乘波体

摘要： 基于流线追踪的飞行器乘波前体设计和发动机进气道设计已有大量的研究工作,但是高超声速飞行器前体与超燃冲压发动机进气道的一体化设计一直是个难点。为了提高前体进气道整体的总压恢复和流量捕获性能,在前期飞行器乘波前体设计和进气道压缩面流线追踪设计方法的基础上,将整个基准流场分为激波压缩流场和等熵压缩流场,顺序组合,从前体激波、外压缩面到进气道内压缩面、反射激波直到喉道进行无缝连续地流线追踪,实现了全流面乘波前体进气道设计。横向三维曲面生成采用类似密切方法进行控制以实现全流面设计;纵向基准流场的构建由交叉推进特征线方法生成的激波压缩流场和反向Prandtl-Meyer流动生成的等熵压缩流场组合而成,只需输入前缘激波形状与进气道喉道出口约束;所有的控制曲线采用一种四次样条曲线进行描述。这是一种统一的基于内、外锥基准流场的前体进气道设计方法,其主要优点是具有较高的流量系数和总压恢复系数,可广泛用于高超声速飞行器前体进气道内外流一体化设计。

摘要： 发展了最小波阻锥导乘波体和三维内转式进气道的一体化乘波体进气道设计新方法,给出了一个设计实例,评估了新型一体化前体进气道在典型状态下的流场结构和性能,验证了设计方法的正确性。文中首先介绍并验证了基于最小阻力理论或其他优化方法的最小波阻锥导乘波体的设计方法,然后介绍了内锥基准流场的设计过程,进一步介绍了流线追踪三维内转式进气道同最小波阻锥导乘波体的一体化设计方法,并对一体化构型在设计状态下的流场结构和流动参数进行了分析评估,结果符合预期。最后评估了新型一体化前体进气道在非设计条件下的性能,结果显示其具有较高的压缩进气效率。这种新型最小波阻锥导乘波体和三维内转式进气道的一体化设计技术,丰富了吸气式高超飞行器的一体化布局方案,可为后续吸气式高超飞行器一体化布局提供设计方法支撑。

摘要： 乘波体因优异的气动特性,被认为是突破现有“升阻比屏障”的有效途径之一,已成为高超声速飞行器气动设计的研究热点.针对常规单级压缩乘波前体压缩量不足的问题,基于局部偏转吻切方法提出一种多级压缩乘波体设计方法,实现了多道非轴对称激波的逆向乘波设计.通过引入多道非轴对称激波,可充分发挥乘波前体的预压缩效果,并为复杂外形条件下的高超声速飞行器设计提供新的思路.以基于非轴对称椭圆锥激波的两级压缩乘波体为例阐述了该多级设计方法,并在相同条件下设计了3种不同长短轴比的两级椭圆锥压缩乘波体.设计状态下的数值模拟结果表明,无黏条件下,该设计方法得到的壁面压力分布与CFD结果基本一致,且对应气动力参数的最大误差仅为0.3%左右,证明了该方法的可靠性.相较于两级圆锥压缩乘波体,长短轴比大于1的两级压缩乘波体拥有更好的压缩性能和升阻特性,但总压恢复系数和容积特性有所下降,而长短轴比小于1的两级压缩乘波体性能恰好与之相反.黏性条件下,此类乘波体的激波系结构变化不大,两道椭圆锥激波在底部截面基本相交,仍具备较佳的乘波特性.

摘要： 为改善常规乘波体布局的宽域气动性能,提出了一种基于复杂三维弯曲激波面的宽域变马赫数乘波体设计方法,其本质是将局部偏转吻切方法与“并联变马赫数”概念相结合,各流面内的设计马赫数不再保持不变,而可根据需求进行调整,以此提高乘波体的宽速域性能。该方法采用Bezier曲面直接指定所需三维激波形状,使得激波形状的选取更为灵活。结果表明,基于三维弯曲激波的变马赫数乘波体拥有更为均衡的气动与几何特性,更适于宽域飞行,且各流面内设计马赫数的离散单调性对此类乘波体性能有较大影响。相同条件下,马赫数7至12范围内设计的基于三维弯曲激波的变马赫数乘波体相较于吻切锥变马赫数乘波体具有更大的容积与更高的升阻比,但容积率有所下降。

摘要： 乘波体的高升阻比优势使其在高超声速飞行器设计中极具应用前景.在实际工程应用中,为了满足防热要求,乘波体前缘必须进行钝化处理,前缘钝化对乘波体气动性能会产生显著影响.因此,原始尖前缘最优乘波体并不能保证钝化后仍为最优.针对这一问题,首先研究了前缘钝化对不同构型升阻特性的影响程度和作用机理.结果表明:前缘钝化会造成乘波体升力小幅度降低,阻力大幅增加,升阻比显著降低;其中钝前缘本身的波阻在阻力增量中起主导作用,而钝前缘本身的摩阻增加量与物面的摩阻降低量十分接近.基于上述结果,提出了一种高效评估钝前缘乘波体气动力的方法,并结合遗传算法,开展了直接考虑前缘钝化影响的乘波构型优化设计研究,获得了钝前缘最优构型.通过CFD数值模拟对最优构型的气动力特性进行评估,结果表明:在不同飞行高度、不同升力和不同钝化半径约束下,相比尖前缘最优构型,钝前缘最优构型宽度变窄,相同纵向位置处的后掠角增大,且升阻比显著提升.在M;=15,H=50 km,CL=0.3约束条件下,钝化半径R=10 mm的钝前缘最优构型设计点升阻比相比尖前缘最优构型提升量可达9.32%.

摘要： 乘波体是一种典型的高速气动构型,由于高升阻比和均匀的下表面流动等特性使其成为机身/进气道一体化设计的理想构型。随着对乘波体设计方法的不断研究,提高乘波体在非设计条件下的气动性能,实现乘波体的宽速域飞行成为乘波体实用化的一个重要研究方向。将目前的宽速域乘波体设计方法分成变马赫数、多级组合和涡波结合3种类型,并详细介绍了这些方法的设计过程,分析了设计方法的优缺点。

摘要： 乘波体是一种典型的高速气动构型,由于高升阻比和均匀的下表面流动等特性使其成为机身/进气道一体化设计的理想构型.随着对乘波体设计方法的不断研究,提高乘波体在非设计条件下的气动性能,实现乘波体的宽速域飞行成为乘波体实用化的一个重要研究方向.将目前的宽速域乘波体设计方法分成变马赫数、多级组合和涡波结合3种类型,并详细介绍了这些方法的设计过程,分析了设计方法的优缺点.

摘要： 相比于传统乘波体外形,双后掠乘波体在保持高超声速良好性能的条件下能够提升乘波体低速气动性能,但其仍存在低速稳定性不好等缺陷.本文从密切锥乘波体理论提出给定前缘型线的乘波体设计方法,通过给定三维前缘型线分别生成具有相同平面投影形状的上反和下反机翼双后掠乘波体.使用CFD技术评估不同上下反程度外翼乘波体的低速性能,分析升阻特性以及流场涡结构特点.选取稳定性判据,研究上下反翼对纵向和横侧向稳定性的影响.结果表明,机翼上下反对乘波体低速升阻特性影响较小;不同外形均为纵向静不稳定的,且俯仰力矩变化趋势比较类似,机翼下反可使气动焦点位置后移,提升纵向稳定性;机翼上反有助于提升乘波体的横向静稳定性,而下反则会下降;机翼上反可以提升侧向稳定性,且上反程度越大提升效果越明显;同时机翼上反使乘波体的偏航动态稳定性有明显提升,下反则会降低,影响程度与机翼上下反程度呈正相关.通过结果分析,说明通过机翼上下反改善乘波体低速稳定性是可行的,为乘波体在宽速域高超声速飞行器中的应用拓展了途径.

摘要： 为了避免两级入轨空天飞机两子级之间存在的激波干扰,提高两级在高速阶段的气动性能,基于锥导乘波理论提出了一种上表面部分融合的两级融合乘波气动布局设计方法,并采用数值模拟方法研究了该布局的气动特性.计算结果表明,乘波体距离基准锥轴线距离的增加会提高两级的升阻比,上表面后缘线二次项系数的增加使两级的最大升阻比提高,但对上面级影响较小,当组合体不变,上面级的最大升阻比随着半展角的增加而减小.下面级在低速飞行时,由于上表面的凹陷,比组合体拥有更高的升力系数,这表明上面级的分离将提高飞行器的升力特性,使下面级拥有更好的着陆性能.

摘要： 高超声速飞行器经受严重的气动加热效应,蒙皮具有较高的温度,具有强烈的红外光辐射效应,可作为目标探测与识别的辐射源。以类X-51A高超声速飞行器为研究对象,采用反向建模技术获得了目标乘波体外形、结构尺寸和冲压发动机几何参数。在此基础上,计算了飞行器巡航状态下的流场参数及蒙皮温度,分析了类X51-A飞行器在典型飞行工况下不同探测方向的红外辐射强度分布,可为类X-51A乘波体飞行器的光辐射以及目标探测、识别和攻防等技术提供支撑。

摘要： 本文提出了一种新型吻切乘波体设计方法,以圆锥流场为基准,在上表面出口型线(FCC)和下表面激波出口型线(ICC)基础上引入了一条新的出口激波圆心曲线,拓宽了现有吻切锥乘波体设计方法.通过调整出口激波曲率半径达到改变乘波体体积和容积率的目的,分别设计了四种乘波体:传统吻切锥乘波体、激波半径减小乘波体、激波半径加长乘波体和直线ICC乘波体.采用CFD数值模拟方法对本文设计的乘波体进行了对比分析.结论表明:在无粘条件下,容积率小的乘波体拥有更大的升阻比;在粘性条件下,四种乘波体升阻比接近,但是采用本文设计的乘波体具备更大的容积率和更好的应用价值.

摘要： 本文将密切技术设计乘波体的应用推广至弯曲激波外锥流场中.针对不同激波形状(ICC)约束条件,在凸、凹激波曲外锥流场中,生成了四种构型的密切弯曲激波乘波体,采用数值模拟及理论分析的手段开展了密切弯曲激波乘波体技术应用的可行性验证及有效性分析,研究结果表明密切凸、凹激波外锥流场的方法设计乘波体是可适用的,且流场压力偏差可控制在5％以内;与传统乘波体相比,密切弯曲激波乘波体具有高升阻比,高容积率等特点.

摘要： 宽速域滑翔飞行器是一种面向宽马赫数飞行区间设计的滑翔飞行器.基于锥导乘波理论,在给定圆锥激波位置的条件下,从滑翔飞行器前缘线的不同位置按照不同的设计马赫数进行流线追踪得到下表面,从而设计出一种新型宽速域滑翔飞行器.在给定设计上缘线和圆锥激波的基础上,通过采样建立了锥导乘波体设计马赫数与容积率之间的函数关系,并基于设计的宽速域滑翔飞行器得到了等容积率条件下的锥导乘波体.使用Cart3D作为算力工具,比较了等容积率条件下宽速域滑翔飞行器与乘波体在宽马赫数范围下气动性能差异以及在锥导乘波体设计马赫数条件下两者气动力性能随攻角的变化关系.结果发现等容积率条件下,宽速域滑翔飞行器与锥导乘波体的宽速域气动性能相似;对于此类构型,靠近边缘处的气动面对升阻比贡献更大,中间厚,边缘薄的构型不仅气动性能略优,装填性能也较好.

摘要： 高超声速乘波飞行器在高空高马赫数飞行时由于黏性效应的影响,有效外形明显变厚,使"乘波"特性变差.在50km高空15马赫数的条件下,以黏性优化乘波体为基础,对乘波体下表面进行边界层修正.利用基于定常NS方程解的半经验关系式求得边界层位移厚度,在生成下表面时减去对应的边界层位移厚度大小,得到边界层优化乘波体.基于无黏和黏性条件下通过某截面的质量流量,定义了流量泄漏系数,以作为衡量乘波体下表面高压气体泄漏量的判据.通过比较边界层优化乘波体与未优化乘波体的流量泄漏系数以及压力分布,发现前者下表面高压气体泄漏量明显降低,包括最大升阻比在内的气动性能有了明显提高.分别对H=40km,Ma=15以及H=60km,Ma=15两个工况下的黏性优化乘波体进行了算例验证,边界层修正后的乘波体气动性能都有了明显提高,表明在高空高马赫数飞行时,在乘波体设计阶段进行边界层修正可以作为一种提高气动性能的有效方法.

摘要： 针对乘波体前缘钝化问题,本文采用一种非均匀曲率半径型线对乘波体前缘进行钝化处理,并与常用的均匀曲率半径型线钝化乘波体进行了比较.基准乘波体长度为2m,钝化半径分别采用2mm,5mm,和10mm.利用数值模拟对上述乘波体外形在飞行马赫数6,飞行高度25kin,及飞行攻角0-10度内进行了比较分析.计算结果表明,采用非均匀曲率半径型线进行钝化可有效减小热流峰值,并可使驻点附近热流分布均匀化.此外,随钝化半径的增加,尽管采用非均匀曲率半径型线进行钝化可导致乘波体阻力增加,但增加量相对较小.

摘要： 去年底X-51A试飞成功,创造了最长高超声速飞行时间的世界纪录,非常具有研究价值。本文通过通过反向建模和数值模拟的方法,对X-51A高超声速乘波体的气动外形进行分析,分析其影响要素,为我国的高超声速飞行器的设计提供参考。

摘要： 基于分段前缘线乘波体设计方式,本文提出一种单进气口全乘波背部进气布局概念构型.该布局下表面可设计为完整的乘波体,截取乘波体前段翻转置于飞行器背部作为前体,机身以样条曲线描述.在全参数化构型设计基础上,以马赫6为设计条件,生成了构型实例.以数值模拟为评估手段,给定相同的前体设计参数,分析了不同翼展构型的气动特性.结果表明,该布局方式可保持全乘波特性,从而获得较好的升阻比,考虑粘性条件下,最高升阻比可达4.877,且在小攻角工况内均可获得较优的升阻性能.不同翼展构型具有相似的升阻力系数,上下表面压力分布均匀,有利于满足不同飞行需求.构型均为纵向静稳定,航向静稳定,横向稳定性与构型的虚拟上反角相关,凹状构型横向静稳定,凸状构型横向静不稳定.同时分析了前体的气动特性,结果表明前体对来流具有较好的流量捕获能力,在设计工况基本实现激波封口,进气口质量流量系数达0.925,截面压力和马赫数分布均匀,具备良好的流场品质,且受侧滑角影响较小.

摘要： 高超声速滑翔飞行器稳定性设计方法的研究具有重要应用价值.乘波体构型滑翔飞行器由于没有平尾且飞行在高空、高超声速条件下,其纵向静稳定特性与常规飞机有很大不同,对此传统飞行力学并无相应设计依据.在相切锥乘波体理论基础上,本文建立了计及流向一阶导数和二阶导数的微元计算模型,结合牛顿法、活塞理论、切楔/切锥法的理论推导与CFD数值计算,研究了典型二维剖面在高超声速、宽攻角范围下的纵向静稳定特性.从理论角度证明了沿流向"下凸"的流线特征有利于保证纵向静稳定,而"上凹"形状特征不利于纵向静稳定,该结论通过二维和三维算例得到了验证.以上述分析为基础,解释了基于锥型流的乘波体难以满足纵向静稳定性的物理原因,以及俯仰配平舵面可能对纵向静稳定性带来的影响,并提出了相应解决方案.进一步分析表明该结论适用于宽马赫数和高度范围,且粘性作用并不改变以上规律,相关结论可作为高超声速滑翔飞行器气动设计的参考.

摘要： 本文介绍了一种新型曲外锥乘波前体进气道的一体化设计方法.该方法基于外压-内压匹配的轴对称基准流场,采用密切曲外锥和一体化流线追踪设计技术,一体化设计三维高超声速前体进气道内外压缩型面.对设计的原型前体进气道在设计状态,进行了无粘数值仿真,将获得的流场结构及流动参数同理论设计值进行了比较,验证了设计方法的正确性.在马赫数4、5.5和6,攻角-2～6度范围内,对设计的原型一体化前体进气道的基本性能进行了无粘数值仿真,获得了该新型一体化前体进气道构型的基本气动性能.目前的研究工作为该新型一体化乘波前体进气道的深入研究奠定了基础.

摘要： 本文介绍了一种新型曲外锥乘波前体进气道的一体化设计方法.该方法基于外压-内压匹配的轴对称基准流场,采用密切曲外锥和一体化流线追踪设计技术,一体化设计三维高超声速前体进气道内外压缩型面.对设计的原型前体进气道在设计状态,进行了无粘数值仿真,将获得的流场结构及流动参数同理论设计值进行了比较,验证了设计方法的正确性.在马赫数4、5.5和6,攻角-2～6度范围内,对设计的原型一体化前体进气道的基本性能进行了无粘数值仿真,获得了该新型一体化前体进气道构型的基本气动性能.目前的研究工作为该新型一体化乘波前体进气道的深入研究奠定了基础.

摘要： 本发明提供一种能够长期保持优异的性能的电磁波吸收体，该电磁波吸收体具有：由高分子薄膜构成的电介质层B、在电介质层B的第1面的以氧化铟锡为主成分的电阻层A、和在电介质层B的第2面的具有比所述电阻层A低的薄层电阻的导电层C，上述电阻层A的氧化铟锡中含有的氧化锡为氧化铟锡重量的20～40重量％。

摘要： 电磁波吸收体(1)具备电介质层(10)、电阻层(20)和导电层(30)。电阻层(20)设置在电介质层(10)的一个主表面上。导电层(30)设置在电介质层(10)的另一个主表面上，具有比电阻层(20)的薄层电阻更低的薄层电阻。电阻层(20)具有200～600Ω/□的薄层电阻。在对电阻层(20)进行将电阻层(20)在5重量％的NaOH水溶液中浸渍5分钟的浸渍处理的情况下，浸渍处理前的电阻层(20)的薄层电阻与浸渍处理后的电阻层(20)的薄层电阻之差的绝对值小于100Ω/□。

摘要： 电磁波吸收体(1a)具备：作为电介质层或磁性体层的第一层(10a)、和设置于第一层(10a)的至少单侧的导电层(20a)。将电磁波吸收体(1a)在温度85°C及相对湿度85％的环境中暴露1000小时后，导电层(20a)具有100Ω/□以下的薄层电阻。电磁波吸收体(1a)具有7000MPa·mm4以下的弯曲刚度。

摘要： 电磁波吸收体(1a)具备第1层(10)和导电层(20)。第1层(10)为电介质层或磁性体层。导电层(20)设置在第1层的至少一侧。第1层(10)的杨氏模量与第1层(10)的厚度的乘积为0.1～1000MPa·mm。第1层(10)的相对介电常数为1～10。

摘要： 本发明公开了一种吸波体的制备方法，吸波体的原料包括均匀混合的吸波剂粉末和热塑性聚合物，以预先创建的吸波体三维图形作为成型目标，该吸波体三维图形被分解为目标厚度的多层二维结构；通过快速成型设备对吸波体的原料施以加热熔融作用，同时施加其磁力线与二维结构平行的磁场，使得热塑性聚合物熔融并对吸波剂粉末进行粘接包覆，且粘接包覆的吸波剂粉末在磁场作用下进行平行排列，成型得到具有三维立体结构的吸波体;本发明实施例还公开了一种吸波体及其应用；本发明的制备工序简单，易于实现规模生产，且制备得到的吸波体具有三维立体结构，避免平面吸波体的拼接结构，厚度可调且形状呈规整的平齐排列，具有优异的电磁波屏蔽功能。

摘要： 电磁波吸收体(1a)具备电阻层(10)、导电层(20)和电介质层(30)。导电层(20)具有比电阻层(10)的薄层电阻更低的薄层电阻。电介质层(30)配置于电阻层(10)与导电层(20)之间。电磁波吸收体(1a)具有第一狭缝(15)。第一狭缝(15)在电阻层(10)中从相对于电介质层(30)处于远端的第一主表面(10a)沿与第一主表面(10a)垂直的方向朝向电介质层(30)延伸，并且将电阻层(10)划分成多个第一区块(17)。第一区块(17)在第一主表面(10a)中的最小尺寸(D1)为2mm以上。

摘要： 本发明提供一种能够长期保持优异的性能的电磁波吸收体，该电磁波吸收体具有：由高分子薄膜构成的电介质层B、在电介质层B的第1面的以氧化铟锡为主成分的电阻层A、和在电介质层B的第2面的具有比所述电阻层A低的薄层电阻的导电层C，上述电阻层A的氧化铟锡中含有的氧化锡为氧化铟锡重量的20～40重量％。

摘要： 等离子体源烧蚀透波试验真空舱及基于级联电弧等离子体源的烧蚀透波试验装置，涉及等离子体源领域。为了解决现有技术中存在的：对于临近空间黑障问题的研究中，无法对任意目标头部形成的弓形激波做详细的研究的问题，以及采用地面模拟的方式会影响天线的测量误差的问题，本发明提供的技术方案为：等离子体源烧蚀透波试验真空舱，真空舱包括：真空腔室、等离子体源、天线保护罩和天线组；真空腔室为中空圆柱体；天线保护罩设置在真空腔室内部，用于容纳天线组、使天线组的放置方向与真空腔室的轴线平行；等离子体源设置在真空腔室的一端，体源的体源喷口与天线保护罩的端部同心对中。适合应用于临近空间黑障问题的研究中。

摘要： 电磁波吸收体(1a)具备第1层(10)和导电层(20)。第1层(10)为电介质层或磁性体层。导电层(20)设置在第1层的至少一侧。第1层(10)的杨氏模量与第1层(10)的厚度的乘积为0.1～1000MPa·mm。第1层(10)的相对介电常数为1～10，所述导电层(20)包括支撑体(25)、和与所述支撑体接触的导电性的导电功能层(22)，所述支撑体(25)设置在所述第1层(10)和所述导电功能层(22)之间，以保护所述导电功能层(22)。

摘要： 本发明公开了反置乘波体头部及具有该反置乘波体头部的超音速火箭橇，包括反置乘波体头部、火箭橇橇身、5个双圆弧型支架、2个整流罩、5个紧固连接件、滑车、火箭发动机等部件；反置乘波体头部是将根据设计工况设计的乘波体上下表面互换所得；反置乘波体头部与火箭橇橇身表面光滑过渡；如果条件允许，本发明还提出，可采用整流罩对火箭橇附近空气进行整流；本发明提出的具有反置乘波体头部的超音速火箭橇可将高压气体控制在上方，可以解决和规避头部弓形激波与地面及轨道扣件发生碰撞反射导致的火箭橇周期性振动问题，进而延长火箭橇及轨道的使用寿命并提高超音速火箭橇的运行平稳性和试验精度。