高超声速飞行器气动/推进/结构耦合问题研究

结题报告

项目介绍

AI项目解读

基本信息

批准号：
91216303
项目类别：
重大研究计划
资助金额：
250.0万
负责人：
梁剑寒
依托单位：
中国人民解放军国防科技大学
学科分类：
A09.流体力学
结题年份：
2015
批准年份：
2012
项目状态：
已结题
起止时间：
2013-01-01 至2015-12-31

项目参与者：
赫晓东；史丽萍；吴颖川；贺旭照；宋宏伟；吴臣武；孙明波；潘余；赵玉新；
关键词：
气体动力学高超声速飞行器推进结构耦合问题

项目摘要

To approach the target of the ‘key fundmental scientific issues of near space vehicle’ research project and realize the purpose of integration and development,we will cooperate with other domestic preponderant workgroups and form a joint team to investigate the aerodynamics/propulsion/structure coupling problems of hypersonic vehicles. We will study the aerodynamic layout of hypersonic vehicle, the matching law of the aerodynamic characteristics with the propulsion configuration parameters and the air-breathing and exhaust configuration optimization design method fo integrative vehicle and propulsion system. Based on the above research, we will explore the coupling integrative design and analysis methods for the combustion/heat conduction/structure complex physical field, the design and fabricating method for structure and materials with high performance. The related theory and design methods of aerodynamics/propulsion/structure coupling for hypersonic vehicles will be validated through the integrative experiments. The previous studies and the research results will promote the multi-subject intersecting and amalgamation, which will provide fundmental supports for the hypersonic vehicle integrative optimized design.

为实现“近空间飞行器的关键基础科学问题”重大研究计划的预期目标，达到集成升华、跨越发展的目的，本项目拟在重大计划相关项目前期研究基础上，联合国内优势项目组，开展高超声速飞行器“气动/推进/结构”耦合问题开展研究，考察飞行器在典型状态下的飞行器气动布局、气动特性与推进系统构型及参数的匹配规律，建立机体/推进一体化的进排气系统优化设计方法，发展燃烧/传热/结构多物理场耦合一体化设计分析方法，探索高性能的热结构设计与制备方法等，并通过高超声速飞行器气动/推进/结构耦合一体化综合试验验证获得的理论与相关方法。研究成果将对多学科交叉研究的发展具有重要促进作用，且能为高超声速飞行器的一体化优化设计提供理论依据。

结项摘要

本项目针对高超声速飞行器气动/结构/推进耦合问题进行系统研究，成果将对高超声速飞行器的一体化设计提供重要参考和指导。.策划了一个总体牵引方案。在总体方案约束条件下，完成一款实用型一体化乘波前体进气道的设计。进气道总长1.951m，隔离段长0.6m，直径0.14m，前体最大宽度0.45m。开展了型面渐变设计技术和参数优化选择研究，获取了一个总压和抗反压性能较优的异型入口转圆形出口隔离段方案。开展了风洞实验研究，结果表明：进气道在马赫数3.5和4.0具备起动和自起动能力，在-4~4°攻角范围内，进气道在来流马赫3.0不起动。.国内首次完成点阵增强结构的异型截面热结构件的制备。开展了点阵夹层板后屈曲理论分析，获得了结构参数对后屈曲行为的影响规律。发展了内外流耦合条件下主动冷却发动机热结构响应分析方法，从轻量化、热防护以及热强度等角度，对点阵、波纹及蜂窝三种不同的增强方式的轻质主动冷却壁板，开展了热结构耦合分析与优化设计研究。优化后的波纹增强方式最大减重率达到了33.4%，蜂窝增强与点阵增强的减重率分别达到28.1%和12.0%，制备出了点阵增强主动冷却壁板和高质量的点阵增强方转圆隔离段结构。.国内首次专门针对超燃冲压发动机服役环境，完成燃烧室表面防护涂层的设计与制备。完成热防护表面涂层的成分和结构设计，确定了热防护表面涂层的最优配比和最佳制备工艺参数，完成热防护表面涂层的动态烧结行为研究，建立了涂层烧结过程的动态模型。开展了涂层热震行为和氧乙炔热考核实验，热流条件为2 MW/m2，作用时间为150s，热流垂直作用于涂层表面。涂层表面温度最高为1650℃，涂层背面温度为950℃，经氧乙炔的热冲击150秒的热作用后，涂层表面状态良好。.开展了推进与热结构耦合问题研究，分析了不同燃料特性对燃烧的影响。以气化RP-3、乙烯、乙烯-甲烷混合气和甲烷等气态碳氢燃料，以及液态RP-3在不同当量比下进行了一系列直连式燃烧试验，研究了燃料成分和相态变化对超燃冲压发动机贫燃稳焰边界和燃烧特性的影响，发现：1）相对于液态RP-3，气化RP-3的火焰稳定范围更宽；相对于化学活性较差的气化RP-3与甲烷等燃料，化学活性强的乙烯和乙烯-甲烷混合气显著拓宽了贫燃稳焰边界。2）低当量比条件下，乙烯的静压水平和比冲显著高于气化RP-3；当量比提高到1.09时，乙烯和气化RP-3具有基本相等的比冲。