边界层转捩飞行测量方法及实现

针对高超声速边界层转捩飞行试验研究的需要,通过一体化的变厚度薄壁测温和热流辨识方法,利用测量薄壁内壁温度辨识表面热流可实现飞行器表面转捩位置的测量。考虑到飞行器高速飞行过程中表面气动加热和振动环境要求,对测量结构和机体结构开展了一体化模块设计,提高了测量结构的整体承载抗热振能力;利用热振联合地面试验系统,在飞行状态地面模拟条件下,对测热部件进行了热振联合试验考核,验证了测量结构的安全性和可靠性。地面热振联合试验和飞行试验结果表明,该型转捩测量结构可承受飞行条件气动加热和振动环境,能迅速地响应和准确地反映气动加热环境热流的变化,可准确捕捉飞行条件下高超声速边界层转捩现象。获取的热流转捩测量数据,可为高超声速转捩预测计算模型提供校准数据。     

高超声速飞行器鼻锥的热环境和结构热分析研究

基于典型的高超声速气动加热飞行环境,利用热流迭代修正方法对轴对称一体化结构高超声速飞行器鼻锥进行结构温度场分析.首先通过流场计算得到飞行器鼻锥的冷壁边界热流密度分布,并将其作为结构热响应有限元计算的初始边界条件.为了验证计算方法的可执行性,并为计算结果分析比较提供参考数据,首先进行只考虑导热和辐射的计算,不考虑壁面温度变化对热流影响的热流修正迭代计算.而后,针对壁面温度随时间变化,对热流密度进行修正,进行多次迭代计算模拟,用以确定高超声速飞行器鼻锥材料以及结构设计尺寸.     

头部外形对升力体转捩影响的试验研究

针对升力体飞行器外形设计了圆球和椭球两种头部外形,在中国空气动力研究与发展中心Φ0.6m激波风洞上,采用磷光热图和薄膜热流传感器两种热流测试技术,开展了升力体迎风面转捩特性试验研究。试验来流马赫数为8,单位雷诺数分别为4.1×10⁶m^-1、2.7×10⁷m^-1,模型攻角10°,结果分析表明：相同流场条件下,不同外形的端头对迎风面边界层的转捩过程具有明显的影响,圆球端头的转捩发展过程明显的表现为由中心线向两侧逐渐扩展,转捩发生位置较椭端头外形靠前;椭球端头的转捩靠后,且转捩过渡带明显较短。     

高超声速飞行器转捩特性及表面特征研究

高超声速飞行器飞行时,会出现转捩问题,其对飞行器力/热特性和飞行器的设计均有显著影响。本文采用数值和工程方法相结合,对高超声速飞行器迎风面的转捩情况进行预测,同时对飞行器表面粗糙度和表面缺陷对转捩特性的影响进行研究。本文得到了飞行器飞行的转捩高度,同时,获得了转捩特性与表面粗糙度、表面缺陷的相关关系,对该类飞行器的设计有一定借鉴意义。     

适用于高超声速边界层的转捩准则预测方法

采用层流+转捩准则+湍流模式方法对高超声速边界层转捩进行预测。采用f (Re, Me)类转捩准则耦合SA、SST湍流模式,对超声速平板边界层、2°攻角尖锥裙流动和类 X-51高超声速飞行器前体流动进行数值模拟研究。给出摩阻系数、热流系数和湍动能、涡粘性系数的计算结果。采用的层流+转捩准则+湍流模式方法能够较正确地预测高超声速边界层转捩。所采用的湍流模式本身的性能对边界层转捩的预测存在影响,主要表现在对来流扰动环境的感受性及涡粘性系数生成两方面。     

基于Reentry F的气动热工程方法及转捩研究

利用Reentry F飞行试验测量结果,应用变熵膨胀法及变熵流线法两种工程方法计算并与飞行结果比较,验证工程方法的准确性。同时利用数值模拟方法进行对比分析。通过对热流密度、转捩高度、转捩位置等参数的比较,研究边界层转捩判据的适用性。尽管与飞行试验结果存在一定的差异,但是在加热最严重的湍流区域相差很小,存在的差异不会对工程设计造成重大的影响。通过对转捩准则的研究,得到Reentry F适用的转捩判据。还需要在后续工作中进一步减小计算与飞行试验结果的差异,研究转捩准则的适用范围。     

飞行器表面气动加热抑制方法——层流控制技术

采用边界层流动控制方法可以有效抑制气动热的生成,减少热流向壁面的传递,从而降低飞行器表面温度和热流。由层流控制的机理入手,分析了流动稳定性理论在层流控制中的作用,并列举了目前常用的转捩预测方法。在多种层流控制方法中,重点介绍了混合层流控制和微尺度粗糙元层流控制。     

美国HTV-2及相关基础项目对转捩问题的研究

边界层转捩是高超声速飞行器在研制过程中必须考虑的重要空气动力学问题,对飞行器的控制和防热设计具有重要影响。介绍了美国HTV-2项目和相关的HIFiRE-5项目在地面试验阶段针对边界层转捩问题所做的数值仿真和地面风洞试验,总结了美国在高超声速边界层转捩研究方面的主要特点。     

高超声速飞行器尾迹转捩及其对雷达散射截面的影响

当飞行器在大气层中以高超声速飞行时,在下游形成的等离子体尾迹有可能引起雷达散射截面（RCS）突增现象,影响飞行器的探测、跟踪和识别。在自由飞弹道靶上开展高超声速模型流场特性试验研究,测量不同马赫数和靶室压力下模型尾迹的流场结构和转捩位置,利用转捩准则对试验结果进行分析,讨论了转捩位置变化对高超声速飞行器RCS特性产生的影响。结果表明：模型特征尺寸、飞行马赫数和压力等是影响转捩位置的主要参数;尾迹对高超声速飞行器RCS的影响非常复杂,将改变RCS大小,使雷达成像变模糊甚至产生假目标。     

HIFiRE-1飞行器激波与边界层干扰气动热研究

高超声速飞行器存在典型的激波与边界层干扰,由此产生的流动分离与再附会带来严重的气动加热问题。采用雷诺平均方法对HIFiRE-1飞行器激波与边界层干扰气动热进行了数值模拟。讨论雷诺数、马赫数等来流参数和飞行器裙体张角、裙体长度等结构参数对气动热的影响,并分析其影响机理。研究结果表明：柱裙拐角处由于存在边界层分离、再附及强烈的激波干涉,导致飞行器壁面存在严重的气动热问题,控制边界层分离和流场结构能有效控制飞行器壁面热环境。改变来流参数和结构参数会对边界层分离、再附和流场结构带来较大影响,具体表现为：来流雷诺数变化时流场结构变化较小,但会大幅度影响再附热流密度;来流马赫数变化时分离激波与飞行器壁面夹角发生变化,相应的气动热有较大变化;裙体张角变化时引起分离区尺度变化,进而改变壁面热流分布;裙体长度变化时影响边界层分离、再附特性,导致壁面热流分布发生变化。     

原子层热电堆热流传感器及在气动试验中的应用

针对高超声速飞行器气动热力学研究需要,介绍了一种新型的原子层热电堆热流传感器,该传感器基于横向塞贝克效应,产生一个正比于入射热流的热电势,实现热流的测量。在介绍测量原理、制作工艺、响应特性的基础上,分析了该传感器相对于传统的薄膜热流传感器在数据处理、测量时间和抗干扰能力方面的特点,在此基础上介绍了该传感器在气动试验中的应用情况。     

用于测量高超音速再入飞行器附面层转捩开始的小型温差(△T)测量仪

本文介绍了用于测量再入飞行器附面层转捩开始的经飞行考验的现有△T测量仪小型化的研究结果。为了提供弹上使用的最小结构形式,已经设计出了小型化的△T测量仪,该测量仪可以装配和使用在再入飞行器防热层的任何部位,特别是接近端头处。此外,小型的△T测量仪的直径比标准转捩测量仪的要小(0.080英寸与0.125英寸相比),因此不易于加剧对测量仪下游的烧蚀影响。研制计划已经完成,在地面模拟再入热流烧蚀试验时测量仪工作良好。该测量仪等待着下次再入飞行器飞行试验的机会。比小型△T测量仪与目前市场上畅销的标准(这里指的是较大的)△T测量仪在成本方面是不相上下的。     

再入飞行器最佳外形探讨

本文介绍再入飞行器可能的最佳外形的研究情况。选择再入飞行器最佳形状的准则是:气动稳定性、端头和截锥体边界层转捩的发生和传播、非对称端头形状变化引起的配平、最小的再入散布以及助推器的尺寸和重量限制。数值计算结果表明,根据上述准则,与球形端头相比,扁圆形端头(例如平面端头或5×1椭球形端头)具有较好的潜在性能。对于后体,只考虑了双锥外形,并且经研究确定最佳的双锥外形有如下特点:θ_1≈2θ_2和R_b≈2R_i,其中θ_1,θ_2分别为前后锥的半锥角,R_i是双锥连接处的当地半径,R_b是再入飞行器的底部半径。在这些约束条件下,有可能在截锥体边界层转捩性能不降低的条件下,改善再入飞行器的气动热力学性能,例如x_(c·p),随M_∞和α的变化小;烧蚀端头对下游的影响降到最小。本文也对文中提出的再入飞行器最佳外形的缺点进行了讨论。     

高速飞行器结构气动热计算优化

以某超声速飞行器头部壳体为研究对象,采用气动加热工程算法求解飞行器头部壳体表面热流分布情况,利用有限元分析软件,在考虑飞行器头部壳体材料热物性参数的情况下,模拟出气动加热的热量由飞行器头部壳体结构壁面向内导热不同时刻在飞行器头部壳体的温度场分布。采用工程计算和模拟仿真相结合的技术进行高速飞行器气动加热计算,融合两种方法优点,克服彼此局限性,最终得到不同飞行时刻飞行器头部的温度场分布,为飞行器的结构设计、热防护设计、材料选择以及飞行安全性评估提供参考依据。     

用于高级再入弹头的自适应发汗鼻锥的研制

自适应发汗(Self—Contained Adaptive Transpiration—SCAT)鼻锥研制计划的总目的是,确定SCAT冷却方案用于人们所关心的高级再入弹头鼻锥的可能性。本合同的具体目的是:(1)为合适的论证试验进行初步的SCAT鼻锥设计;(2)对特定的SCAT鼻锥现象、制造技术和材料性能进行认证实验,用以支持论证试验和设计工作。设计工作又为初步选择冷却剂和驱动剂以及要求的材料性能,如多孔端头的渗透性,打下基础。初步选择的冷却剂、驱动剂和材料在认证试验中都已经使用。认证实验的结果曾用来检验目前鼻锥特性模型采用的模型化技术,而且一经证实,便可用来修正特性模型。设计工作包括为SCAT方案论证确定合适的飞行试验弹和能胜任指定再入弹道的“有限应用”的SCAT鼻锥。为HEART-2试验弹(弹道系数β=2,400磅/呎~2,在250千呎高处再入速度V=17.8千呎/秒,再入角γ=-35度)拟定了一个重量为23磅的SCAT鼻锥方案。这个鼻锥是F结构的改型,F结构是以前为了能用于多种再入条件而设计的。改型设计缩短了鼻锥长度,并且使用了钨丝制造的单向流动多孔端头,这样就减轻了重量。F结构原来的重量为34磅。对于指定的弹道(弹道系数β=2,000磅/呎~2,在400千呎高处再入速度V=23.3千呎/秒,再入角γ=20度)利用一个头部半径为0.75吋,半锥角为8.5度的鼻锥结构进行了有限的设计研究。为了在驻点区增加冷却剂的供应量,这个“有限应用”的SCAT鼻锥也使用了单向流动多孔端头。这个SCAT鼻锥的重量约为23磅,而且,通过最佳设计还有可能把重量进一步减少4～10磅。证实实验和认证试验在以下这些方面得到了有价值的结果:单向钨丝多孔端头的制造,多孔材料与密实钨的焊接。多孔结构的性能测定,冷却剂和驱动剂之间相互作用的测定,以及SCAT鼻锥底部密封的设计、制造和鉴定。用热等静压技术成功地制造了单向钨丝多孔端头,利用高温钎焊技术把多孔结构和密实钨连成一体。利用液态铊测定了多孔结构的液态金属高温高压渗透性,从而实现了对多孔结构的表征。为了确定冷却剂与驱动剂相互作用对最后产生的压力可能带来的影响,在有铊存在的情况下确定了可能用的驱动剂(例如水和苯酚)的蒸汽压—温度特性。在这些冷却剂和驱动剂之间没有发现相互作用。此外,为了说明在鼻锥特性模型中所使用的假设是正确的,进行了第一轮分析。这些假设是:冷却剂和驱动剂的换位是瞬时发生的,冷却剂和驱动剂在再入期间不发生持久的混合。在对泄漏速率进行试验测量的基础上,确定了由于底部密封泄漏引起的SCAT鼻锥压力降低的速率。发现,实际的泄漏速率和压力损失对于鼻锥冷却剂流率没有明显影响。本报告建议继续研制SCAT方案。这些建议的目的是希望在合适的飞行试验中验证SCAT方案。还建议进行系统的应用研究与设计以及制造研究,以便上述主要建议得以实现。     

碳纤维增强类复合材料烧蚀产物对等离子体流场特性影响的实验研究

高速飞行器表面的防热材料在气动加热产生的高温下会分解烧蚀并产生等离子体。为分析不同烧蚀条件下碳纤维增强类复合防热材料的烧蚀产物对下游流场特性的影响,利用高频等离子体风洞,采用高频感应加热方式对碳/碳和碳/碳化锆两种复合防热材料进行烧蚀并产生高速等离子体射流,在下游通过朗缪尔探针和平头柱塞量热计获得不同烧蚀状态下的流场电子数密度和驻点热流。研究结果表明：随着两种材料烧蚀率的增加,下游流场中的电子数密度和驻点热流逐渐降低,表明“黑障”风险和气动加热现象得到缓解;碳/碳化锆材料在降低下游流场的电离度和焓值方面优于碳/碳材料;随着材料前方来流焓值的增大,两种材料烧蚀造成的下游流场电离度和焓值的差异会在一定程度上缩小。     

高超声速飞行器舵轴热控方案设计

某高超声速飞行器中的空气舵舵轴存在5 mm缝隙裸露于外部,承受超高热流密度作用,且总体设计要求舵轴表面不能覆盖防隔热层,为保证舵轴在飞行过程中最高温度不超过700℃,提出了采用CO_2气体强迫对流与舵轴表面镀铜的组合式热控方案。同时兼顾飞行器综合热管理,液态CO_2提供的有效冷量先冷却电子设备,再进入舵轴主动冷却,从而充分利用了CO_2冷量,可同时满足电子设备冷却和舵轴热控的双重需求。计算结果表明,组合式热控方案可以使舵轴在3000 s的飞行过程中表面温度维持在700℃以下,有效地解决了局部超高热流密度轴的热控难题,评估系统代偿约11 kg,从而论证了工程应用的可行性。     

快速响应热流/温度传感器设计与特性分析

针对高超声速飞行器长时间地面试验中同时测量壁面温度和热流的要求,设计了一种快速响应的新型热阻式热流传感器,在不同金属层界面上形成热电偶接点,通过测量交界面温度响应,获得传感器表面热流和温度。建立了传感器有限元数值模型,通过传感器内部传热计算,分析了其响应特性。数值计算结果表明：短时间响应后,传感器的内部温度响应和分布满足理论假定;在数据处理时考虑温差项和储能项,可同时得到传感器表面热流和温度,比稳态处理方法更真实地反映壁面温度对热流的影响。     

基于热响应特性的高速飞行器多约束轨迹优化

在高速飞行器轨迹设计中,以驻点热流和总加热量为表征的传统热约束形式未能真实反映飞行器的动态热响应过程,存在约束表征不合理和过约束的缺陷。针对该问题,在传统飞行力学研究范畴的基础上,通过热环境近似拟合和热响应方程形式变换,建立包含热响应模型的高速飞行器增广动力学模型。对增广动力学模型进行热响应特性测试,结果表明在满足多约束条件下,采用跳跃飞行模式相较于平衡飞行模式可显著降低高速飞行器的内壁温度。最后使用自适应Radau伪谱法对多约束条件下的内壁温度优化问题进行研究。结果表明,相较于最佳升阻比攻角平衡飞行方案,优化设计得到的跳跃轨迹可将内壁温度降低78.4 K（降低13.97%）,优化效果明显,实现预期目标。     

非金属电镀在导弹和宇宙飞行器上的应用

前言非金属电镀是在非金属材料上电镀一层金属层。由于非金属电镀件兼有非金属和金属特性,即既有非金属材料的比重小、绝热、电绝缘性能良好、介电损耗小等优点,又有导电、导磁、可焊等金属性能,因而在导弹和宇宙飞行器上获得越来越多的应用。据报导,美国和苏联的宇宙飞行器采用了多种非金属材料电镀件,主要是电器零件,如各种非金属制成的天线零件、传感器、陶瓷电阻器、垫环、印制版和微型线路等。文献[2]指出,宇宙飞行