摘要：耐高温防热结构性能评估与设计是保障高速飞行器热安全的重要前提,精确预测真实飞行条件下防热结构非稳态热响应特性至关重要。以典型陶瓷基复合防热结构(CMC)为研究对象,分别基于有限体积法(FVM)和有限差分法(FDM)开展了飞行器前缘外流场计算以及对流辐射耦合条件下CMC材料代表单元体(REV)模型与等效模型热响应过程模拟,对比分析了瞬时气动热载荷条件下CMC材料非稳态热响应特性。研究表明:REV模型的热响应在流热耦合条件下反映出更为复杂的时空分布特性,在给定的高速飞行条件下,气动热载荷条件为150.34 kW/m2,相较于等效模型,其壁面最大温差可达21.78 K,且热流差极值延后温差极值2.39 s出现;结构内部温度分布与基体和纱线的空间分布及热物性强相关,沿厚度方向温度梯度呈逐渐衰减的“振荡”波形。相关研究结论可为飞行器热防护系统低冗余设计及热环境精确预测提供重要理论参考。

摘要：复合材料和复杂结构广泛应用于新一代飞行器热防护系统,使热防护系统呈现出宏观-细观多尺度热效应新特征,给防热效能的精细预测与热防护系统的轻量化设计带来极大挑战.本文针对防热结构多尺度热行为,基于异质多尺度理论提出了HMM-CVFVM跨尺度传热特性预测方法,并结合微结构智能重构算法,实现了真实复合材料多尺度热效应的有效预测;通过模型飞行试验,获得了跨尺度热效应预测方法的飞行验证结果;基于多尺度热行为利用和热量定向传输思想,采用3D打印设计并制备了陶瓷点阵超结构新型热防护结构样件,获得了数值模拟、地面实验和飞行试验多源数据,实现了减重与控温双重成效.本文建立的防热结构跨尺度热效应预测方法,可为热防护系统研制提供精细的评估和设计手段,为新型飞行器研发提供理论和技术支撑.

摘要：电脉冲除冰系统具备重量轻、能耗低、效率高等诸多优势,在飞机除冰领域应用前景广阔。基于损伤力学原理,考虑了界面脱粘、冰层断裂与裂纹扩展对冰脱落的影响机制,发展了一套电脉冲除冰有限元模型,对电脉冲除冰过程进行了瞬态动力学仿真。通过对仿真模型与实验结果进行比对分析,证实了该模型较传统模型具有更高的准确性和合理性,为电脉冲除冰系统设计提供了新的、更精确的仿真手段。此外,还对一系列影响冰脱落的关键参数进行了深入探讨,包括冰层断裂强度、断裂能、冰层与蒙皮之间的法向粘附强度以及剪切粘附强度等。研究表明,影响电脉冲除冰效果最显著的因素是冰层与蒙皮之间的界面剪切强度,这些发现有助于促进复合式防除冰系统的设计,从而实现更高的除冰效率。

摘要：HIFiRE-5、HyTRV均为验证高超声速三维边界层转捩的典型标模。C-γ-Re_(θ)转捩模型在原始的γ-Re_(θ)转捩模型基础上进行了高超声速横流转捩修正。运用C-γ-Re_(θ)转捩模型对飞行、风洞工况下HIFiRE-5、HyTRV进行转捩模拟。对于HIFiRE-5飞行试验,针对其弹道中8个典型高度及存在姿态角的工况进行转捩预测,C-γ-Re_(θ)转捩模型计算结果与热流测量结果吻合,并对其表面的转捩模态进行了对比分析。对于HIFiRE-5静音/常规风洞试验,C-γ-Re_(θ)。转捩模型能够准确计算变雷诺数工况下转捩阵面形态及转捩起始位置,并与温升测量结果相符。对于HyTRV常规风洞试验,在变马赫数、变雷诺数的工况下,C-γ-Re_(θ)。转捩模型计算结果与模型上、下表面红外热图测量结果基本一致,能够预测横流模态下的边界层转捩,对于转捩起始位置、转捩阵面形态的预测与基于线性稳定性理论的e^(N)方法具有相当的预测精度。测试表明,对于飞行试验和静音/常规风洞试验,C-γ-Re_(θ)。转捩模型预测结果均保持较高的可靠性,实现了高超声速典型标模的三维边界层转捩预测.

摘要：质量引射现象广泛存在于高速飞行器主、被动热防护系统中,厘清该效应对气动热环境的影响机理,在飞行器高效热防护系统设计方面有重要意义。针对这一问题,发展了质量引射条件下的气动热环境数值计算方法,开展了高速来流下引射气体质量流率的大小和空间分布对气动热环境影响规律的数值模拟研究。结果表明,质量引射将改变近壁面的速度场、温度场及二者间的协同关系,导致传热减弱;引射气体质量流率越大,降热效果越明显;总质量流量相同时,引射气体质量流率空间分布将影响壁面冷却效果。

摘要：HyTRV升力体是高超声速下为研究三维复杂外形的边界层转捩问题而设计的一款具有真实飞行器特征的标模。目前针对于该标模的研究主要是基于理论分析和数值计算,缺乏实验数据的验证。为了给HyTRV升力体模型转捩理论验证、转捩模型构建以及转捩控制等提供风洞试验数据,在马赫数6 Ludwieg管风洞中采用高频压力传感器和高速红外相机对HyTRV升力体进行了边界层稳定性的实验测量,分析了HyTRV模型腹部流向涡区、腹部横流区、腰部横流区和肩部流向涡区的边界层不稳定性特征,重点对获取到明显不稳定波的腹部横流区进行了研究。实验结果显示:HyTRV模型的腹部流向涡区存在10~30 kHz的微弱低频不稳定波;腹部横流区测得了150~250 kHz的高频不稳定波,0°攻角下该不稳定波的传播速度为722.9 m/s,推测该不稳定波为横流扰动的高频二次失稳模态;腰部横流区和肩部流向涡区观察到了边界层转捩的过程,但并未发现明显的不稳定波特征。红外测量结果显示模型迎风面和背风面的转捩阵面与直接数值模拟结果吻合良好,且模型的迎风面观察到典型锯齿状条纹转捩阵列,与腹部横流区横流不稳定性主导失稳转捩的结论一致。

摘要：超声速喷流问题是一个包含激波、旋涡、湍流和声波的多尺度复杂流动问题,其数值模拟方法及激波噪声产生机制是相关研究的长期热点和难点。本文简要回顾了超声速喷流激波噪声研究进展,重点介绍了针对激波噪声计算方法的非物理噪声消除技术和光滑因子设计准则,针对超声速喷流激波噪声研究设计的模型问题(包括旋涡–旋涡相互作用、激波–旋涡相互作用和激波–剪切层相互作用等),以及轴对称和三维超声速喷流的研究进展。本文还介绍了作者最近针对超声速喷流开展的三维直接数值模拟、实验验证工作和初步分析结果(包括轴对称模态定位、束缚波演化和摆动模态发展等)。

摘要：为了设计一种有利于分离控制的振荡射流激励器,选取单反馈通道的形式,重点研究第二喉道与扩张段参数对射流振荡特性与偏转襟翼分离控制效果的影响,并总结几何参数设计依据,完成激励器设计并对比了其与典型激励器的分离控制效果。结果表明:反馈段参数应使射流在混合段扩张部分的偏角最大;混合段参数应使射流附着于混合段壁面;第二喉道应使射流向流场中均匀传递动量,其过小或过大均会减小射流偏角并导致射流向流场中传递动量不均匀;扩张段扩张角应增大至刚好不阻挡射流偏转,过大会使扩张段内射流发生不对称附着现象;增大出口高度可以增大射流偏移量,但其过大会延长射流在扩张段两侧的停滞时间。不同激励器的分离控制效果对比表明,采用自主设计激励器时的偏转襟翼减阻量是采用典型激励器时的3.8倍。

摘要：复合式高速无人直升机主要具有旋翼、机翼、螺旋桨、机身和平/垂尾等气动部件。各个部件之间的气动干扰复杂且会随前飞速度强烈、快速地变化,必须根据前飞速度修正飞行动力学模型参数,以获得较高的模型置信度;同时,必须根据前飞速度调整飞行控制策略,动态实现整个速度包线稳定可控飞行。为此,建立了复合式高速无人直升机飞行动力学机理模型,利用全机组合风洞配平试验数据进行了模型修正,有效提高了数学模型置信度;在配平点处,将非线性动力学模型线性化,获得了开环本体动力学特性随前飞速度的演化规律,并评估了控制增稳系统对闭环操稳性能的改善效果;在经典控制架构基础上,针对复合式高速无人直升机的升力、推力和偏航复合特性,设计了前馈补偿、回路加权和控制分配策略,并开展了仿真和试飞验证。研究结果表明:所建立的非线性动力学模型具有较高置信度,数学模型配平结果与风洞试验配平试验结果一致性较好;高/低阶线性模型的特征根分布规律基本一致,操纵响应历程与非线性动力学模型吻合较好;速度包线范围内升力、推力、航向复合飞行控制策略的有效性通过了飞行仿真检验;成功开展了国内首款300 kg级复合式高速无人直升机原理样机试飞,验证了悬停和小速度状态下的飞行控制策略有效性。

摘要：长时间、重复的高马赫数飞行会因综合力/热效应累积而引起飞行器几何布局变形。本文以高速飞机高马赫数长航时巡航所产生的机身累积热变形效应为不确定性输入,对该不确定性因素进行了表征建模,而后将其引入到气动布局的优化设计中,建立考虑机身累积热变形的高速飞机气动布局稳健优化模型,并提出模型求解策略。通过4个不同优化模型的对比,验证了本文稳健优化模型和策略的有效性。仿真分析结果指出,累积热变形效应会影响飞行器气动性能的准确预测,预测偏差的传播会影响优化的收敛方向,并最终影响最后的优化构型。