摘要：针对执行侦察和攻击任务的多用途无人机(UAV)开展了模块化布局气动设计研究,结合内部布置特点将主要部件分为共用、专用和通用3类模块,完成了前机身、机翼和尾翼的多种模块方案设计分析,并从气动角度筛选了最佳的专用和通用模块划分方案,利用基于代理模型的多目标优化平台,从布局和部件两个层面搭建了模块耦合优化设计流程,以现有典型无人机布局为参照,完成了多用途无人机模块化布局优化设计以及气动特性的对比评估。研究表明,作为专用模块的攻击构型前机身优选保证容积要求的短机身方案,作为通用模块的机翼优选侦察构型为前缘拐折平直翼、攻击构型为后掠梯形翼的模块划分方案,作为通用模块的尾翼优选变外形、变倾角的模块划分方案。针对通用模块的模块耦合优化设计能够有效提高侦察构型和攻击构型的升阻比,实现多用途无人机综合气动性能最优。

摘要：针对跨/超声速层流机翼验证需求,提出基于在线加热涂层的转捩探测技术,通过提升原始数据信噪比以及探测判定结果可靠性,拓展转捩探测技术的速域适应范围。总结了跨声速层流机翼风洞和飞行试验转捩探测技术研究现状和存在的主要不足,提出一种3层结构的电加热涂层技术,给出绝缘层和电加热层的制备工艺,涂层总厚度可控制在40~60μm,从而降低涂层对转捩和压力分布的影响。在亚跨声速条件下,开展翼段边界层转捩探测,使用电加热涂层技术将模型表面转捩前后的相对温差从2 K提高到4 K,温差增加1倍,同时利用电加热涂层技术实现了超声速后掠机翼转捩位置探测,形成了马赫数0.3~2.0工况范围内的转捩探测能力。在此基础上,形成了飞行试验转捩探测技术方案,给出了测试段机翼表面加热区功率、红外相机光学吊舱等详细设计方案。

摘要：针对暂冲式超声速风洞中的声爆试验,发展了近场空间压力精确测量技术,以航空工业空气动力研究院的FL-60风洞为例,开展了技术验证。FL-60风洞是一座典型的亚跨超三声速下吹式风洞,其试验马赫数范围为0.3~4.2,试验段尺寸为1.2m×1.2m,单车次试验时间通常为数十秒。根据暂冲式风洞试验时间短、耗气量大等特点,设计了无反射测压轨以代替传统的静压探针,大幅提高了声爆近场空间压力的测量效率。通过CFD技术对无反射测压轨的流动特性、模型安装位置以及风洞试验段中的波系进行了分析,验证了测压轨设计方案的可行性。采用Seeb-ALR低声爆标模和自行设计的带喷流的旋成体模型进行了验证性试验,采用参考车次方法和空间平均技术获得了高质量的数据,试验测量结果与CFD计算结果一致性较好,验证了声爆近场空间压力测量系统设计的合理性。

摘要：针对飞行器气动外形精细化设计需求,为提高设计效率和设计质量,基于数值优化设计技术发展了气动优化设计工具ARI_OPT。ARI_OPT包含气动外形参数化、网格自动变形、高逼真度数值模拟、代理模型、高效优化算法等模块,分别简要介绍了各个模块基本的基本原理和方法及单个模块的验证结果。给出了ARI_OPT针对数值函数算例的功能验证结果和宽速域翼型、多段翼型和飞翼布局机翼等典型单目标和多目标气动外形优化问题的应用算例,表明了其可靠性和适用性。

摘要：针对无尾布局超声速航向静稳定性不足的问题,提出一种基于超声速压缩/膨胀流动的后体超声速航向气动增稳设计方法。首先通过无尾布局扁平后体和常规后体方案航向静稳定性和表面流场差异的对比,明确了后体超声速航向增稳设计思路。然后基于后体参数化外形分析了后体型面对于布局超声速航向静稳定性的影响规律。最后通过评估典型后体方案的综合气动特性验证了后体超声速航向增稳设计方法的可行性。研究表明:重心后侧向投影面积增量、后体脊线以及后体截面曲线是影响后体型面超声速航向增稳能力的3个主要参数。与常规后体型面相比,通过超声速航向增稳设计获得的后体型面能够在布局阻力变化不大的情况下,显著改善无尾布局在跨声速和超声速状态的航向静不稳定性。

摘要：针对未来低运行成本、可直接水平起降、重复使用的大型天地往返运输系统平台飞行器研制所需重点解决的全速域气动力性能需求与气动热防护匹配等难题,分析了典型航天飞机方案所存在的能量运行缺陷等主要问题及可能的改善方案。基于放宽气动热防护设计、涡轮/冲压/火箭发动机三动力组合、嵌套式旋转机翼全速域变体、在爬升阶段将飞行动能转化为高度势能以及再入阶段"跳跃式"盘旋减速飞行轨迹控制等设计思想,从能量损失速率控制和回收利用等角度出发,开展了一种新型大型天地往返运输系统平台气动布局概念设计研究。全速域气动力/热性能工程估算以及内/外流整体气动效能初步分析结果表明,该方案可有效满足整个飞行包线内的升重平衡需求,相比航天飞机方案具有显著的整体气动效能优势,值得进一步开展深入研究。

摘要：针对远程民机变弯度机翼后缘外形设计问题,从变形矩阵构建角度开展气动优化设计研究。参考指关节变形结构特点确定后缘变形外形参数化方法,基于代理优化算法,结合变形关联约束搭建了后缘外形变形矩阵气动优化设计流程,完成了以升力阶梯变化为特征的巡航任务剖面变形矩阵和由抖振点和阻力发散点构成的非巡航任务剖面变形矩阵的气动优化设计。研究表明,在巡航任务剖面,后缘变形减阻收益随着设计点升力相对基准点变化量的增加而增大,且高升力时的减阻量约为低升力的7~8倍。后缘变形减阻关键在于调整主翼压力分布,对变弯控制剖面偏度不敏感,考虑变形关联约束不会明显降低减阻收益,存在变弯控制剖面偏转规律相同、偏度与升力线性对应,且减阻收益明显的阶梯变形矩阵。在非巡航任务剖面,后缘变形同样具有明显的规律性,可有效降低抖振点的激波强度,但无法有效改善阻力发散。

摘要：为了探索吸气式高超声速飞行器机体/推进一体化设计技术新理念,按照高超声速飞机和SSTO/TSTO分类对其一体化设计技术主要研究进展进行了对比分析,结果表明:高超声速弹用一体化设计技术采用将进气道直接作为前体的方案较多;高超声速飞机一体化设计技术需重点兼顾宽速域整体气动性能;SSTO/TSTO一体化设计技术则由于火箭发动机的引入在一定程度上改善了其对一体化设计的具体需求;同时,近年来高超声速内/外流"弱干涉"和"无干涉"等新型一体化设计技术已逐渐成为一个重要发展方向。对背负式进气的内/外流"无干涉"一体化和常规腹部进气的前体预压缩内/外流"强干涉"一体化方案开展初步对比,研究表明"无干涉"一体化方案升阻比等气动性能更优,同时整体气动特性对飞行条件变化不敏感,具有更好的宽速域适应性,值得进行深入研究。

摘要：为满足未来先进航空航天型号的发展需求,我国逐步展开了大型跨声速风洞建设工作;由于过去从未开展过大型连续式跨声速风洞建设,建设经验较为有限。连续式风洞压力损失估算及各部段气动参数计算是风洞结构、测控系统和动力系统设计的输入条件;压力损失估算结果的准确性,直接影响了风洞动力系统设计的难度。本文结合经典的压力损失计算方法,针对损失的关键部位,结合CFD数值模拟及缩比部段试验结果进行全面的分析,给出了特殊部段尤其是试验段的损失系数,并通过多次迭代计算的方式,给出了各部段气动性能。最后,将风洞压力损失估算值与某0.6 m量级连续式跨声速风洞试验结果进行对比,估算偏差在7.5%以内。

摘要：超声速飞行所引发的声爆问题是困扰新一代环保型超声速客机发展的关键技术难题,发动机喷管羽流对全机声爆特性尤其是后激波特性具有重要影响。设计了单喷管喷流试验模型及声爆试验装置,评估了风洞试验段洞壁反射激波对模型近场压力测量的影响,重点针对通气支臂对喷管羽流的支撑干扰问题进行了分析与优化。基于中国航空工业空气动力研究院FL-60风洞,开展了发动机喷管羽流对旋成体单喷管模型近场声爆特性影响试验技术研究,试验来流马赫数2.0、落压比(NPR)范围1~20.39。研究结果表明,通过对来流马赫数、通气支臂外形、喷流模型长度、通气支臂与模型的相对位置等参数的综合优化,消除了通气支臂带来的支撑干扰对喷管羽流的影响,确保在风洞试验段受限空间内模型近场压力测量不受洞壁反射和通气支臂波系的影响;喷管羽流主要对模型尾部的近场压力特征产生影响,在来流马赫数一定的条件下,提高喷管NPR使喷流状态从过膨胀到欠膨胀,喷管唇口激波逐渐增强、位置逐渐向上游移动,抑制了喷管船尾膨胀波的发展。