道流场的数值模拟

利用有限体积法求解二维轴对称可压缩N-S方程，对超声速弹用进气道内外复杂流场进行了数值模拟，数值格式为二阶迎风格式，所得流场结构清晰。研究结果表明：随着来流马赫数的增加，总压恢复系数随之下降，稳定工作范围增大，同时流量系数逐渐增大，在激波贴口后流量系数基本保持不变；在同一来流马赫数的超临界状态下，随着进气道出口反压的提高，结尾正激波向喉道方向移动，结尾激波损失减小，总压恢复系数提高，进气道出口马赫数减小，出口流场畸变程度降低。     

脉冲式抽吸对进气道自起动特性影响研究

基于带抽吸槽的二维混压式超声速进气道,开展了脉冲式抽吸对进气道自起动特性的影响研究。通过给定非定常边界条件,对飞行马赫数为2.2、抽吸背压脉动幅值为20000 Pa的进气道非定常流场进行了数值模拟。与定常条件下数值模拟结果进行对比,结果显示脉冲式抽吸能够改善进气道的自起动特性,且脉冲频率及波形均对自起动特性产生影响。     

超声速二元进气道吸除装置工程设计方法探索

针对一种起动马赫数Ma=2.0、设计马赫数Ma=3.0的超声速进气道,首先结合等激波强度和数值模拟的方法,分析了进气道各几何参数间的相互制约关系并设计了一种性能较优的传统构型。在此基础上,分析了不同边界层吸除装置对进气道性能的影响。结果表明,恰当的选择吸除装置和吸除流量,可明显增强进气道能够承受的最大反压并改善进气道在起动马赫数和设计马赫数下的总压恢复系数。探索了吸除装置合理的设计方法,可为工程设计提供一定的理论支撑。     

采用粒子跟踪速度计法研究壁面喷射与激波之间的干扰

对非燃烧超声速流中的壁面喷射场入射斜激波,采用粒子跟踪速度计法探讨入射位置对下游再循环区域的影响;并且,将得到的P1V测量结果与对应燃烧时激波入射位置的消焰界限进行比较,明确激波入射位置对消焰界限的影响.     

侧向支柱对高速旋转冲压增程弹用进气道影响的数值模拟

采用块结构网格与二阶精度流场分区求解技术,对高速旋转含侧向支柱双锥外压轴对称冲压增程弹丸进气道内外复杂流场进行了数值模拟。通过数值模拟得到了对应于不同旋转角速度、不同侧向支柱形状以及不同来流攻角情况下,临界工况时超声速进气道内外粘性流场复杂的波系结构。当高速旋转进气道扩压段有侧向支柱存在时,进气道总压恢复系数和动能系数均有所降低,而流场畸变指数则增大明显。随着转速和攻角的增大,进气道综合性能均有所降低。数值结果显示,采用菱形截面的侧向支柱形状的进气道性能最优。     

一种弧形前缘前体/进气道方案数值仿真研究

针对吸气式高超声速飞行器推进/气动一体化设计问题,设计了一种以超燃冲压发动机为动力的吸气式高超声速飞行器。以此为约束,开展了弧形前缘和平直前缘前体/进气道一体化方案设计,并采用数值模拟的方法对前体/进气道的典型性能进行了仿真研究。结果表明:弧形前缘前体/进气道一体化设计方案满足指标要求;变强度配波的弧形前缘前体/进气道在设计点状态下各纵向剖面的外压缩波系均与进气道进口保持贴口状态,避免了部分外压缩激波入射到内通道加重热防护负担的问题;与平直前缘相比,一方面弧形前缘前体将使得前缘脱体激波沿展向蜕化,有利于进气道进口气流总压恢复性能的提高,另一方面弧形前缘的前体前缘形状不利于排除进气道进口边界层气流,导致了其进气道喉道和出口截面下壁面更多的低总压堆积区,使得进气道的总压损失进一步增大,因此,弧形前缘对内流性能的影响需要综合评价。     

应用TVD格式研究冲压增程弹丸进气道复杂流场

基于固体火箭冲压发动机增程弹丸超音速进气道,应用二阶隐式TVD格式对进气道内流场进行了数值模拟,得到了不同出口反压条件下,超音速进气道流场复杂的波系结构,分析了出口反压对进气道启动性能的影响．结果表明,出口反压显著影响着进气道性能,反压过高或过低都将导致进气道不启动,为冲压增程弹丸超音速进气道结构设计提供了理论依据．     

国外利用斜翼方式增大弹药射程的方法

为了达到无需火箭辅助而增大射程,对国外采用弹体斜翼／尾翼的方式增加弹药射程的方案进行了介绍;该设计方案具有智能舵机控制,制导弹药从超音速、音速,到亚音速的整个滑行阶段,均将保持最大升阻比;为了分析超音速与音速滑行阶段内给定的马赫数与攻角时不同斜翼的最佳后掠角状态,利用重叠网格法进行了系统的纳维-斯托克斯方程计算,通过对斜翼的最优配置设计,无需火箭助推便可使弹药达到100n mile的目标射程。     

旋转稳定弹扰流片气动外形多目标优化设计

为提升旋转稳定弹的射击精度,将微型扰流片应用于旋转稳定弹,可以为弹丸提供侧向升力、改变弹体姿态,继而达到改变飞行轨迹的目的。通过数值模拟方法计算扰流片轴向力系数、法向力系数和静力矩系数,分析扰流片气动系数随外形参数和马赫数的变化规律,以及外形参数和马赫数对平衡攻角的影响;以扰流片主要外形参数为设计变量,以弹道修正量和终点存速为目标,考虑攻角、修正能力、扰流片尺寸等约束,建立多目标优化设计模型,并采用遗传算法获得全局最优解。结果表明：采用扰流片对弹丸进行姿态调整、弹道修正的方法可行有效;在亚跨声速段扰流片外形参数存在升阻比最优解,在超声速下升阻比随马赫数增加呈下降趋势。     

吸气式超声速导弹爬升段轨迹在线规划与跟踪设计

为解决吸气式超声速导弹如何最优地爬升到巡航状态的问题,提出了一种吸气式超声速导弹的爬升轨迹在线规划与跟踪控制设计方法。将爬升段弹道分解为2个相切的圆弧,利用数学几何方法,推导了两相切圆的相关参数及代数方程,建立了爬升段的参考轨迹,并通过动虚拟目标追踪法设计了参考轨迹的跟踪制导律,从而实现了基于两圆相切理论的爬升段轨迹在线规划与跟踪控制,最后以典型工况为例,进行了数字仿真验证,并与hp自适应伪谱法的优化结果进行了对比分析。仿真结果表明,参考轨迹与优化结果差别不大,能够准确跟踪参考轨迹,同时算法简单,便于工程实现。研究成果可为吸气式超声速导弹爬升段轨迹设计提供参考。     

超音速燃气射流非定常波系的数值研究

根据ＭＵＳＣＬ格式的基本思想，对格式进行了部分修改，数值模拟了超音速燃气射流流场的结构和发展过程。给出了流场谐波系的变化趋势，得到了流场达到稳定状态的时间和稳定后的流动图形。     

某跨超声速风洞测量系统

为了提高风洞试验中数据采集的同步性和精准度,针对跨超声速风洞的特点,设计某跨超声速风洞测量系统。介绍风洞测量系统的总体设计,详细阐述了连续与阶梯同步采集、反射内存、NI-PSP技术协议等新技术新方法。给出第1期标模试验,结果表明：该系统运行稳定可靠,具有数据采集精准度高,采集频率高,保存数据完整,数据通信可靠性高和传输时延短等特点,具有较高的自动化程度和拓展能力,并利于国内自主开发。     

低成本中高空超音速靶标弹道优化设计

为了寻求一种价格低廉的中高空超音速靶标,文中拟定了战技指标,通过分析最终采用大口径超音速火箭弹改装,建立了以主动段末端速度及弹道倾角为设计变量,以供靶段水平距离为目标函数,满足战技指标的优化模型,再将优化结果反推得到主动段参量.经仿真证明该方法合理可行,可用于指导试验,能大幅度降低试验成本.     

超音速气动激光器的扩压器设计计算

选择等截面二元长直管超音速扩压器，主要考虑是这种型式的扩压器性能对入口条件的改变比较稳定。基于这种扩压器流场的阴影图分析，本文提出了计算扩压器流动的筒化模型，得出了设计计算的相应方程和方法。给出了两个算例。计算结果与相应的实验结果比较表明，本法可实际用于超音速气动激光器扩压器的初步设计。     

基于AD603的超声微弱信号检测研究

针对不同检测对象的回波信号必须进行相应放大以便作后续处理的现象,设计实现以AD603为核心的超声回波检测自动变增益放大电路.其超声回波信号从电路左端输入,先经AD603程控放大,单片机输出稳定电压控制增益,使得放大后的回波信号最大幅值不超过500mV,之后再由AD844固定放大10倍,使得回波信号在0～5 V之间输出,为后续回波信号的处理、研究做好准备.     

超音速伞弹流场特性数值分析

伞弹系统超音速流场特性直接关系到伞弹在超音速条件下的气动力性能,对流场特性进行分析和研究能够为伞弹设计和使用提供参考依据.通过建立分块结构化计算网格,基于有限体积法和SST湍流模型对飘带伞和平头子弹组成的伞弹系统进行超音速数值模拟,采用数值纹影法显示流场分布.结果表明,伞弹超音速流场结构复杂,包含多种激波形态和流态.通...