摘要：开展飞行器热气动布局设计方法研究,初步建立了高速飞行器概念设计阶段的热气动布局优化设计方法,通过参数化布局设计技术、气动力、热环境、弹道及优化技术等多学科性能分析及优化方法的综合应用,进行飞行器的热气动布局设计。对带控制舵钝双锥体机动飞行器的设计研究表明,考虑热环境的热气动布局可以在保证升阻比不变的条件下,降低驻点及第二锥身等特征点的轨道峰值热流达30%以上。

摘要：对将增强碳/碳纤维块体切削成球锥外形的工艺,块体热膨胀系数异性轴指向可以极大地影响球锥热应力大小,存在优化设计的潜力。本文对增强碳/碳不同主轴方向弹性模量比值下的球锥最小热应力优化特性进行了研究,发现以1为界,不同模量对比关系下的优化特征是完全不同的。在本文加热条件下,当异性轴模量小于同性面模量时,优化曲线对温度场变化很敏感,以块体异性轴和球锥横截面成±42.9夹角时热应力最小;当异性轴模量大于同性面模量时,优化曲线随加热时间变化不大,以块体同性面与球锥对称轴平行或成小锐角时热应力最小。一般而言,工艺设计中应避免用模量大的主轴方向指向球锥对称轴方向。

摘要：一些烧蚀试验发现特定配方的有机涂层防热材料在受到加热时,在有机物热解时除产生通常的炭化层外,在热解区附近还会出现较严重的起泡物理现象,在防热层内部区域形成很明显的较大泡沫,使防热层厚度增加,改变了防热材料的传热性能和物理模型,减缓了热量向内部结构的传递,降低内部结构的温升,对防热结构设计非常有利.本文细致分析了外部加热时有机涂层的热解烧蚀过程,初步建立防热材料起泡现象的物理模型和控制方程,数值模拟了起泡现象对内部温度场结果的具体影响,并与试验结果进行了比较。

摘要：减速是航天飞行器必须面对的问题。充气气囊减速方案利用柔性编织材料外加涂层方式构成气囊,利用气体发生器快速产生高压气体,集防热、减速和着陆减振功能于一体,重量轻、成本低、适用范围广、可靠性高。设计了满足减速需求的气囊外形,利用数值求解NS方程和工程计算方法进行了气动力的预测和比较分析,利用六自由度动力学模型与气动力的耦合计算,对减速效果进行了计算与分析,并对热环境、温度场、应力、热应力及变形进行了计算,还对分离不确定性进行了研究。地面引导性风洞试验和理论分析表明,充气气囊减速方案具有十分明确的减速效果和优点,可用于未来航天飞行器实现减速飞行目的的技术方案。

摘要：翼身组合体具有较高的升阻比,可进行较大范围的机动,而且还可以提高落点精度、扩大再入走廊、降低热流峰值并降低过载。本文采用模线设计方法设计横截面控制点,借鉴航天飞机气动力工程计算方法发展了一套可以预估翼身组合体飞行器纵横向气动力的工程计算方法。提出并建立了翼身组合体飞行器的优化设计模型并进行了计算,获得了带后掠下反翼的翼身组合体优化方案。对其升阻比特性、质心设计、稳定性问题、滑翔飞行特性及气动热环境进行了预测和讨论。研究表明,带后掠下反翼的翼身组合体方案可以在较小攻角时获得较大升阻比,纵横向稳定且具有较大的滑翔距离和滞空时间,是一种潜在的高超声速机动方案。

摘要：高超声速飞行器热环境测量数据一直是防热设计和考核的基准数据,也是热环境计算方法的考核性数据,其准确性至关重要。针对热流测量中遇到的传感器表面和周边防热材料温度差异而导致的测量数据偏差问题,采用基于Navier-Stokes方程的自研程序开展了详细的气动热环境数值模拟,得到了不同温差条件下传感器表面热环境的分布规律,并根据场协同理论分析了局部热流变化的成因机理,研究了影响热流变化幅值的主要因素。结果表明:(1)当传感器和其周边材料的温度存在一定的差异时,导致该区域近壁面流场中的压力、密度等特征量梯度增大,改变了传感器当地的法向速度和温度分布,造成了局部热流的剧烈变化。(2)相同来流马赫数和高度下,来流攻角主要影响法向速度的分布,从而影响气动加热量,攻角越大,相同温差下加热量上升的幅度越小;来流总温主要影响法向温度梯度的分布,从而影响气动加热量,来流总温越大在相同温差条件下加热量上升幅度越小。所开展的研究工作可加深对传感器局部热环境分布规律的认识,避免对测量热流的误判,提升数据判断和分析的可靠性。

摘要：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．

摘要：本文提出采用非均匀防热材料进行高超声速飞行器防热设计的设想,设计出外层部分为抗烧蚀、抗剪切的紧密结构材料,内层为密度轻、隔热效率高的稀松材料,中间为逐渐过渡层的非均匀防热材料,数值模拟了非均匀防热材料的烧蚀防热情况,探讨了非均匀防热材料在飞行器防热设计中应用的可行性和防热效果,通过本文研究发现采用非均匀防热材料可以降低原始材料质量消耗,大大减轻防热结构重量,减少向内部结构传导的热量,降低内部结构的温升,这些优点显示了非均匀防热材料具有很高的防热效率和广阔的应用前景。

摘要：高速飞行会让飞行器结构承受大量的气动加热从而导致结构温度或应力失效,高超声速飞行器设计过程中通常需要进行结构考核试验。受风洞设备能力限制,试验模型尺寸、来流条件等方面与实际飞行条件存在很大差异。对真实模型进行缩放处理后进行风洞热结构考核,并通过相似关系转换获得真实飞行器结构温度情况,为飞行器防热布局设计提供有效数据支撑,有着迫切需求。本文通过热传导方程对模型相似参数进行讨论,并根据风洞试验实际边界情况进行了讨论研究。获得了具有针对性的相似准则关系。最后,经过对提出的相似参数进行的算例考核计算和初步分析,验证了该相似准则的正确性。

摘要：采用气动力/气动热/热结构相耦合的方法对高超飞行器机翼结构静态热气动弹性问题进行了研究。为保证耦合计算效率,达到快速预测热气动弹性特性的能力,气动力/气动热计算采用工程方法,热响应和热应力/热变形计算采用有限元方法。以典型高超声速飞行器机翼模型为研究对象,对其热气动弹性特性进行了计算与分析。计算结果表明,气动加热造成的结构温升不仅对材料热物性参数产生影响,对机翼模型的气动弹性特性也影响显著。准确预测飞行器热气动弹性特性对飞行器结构设计十分必要。