摘要：MF-1是我国的首次高超声速空气动力学基础问题研究模型飞行试验。本文研究建立了MF-1试验飞行器弹道设计与拉偏仿真数学模型,开展了MF-1弹道设计和拉偏仿真计算。对结果分析表明,对于MF-1这类无控飞行器,某些条件下可能在飞行过程中发生滚转共振现象,导致飞行总迎角迅速发散,气动过载显著增加,飞行弹道严重偏离设计弹道,甚至可能出现解体风险。通过严格控制飞行器加工和安装偏差,有助于降低滚转共振发生概率。

摘要：MF-1作为我国的首次高超声速空气动力学基础问题研究模型飞行试验项目,真实飞行取得了圆满成功。但是其无控飞行弹道与设计弹道之间还是存在较明显偏差,本文首先对于MF-1实际飞行试验弹道与设计弹道之间的偏差原因,通过理论分析和弹道仿真开展了研究,结果表明风场偏差和气动力偏差可能是导致MF-1飞行弹道与设计弹道差异的最主要因素。然后,基于飞行实测的过载角速率数据和外弹道测量数据对MF-1飞行弹道进行了重建,得到了包括迎角、侧滑角在内的完整可靠的弹道数据。研究还表明,风场对迎角、侧滑角的准确估计有显著影响,应尽量提高风场测量的实时性和准确性。

摘要：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。

摘要：利用地面振动试验系统对高超声速飞行细长体试验模型进行振动试验,试验系统能够按照要求的振动条件进行较为准确的、系统的动态模拟。试验结果表明:在轴向、横向的A组和C组振动环境条件下,试验模型结构和弹载设备均能可靠工作。通过振动试验,考核了高超声速飞行细长体试验模型设计和弹载设备的环境适应性,得到试验模型的动态响应特性,为试验模型动态仿真和设备振动环境特性分析提供了试验数据,为飞行试验模型在不同振动条件下的安全设计提供了有效的试验方法。

摘要：MF-1是我国首次以高超声速空气动力学基础问题研究为目的的航天模型飞行试验,试验模型为锥-柱-裙体,主要研究0°攻角圆锥边界层转捩和压缩拐角激波/边界层干扰现象。试验飞行器的结构与热防护系统,既要满足飞行安全的基本要求,又要满足转捩研究对表面精度的特殊要求。针对超大尾翼的变形控制要求,将"#"字形加强筋结构优化为"米"字形,有效抑制了尾翼的最大变形量和颤振的发生;针对4片尾翼安装偏角的控制要求,通过尾翼安装面工艺改进和安装偏角正负抵消的办法,确保了总安装偏角(代数和)小于7′,有效抑制了弹体滚转;针对表面精度控制要求,提出弹体结构/薄壁测温模块一体化设计与二次精加工方案,有效抑制了测温模块对边界层流动的干扰。地面测温组件热振联合试验、尾翼/尾段静力试验和试验模型振动试验结果表明,MF-1模型飞行试验结构与热防护系统安全可靠。飞行试验结果表明,MF-1模型飞行器结构与热防护关键问题的解决措施基本成功,但试验模型头锥与前舱连接同轴度偏差导致部分子午线出现台阶超差,从而诱导了部分子午面出现强制转捩现象,凸显了表面精度控制对边界层转捩研究的重要性。

摘要：低声爆气动外形设计是超声速民机研发的一项关键技术。基于笛卡尔无黏求解器进行了典型民机构型的低声爆设计选型,主要研究了机身轴线弯曲度、机翼平面形状、机身截面积特征等因素对近场过压分布的影响,最终选型出一种超声速飞机气动布局。在此气动布局基础之上,结合自主研发的流场/声爆耦合伴随优化设计软件AMDEsign,在指定的低噪声水平声爆信号的条件下,通过对远场声爆信号进行高效反设计,实现了超声速低声爆气动外形的大规模设计变量数值优化,感觉噪声级大幅度降低,分析了外形变化对声爆抑制作用以及近场波系形态,同时也验证了综合设计技术的有效性。

摘要：起落架的正常工作是整个飞机安全的保障,根据某型模型飞机起落架收放和刹车功能要求,设计了一套微小型液压控制系统。对该起落架液压系统的工作原理进行分析,给出设计要求、系统设计方案及液压原理图,并详细介绍了液压部件的选型和设计,该微小型液压系统体积小、结构紧凑、性能稳定,在地面调试和空中飞行时起落架收放控制可靠,刹车控制可靠,飞行过程使用效果良好。