关于吸气式高超声速推进技术研究的思考

回顾了吸气式高超声速推进技术的研究进展, 分析了超燃冲压发动机研制面临的关键科学问题, 并从不同角度探讨了增大超燃冲压发动机推力的可能方法.这些方法包括: 能够降低总压损失的高超声速来流压缩方法、生成三维涡流的超声速混合增强技术、碳氢燃料的预热喷射、可以控制燃烧过程的燃烧室设计优化方法、通过减小发动机流道湿面积来降低摩擦阻力和催化复合解离的燃气降低高温气体效应.考虑到等压热力学循环的热效率,还建议研究在高超声速推进系统中应用热效率高的爆轰过程, 并探讨了爆轰推进方法研究的进展与问题.吸气式高超声速推进技术是高超声速飞行器发展的关键技术, 认真思考和探索其发展方向是非常必要的.      

高马赫数超燃冲压发动机技术研究进展

吸气式高超声速飞行在空间运输和国家空天安全领域具有极高价值,超燃冲压发动机是其核心动力装置.目前飞行马赫数4.0～7.0超燃冲压发动机技术日趋成熟,发展更高速的飞行动力技术成为今后临近空间竞争焦点之一.本文对飞行马赫数8.0～10.0的高马赫数超燃冲压发动机技术进行了分析和综述.首先论述其亟待解决的关键问题和技术,分别...     

高超声速飞行器控制研究综述

高超声速飞行器控制研究主要讨论吸气式高超声速飞行器巡航控制问题和无动力高超声速飞行器返回再入控制问题.吸气式的高超声速飞行器主要针对于两种构型:锥体加速器构型和X-30构型,无动力高超声速飞行器主要考虑X-33和X-38构型.分别对锥体加速器构型、X-30构型和再入模式的动力学模型和控制进行了综述,并指出了近来高超声速飞行器控制研究的热点问题.      

克服“高超声障''的途径”

在高超声速飞行条件下, 流入冲压发动机燃烧室并降至低速的空气温度, 随着飞行马赫数增 加升得愈来愈高. 燃料与高温空气混合燃烧释放的化学能将部分转化为解离能. 这些解离能 在长度受限的尾喷管中难以充分复合形成推力, 使冲压发动机性能随飞行马赫数增大而急剧 下降. 导致冲压发动机不适应高超声速飞行器的推进要求. 将此定名为``高超声障'. 半个 世纪以来, 广泛采用``超声速燃烧'降低流入燃烧室的空气温度来克服这种障碍. 虽已取得 不少进展, 然而关键性难点仍需继续攻克. 为了多途径促进吸气推进高超声速飞行的实现, 提出克服``高超声障'的另一种思路：保持现有冲压发动机吸气与燃烧方式, 通过催化促进 燃气解离组分在尾喷管膨胀过程中的复合, 增大冲压发动机的推力, 达到满足高超声速飞行 器的推进要求.     

Supersonic combustion and hypersonic propulsion

50 多年的努力和曲折经历证明了超声速燃烧冲压发动机概念的可行性. 本文对影响超燃冲压发动机技术成熟的主要因素作了扼要的分析. 高超声速推进的首要问题是净推力, 利用超声速燃烧获得推力遇到各种实际问题的制约, 它们往往互相牵制. 几次飞行试验表明高超声速飞行需要的发动机净推力仍差强人意, 液体碳氢燃料(煤油) 超燃冲压发动机在飞行马赫数5 上下的加速和模态转换过程, 成为高超声速吸气式推进继续发展的瓶颈. 研究表明, 利用吸热碳氢燃料不仅是发动机冷却的需要也是提高发动机推力和性能的关键举措, 燃料吸热后物性改变对燃烧性能的附加贡献对超燃冲压发动机的净推力至关重要.当前, 实验模拟技术和测量技术相对地落后, 无法对环境、尺寸和试验时间做到完全的模拟. 计算流体动力学(Computational Fluid Dynamics, CFD) 逐渐成为除实验以外唯一可用的工具, 然而, 超声速燃烧的数值模拟遇到湍流和化学反应动力学的双重困难. 影响对发动机的性能作正确可靠的评估.提出双模态超燃冲压发动机模态转换、吸热碳氢燃料主动冷却燃料催化裂解与超声速燃烧耦合、燃烧稳定性、实验模拟技术与装置、内流场特性和发动机性能测量、数值模拟中的湍流模型、煤油替代燃料及简化机理等研究前沿课题, 和未来5~10 年重点发展方向的建议.     

超燃冲压模型发动机实验设备与实验技术

超燃冲压发动机是高超声速飞行器的先进的动力系统,在基础研究和工程应用方面都具有重大意义.其实验设备的建设与实验技术的积累是一个国家在航空航天领域综合实力的体现.本文综述了国外超燃冲压发动机地面实验设备的发展情况,介绍了我国用于超燃冲压模型发动机实验的高超声速推进实验装置及其关键组成部分的设计思想、研制方法和调试结果.马赫数5.8,总压5\,MPa,总温2\,000\,K,总流量4.5\,kg/s的设备运行参数为超燃冲压模型发动机的研究提供了必要的实验条件.      

近空间高超声速飞行器气动特性研究的若干关键问题

在30～70 km空域机动飞行的高超声速飞行器的优点是可以耦合利用所处空域的空气产生的升力和高速飞行的离心力进行远距离机动滑翔飞行,具有重要的实用价值.尽管过去数十年在高超声速流动研究方面取得显著进展,但在设计研究近空间远程滑翔的高超声速飞行器方面仍然存在许多挑战,特别是对特定飞行条件下的流动机理了解不清楚.本文介绍了作者研究团队在开展近空间高超声速飞行器有关的关键气动问题方面的研究进展,主要包括:建立了近空间高超声速飞行的流动模型,发展了系统的相关计算空气动力学方法,针对高空高速飞行条件下稀薄气体效应和真实气体效应的耦合作用影响研究了合适的滑移边界条件,考虑了不同组分存在条件下的温度、速度和压力的滑移效应影响;提出了飞行器气动外形的动态优化方法,获得了可工程实用化的高升阻比飞行器气动外形;建立了高速飞行器动稳定性理论,在实现高超声速飞行器动态稳定飞行方面取得重大进展;最后讨论了高超声速飞行器设计中进一步需要关注的若干关键技术和科学问题、可能解决的途径及其所涉及的学科发展方向.     

近空间高超声速飞行器气动特性研究的若干关键问题

在30$\sim$70km空域机动飞行的高超声速飞行器的优点是可以耦合利用所处空域的空气产生的升力和高速飞行的离心力进行远距离机动滑翔飞行,具有重要的实用价值.尽管过去数十年在高超声速流动研究方面取得显著进展,但在设计研究近空间远程滑翔的高超声速飞行器方面仍然存在许多挑战,特别是对特定飞行条件下的流动机理了解不清楚.本文介绍了作者研究团队在开展近空间高超声速飞行器有关的关键气动问题方面的研究进展,主要包括:建立了近空间高超声速飞行的流动模型,发展了系统的相关计算空气动力学方法,针对高空高速飞行条件下稀薄气体效应和真实气体效应的耦合作用影响研究了合适的滑移边界条件,考虑了不同组分存在条件下的温度、速度和压力的滑移效应影响;提出了飞行器气动外形的动态优化方法,获得了可工程实用化的高升阻比飞行器气动外形;建立了高速飞行器动稳定性理论,在实现高超声速飞行器动态稳定飞行方面取得重大进展;最后讨论了高超声速飞行器设计中进一步需要关注的若干关键技术和科学问题、可能解决的途径及其所涉及的学科发展方向.      

关于超声速燃烧与高超动力

先进发动机是航空工业的核心技术, 而吸气式高超声速发动机一直是宇航飞行技术研发的首位难题. 发动机的性能依赖于其能量转换模式和燃烧组织方法, 相关理论研究具有基础性和启发性意义. 论文首先讨论了超声速燃烧, 它一直是超燃冲压发动机技术的理论基础. 然后综述了相关研究进展, 提出了吸气式高超声速冲压推进技术的3个临界条件, 或者称为临界参数. 第一临界条件针对超声速气体流动中燃烧发生部位的亚声速或超声速状态的判定问题, 由此可以揭示上行激波的产生机制, 也能够作为燃烧后气体流动状态的判定条件; 第二临界参数定义了在当量比燃烧条件下吸气式高超声速冲压发动机的稳定运行马赫数, 是发动机设计需要考虑的必要条件. 第三临界参数给出了对应CJ斜爆轰的楔面角度, 其物理基础是爆轰临界起爆状态. 最后总结了驻定斜爆轰冲压发动机的实验研究进展, 论述了作为未来高超声速飞行动力的可行性.      

离心力和滑翔距离对于高超声速巡航飞行性能的影响

高超声速巡航飞行器(HCV)是21世纪国际空天技术竞争的焦点, 它的飞行性能可以用初始发射质量与广义有效载荷之比衡量. 文献[1]建立了该性能的耦合分析框架. 在这个框架下进一步考虑了离心力和滑翔距离两个重要因素的影响. 定量分析表明: 给定飞行距离, 对HCV飞行性能影响最大的是巡航速度, 其次是升阻比, 再次是巡航发动机比冲. 随着飞行距离的增加, 由于离心力和滑翔距离的计入, 火箭动力HCV的飞行性能大幅提高, 从近中程到远程均显著优于经典的最小能量弹道. 吸气式冲压发动机尽管比冲大幅优于火箭发动机, 但在巡航速度适用范围和飞行器升阻比方面, 均不及后者. 综合而言, 火箭动力HCV是现阶段非常有竞争力的选择.      

超燃冲压发动机仿真:从数值飞行到数智飞行

数值计算方法、物理模型和计算硬件的进步极大地促进了超燃冲压发动机仿真的发展,基于内外流一体化仿真的数值飞行技术已日渐成熟并逐步应用于工程实践,伴随燃烧、气动、结构、材料以及传热多物理场耦合模型和计算方法的发展,叠加多场计算的广义数值飞行技术有望近期得到突破.目前人工智能技术的快速发展,将赋能于数值飞行技术,"数智飞行"...     

多体空气动力学研究进展

多体飞行器普遍存在于航空航天、空天和武器领域中, 主要有以下三大类型: (1) 多个飞行器相互不接触的近距离飞行; (2) 多体飞行器相互接触或组合飞行; (3) 多体飞行器回收或解锁分离过程的相对运动. 多体飞行器在飞行、回收或分离过程中存在相互的流场干扰或作用, 使多体飞行器具有不同于孤立体飞行器的流动物理或特征, 特别是在超声速、高超声速的多体流动中, 多体间存在多重激波反射、衍射以及激波与旋涡、激波与边界层相互干扰或作用, 这些复杂流动能显著地改变多体飞行器的空气动力学特性. 作者引入“多体空气动力学”概念对多体飞行器这一类问题进行概括和总结, 并阐述其基本内涵、应用场景和研究方法/手段及典型多体构型的超声速/高超声速流动结构和特征.      

高速飞行器中空翼结构高温热振动特性试验研究

远程高速飞行器飞行速度快, 滞空时间长, 飞行过程中翼、舵等结构会出现长时间的剧烈振动, 由气动加热产生的高温还会使飞行器材料和结构的弹性性能发生变化, 从而引起翼、舵等结构振动特性的改变.因此获得高温与振动复合环境下的远程高速飞行器翼、舵等结构的振动特性参数对于高速飞行器的安全设计具有非常重要的意义.将高温热环境试验系统与振动试验系统相结合, 在对中空翼面结构进行振动激励的同时使用红外辐射加热方式对翼面结构生成可控的热环境, 并通过自行设计的耐高温引伸装置将中空翼结构的振动信号传递到非高温区进行数据采集与分析的方式, 实现了高达800℃~900℃的力热复合环境下的翼结构固有频率、模态等振动特性参数的试验测试, 其试验结果为远程高速飞行器中空翼结构在高温振动环境下的动特性分析和安全可靠性设计提供了重要依据.     

高超声速飞行复现风洞理论与方法

针对高超声速飞行伴随的热化学反应流动,本文回顾了郭永怀先生的科研理念和学科布局,综述了他亲手成立的高温气动团队在高超声速飞行风洞实验模拟理论与方法方面的研究进展.高温气体的迅速产生与迅速应用是一种理想的风洞运行方法,而激波管就是这样一种实验装备.论文首先介绍了激波管技术的基本理论与方程,指出将其用于高超声速流动实验模拟时所具有的独特优势.然后讨论了应用激波风洞复现需要的高超声速飞行状态的可行性、基本方程和需要解决的关键问题.针对这些关键问题,进一步介绍了如何应用爆轰现象研发激波风洞驱动技术的理论,并给出了基于爆轰驱动方法的技术发展和工程应用验证.最后,论文介绍了爆轰驱动激波风洞的界面匹配条件,该条件奠定了长实验时间激波风洞运行基础,是其他驱动方法尝试解决而没能完全解决的难题.高温气动团队关于高超声速飞行复现风洞的理论与技术研究,实现了郭永怀先生的战略规划,成就了国际领先的高超声速热化学反应流动研究平台.      

METHODOLOGY OF AERODYNAMIC RESEARCH FOR HYPERSONIC TECHNICAL PROJECT “HYPER-X”

高超声速技术项目“Hyper-X” 不仅实现了在大气中的高超声速飞行, 验证了超声速燃烧与一体化设计的核心原理, 而且促进了世界范围高超声速技术的持续发展. 分析了Hyper-X 在高超声速基础技术和应用技术领域的研究过程, 特别是理论计算、地面试验和飞行试验相结合系统解决所面临的主要空气动力学问题的研究特色, 尝试在气动研究方法学上归纳整理Hyper-X 研究思路和方法, 指出所具有的分解与集成、递进与过渡、知识与准则、验证与确认等方法学精髓. 还介绍了该方法学在解决吸气式高超声速飞行器主要气动问题方面的一些应用.     

热喷干扰气体模型对飞行器气动特性影响分析

针对不同气体模型对高超声速飞行器喷流反作用控制系统(RCS)热喷干扰流场模拟的计算效率和准确性问题, 基于喷流燃气物理化学模型, 通过数值求解含化学反应源项的三维N-S方程, 建立了飞行器RCS热喷干扰流场数值模拟方法, 分别采用化学反应流、反应冻结流、二元异质流以及空气喷流四种气体模型开展了典型外形热喷干扰流场的数值模拟, 研究了不同气体模型对热喷干扰流场结构、飞行器气动力热特性的影响, 分析了不同马赫数、飞行高度下的变化规律. 研究表明: 化学反应流模型计算精度较高, 计算与风洞试验数据的吻合程度优于其他三种简化模型; 在本文的低空条件下, 采用简化模型进行热喷干扰流场数值模拟, 会低估分离区大小, 使飞行器气动力特性预测出现偏差, 同时也会低估表面热环境, 对防热系统设计不利, 随着马赫数增加, 简化模型对气动力热特性预估的误差进一步增大, 同时不同简化模型之间的差异也进一步增大; 飞行高度较高时, 模型之间的差异减小, 此时可采用简化模型进行计算以提高计算效率. 本文的研究结果可为飞行器热喷干扰流场数值模拟及喷流反作用控制系统设计提供参考.      

高超声速三维内收缩式进气道/乘波前体一体化设计研究评述

论述了国内外在高超声速三维内收缩式进气道研究方面的最新研究动态,重点阐述了三维变截面内乘波式进气道的研究进展.介绍了常规矩形进口进气道与乘波体外形一体化相关研究,并对三维内收缩式进气道与前体的一体化问题提出了关注. 最后,对高超声速进气道与前体一体化设计的研究趋势进行了展望,提出三维内收缩式进气道与乘波前体的``双乘波'一体化设计可能为高超声速研究带来新的变革.      

Status of turbulence modeling for hypersonic propulsion flowpaths

This report provides an assessment of current turbulent flow calculation methods for hypersonic propulsion flowpaths, particularly the scramjet engine. Emphasis is placed on Reynolds-averaged Navier–Stokes (RANS) methods, but some discussion of newer methods such as large eddy simulation (LES) is also provided. The report is organized by considering technical issues throughout the scramjet-powered vehicle flowpath, including laminar-to-turbulent boundary layer transition, shock wave/turbulent boundary layer interactions, scalar transport modeling (specifically the significance of turbulent Prandtl and Schmidt numbers), and compressible mixing. Unit problems are primarily used to conduct the assessment. In the combustor, results from calculations of a direct connect supersonic combustion experiment are also used to address the effects of turbulence model selection and in particular settings for the turbulent Prandtl and Schmidt numbers. It is concluded that RANS turbulence modeling shortfalls are still a major limitation to the accuracy of hypersonic propulsion simulations, whether considering individual components or an overall system. Newer methods such as LES-based techniques may be promising, but are not yet at a maturity to be used routinely by the hypersonic propulsion community. The need for fundamental experiments to provide data for turbulence model development and validation is discussed.