高超声速飞行器后体喷管设计
高超声速巡航飞行器推进系统建模与仿真
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高超声速飞行器的设计和发展
高超声速飞行器的设计和发展高超声速飞行器（Hypersonic Aircraft）是一种以超过马赫数5（即音速的5倍）的速度飞行的飞行器。
它具有巨大的飞行速度和潜在的应用前景，在军事和民用领域都具有重要意义。
本文将探讨高超声速飞行器的设计原则、发展历程以及前景展望。
一、设计原则1. 流体动力学设计：高超声速飞行器在超音速飞行时，面临着极高的气动热和压力，流体动力学设计成为其设计的重要考虑因素之一。
通过减小气动阻力和控制空气动力学部件的热载荷，可以提高飞行器的性能和安全性。
2. 结构材料和热防护：由于高超声速飞行器在飞行过程中会受到极高的热载荷，选择合适的结构材料和热防护措施十分重要。
先进的复合材料和热防护涂层可以有效降低热传导和热辐射，保护飞行器免受热损伤。
3. 推进系统设计：高超声速飞行器需要强大而可靠的推进系统来提供足够的动力。
常用的推进系统包括超音速燃烧冲压发动机和燃烧爆破发动机等。
这些设计需要克服高温、高速和高压的挑战，确保推进系统的稳定和性能。
二、发展历程高超声速飞行器的研究和发展可以追溯到20世纪50年代。
当时，美国和苏联在冷战期间开始了高超声速技术的竞争。
随着科技的进步，高超声速飞行器的设计和测试变得更加成熟。
1998年，美国的X-43A 无人飞行器首次实现了马赫数10的飞行，打破了超声速飞行记录。
近年来，高超声速飞行器得到了全球范围内的重视。
许多国家纷纷投入资金和人力进行研发。
美国、中国、俄罗斯、澳大利亚等国家都在积极推进高超声速飞行器的研究和试验。
其中，中国在高超声速技术方面取得了许多重要突破，成为全球的领导者之一。
三、前景展望高超声速飞行器在军事和民用领域都有广阔的前景。
在军事领域，高超声速飞行器可以提供快速打击、情报侦察和迅速反应的能力，极大地改变了传统战争的格局。
在民用领域，高超声速飞行器可以用于快速、高效的空中旅行，缩短航空时间，提升旅行的舒适度，并开辟全新的空中交通运输系统。
高超声速飞行器制导控制一体化设计方法
高超声速飞行器制导控制一体化设计方法高超声速飞行器是指飞行速度超过马赫5的飞行器，这种飞行器有很高的飞行速度和高超声速区独特的飞行特性，非常具有挑战性。
由于高超声速飞行器的复杂性，其制导控制技术设计也非常复杂。
为解决高超声速飞行器制导控制的问题，需要采用一体化设计方法。
一、高超声速飞行器的特点高超声速飞行器飞行速度非常快，超过了马赫5的速度，虽然飞行高度相对较低，但飞行环境非常恶劣，从海平面到大气层的高度不到100公里，大气密度非常稀薄。
这些特点给高超声速飞行器的设计和制导控制带来了很大的挑战，需要开发出专门的技术来进行处理。
二、高超声速飞行器制导控制挑战高超声速飞行器制导控制技术的首要挑战就是考虑飞行器的动力学特性，因为飞行器在高超声速飞行过程中会遇到很强的气动力和热力效应。
这些效应会导致飞行器的运动状态出现不稳定的情况，因此需要开发出稳定的动力学模型，并采用先进的控制算法来进行设计。
另外，高超声速飞行器的速度非常快，导致实时控制信号的处理时间非常短，只有毫秒级别的时间。
因此，需要采用超快速的数据处理技术，以确保对飞行器的控制的及时性和准确性。
同时，还需要考虑飞行器的机动性能，因为高超声速飞行器可能遇到不同的飞行条件，需要能够处理这些飞行条件下的制导控制问题。
三、高超声速飞行器制导控制一体化设计方法为了解决高超声速飞行器制导控制问题的挑战，需要采用一种一体化的设计方法，包括动力学建模、控制策略设计和控制仿真等步骤。
1、动力学建模动力学建模是一体化设计中的重要步骤，需要用数学模型表示飞行器的动力学特性，以便进行控制策略设计和仿真。
对于高超声速飞行器的动力学建模，需要考虑到飞行器在高超声速情况下的不稳定性和非线性特性以及贡献等因素。
2、控制策略设计控制策略设计是高超声速飞行器制导控制的核心问题，主要是根据动力学模型设计出合适的控制算法。
一般包括模型参考控制（MRC）以及线性二次型控制（LQC）等算法。
航天发动机尾喷管材料的简介
航天发动机尾喷管材料的简介————高温合金摘要：随着航天航空的迅速发展，对耐高温材料有了更高的要求，但是随着高温材料的发展，它们的加工问题也越来越严峻，急需相应工艺的发展，对高温材料的有效加工必将是高温材料今后有效利用的关键。
关键词：加工工艺，高温合金，切削，应用，发展。
一、零件的材料火箭发动机喷管是用于火箭发动机的一种（通常是渐缩渐阔喷管）推力喷管。
它用于膨胀并加速由燃烧室燃烧推进产生的燃气，使之达到超高音速。
喷嘴的外形：钟罩形或锥形。
在一个高膨胀比的渐缩渐阔喷嘴中，燃烧室产生的高温气体通过一个开孔（喷口）排出。
如果给喷嘴提供足够高的压力（高于围压的2.5至3倍），就会形成喷嘴阻流和超音速射流，大部分热能转化为动能，由此增加排气的速度。
在海平面，发动机排气速度达到音速的十倍并不少见。
一部分火箭推力来自燃烧室内压力的不平衡，但主要还是来自挤压喷嘴内壁的压力。
排出气体膨胀（绝热）时对内壁的压力使火箭朝向一个方向运动，而尾气向相反的方向。
当火箭发动机运转以后，从燃烧室中喷出极高的温度与压力的气体，需要经过尾喷管对高温高压气体调整方向，从而使火箭达到超高音速的要求，所以鉴于如此高温，高压的恶劣环境，则对尾喷管的材料提出很高的要求，这种材料不但需要有极好的耐高温性，需要经受住2000摄氏度到3500摄氏度的高温，还需要有极好的耐冲击性，灼热表面的超高速加热的热冲击，还有高热引起的热梯度应力，有较好的刚度，耐氧化性，耐热疲劳性。
在如此恶劣的工作环境下，我们需要一种满足以上要求的材料，儿高温合金的出现满足了这个要求。
二、高温合金的分类、性能等760℃高温材料变形高温合金变形高温合金是指可以进行热、冷变形加工，工作温度范围-253～1320℃，具有良好的力学性能和综合的强、韧性指标，具有较高的抗氧化、抗腐蚀性能的一类合金。
按其热处理工艺可分为固溶强化型合金和时效强化型合金。
GH后第一位数字表示分类号即1、固溶强化型铁基合金 2、时效硬化型铁基合金 3、固溶强化型镍基合金 4、钴基合金 GH后，二，三，四位数字表示顺序号。
飞机上的拉瓦尔喷管是怎么把亚音速气流变成超音速气流的？
飞机上的拉瓦尔喷管是怎么把亚音速气流变成超音速气流的？现代战机所采用的动力装置都是涡喷或者小涵道比的涡扇发动机。
尾喷管是喷气式飞机的发动机的组成部分之一，主要作用是将喷气式飞机燃油燃烧后的产物如二氧化碳、二氧化硫、一氧化碳、氮氧化物、未完全燃烧的小分子烃类物质喷射出去，起到排废气的作用，同时也利用喷射时空气产生的反作用力来推动飞机。
乍一听，这好像也就是个负责排气的很简单的东西，其实则不然。
歼10b尾喷管飞机上的一般由中介管和喷口组成，尾喷管不同的燃气涡轮发动机，尾喷管的设计也不尽相同。
中介管在涡轮后，由整流锥和支撑板组成，起整流作用。
以防止燃气在涡轮后方产生强烈的涡流，影响发动机的推力。
至于喷口，一般为收敛型，但是当飞机的飞行速度越来越高时，为了提高发动机的工作效率，获得更大的推力，这时经常采用一种超声速喷管：拉瓦尔喷管。
拉瓦尔喷管的构造也不复杂，喷管的前半部是由大变小向中间收缩至一个窄喉，后半部分又是截面积逐渐变大的扩张形状的。
就通过这一收敛与扩展，拉瓦尔喷管能使发动机的亚音速气流加速到超音速喷出，从而产生更大的推力。
那么这简简单单的设计为什么会有如此神奇的效果呢？这还要从低速气流与高速气流不同的流动特点说起。
拉瓦尔喷管低速气流的流动特点：低速气流在流动的过程中，由于其密度变化不大，因此可以近似认为是不可压缩的,即密度为常数。
低速气流在变截面管道中的流动情况如下图所示。
当管道收缩时,A2<A1，由不可压缩流体的连续性方程可知，气流的流速将增加V2>V1，又由伯努利方程可知，流速小的地方气流的静压大，流速大的地方气流的静压将减小。
因此，P2<P1。
反之，当管道扩张时，A2>A1,气流的流速将减小,即V2<V1 ,而气流的静压将增加，即P2>P1。
低速气流在变截面管道中的流动注：不可压缩流体的连续性方程：当气流稳定而连续的流过一个变截面管道时，由于流体是不可压缩的，密度不发生变化，管道中的任意一部分气流既不能中断也不能堆积，因此根据质量守恒可知在同一时间内流过管道任意截面的气体质量都是相等的。
高超声速飞行器一体化优化设计
高超声速飞行器一体化优化设计摘要高超声速飞行器是二十一世纪航空航天领域的研究重点之一，其在军事和民用领域都有广泛的应用前景。
相比于传统的低速飞行器，高超声速飞行器涉及的流动更加复杂，对飞行器设计的要求也越高。
飞行器设计是多个学科的综合化系统设计，相关研究表明，对于一个单一的乘波体飞行器，其升阻比可达到8，但是匹配发动机后的飞行器其升阻比不超过4，即单纯的机体与发动机叠加并不能达到最佳效果。
因此，飞行器的一体化设计和优化设计尤为重要。
本文概述了高超声速飞行器一体化/优化设计的主要研究进展，并对相关技术进行了展望。
1. 引言随着航空航天技术的发展，高超声速飞行器的研究如今如火如荼。
以美国为例，在过去的半个世纪里，美国开展了多个吸气式高超声速飞行器研制项目，取得了众多有价值的成果。
同时需要注意到，飞行器是一个十分复杂的系统，飞行器设计是一个不断寻优的过程，最终完整的飞行器应该是一个综合性能最优的系统。
图1 美国主要的高超声速飞行器项目乘波体构型由于具有升阻比高、下表面流场均匀以及有利于机体/机身一体化设计而受到人们的重视。
1990年在马里兰大学召开的第一届乘波体国际会议将将其推向了一个新的研究高潮。
如今，各种类型乘波飞行器层出不穷。
图2 各种类型的乘波体飞行器升力体构型高超声速飞行器往往采用超燃冲压发动机作为动力，飞行器前体下壁面作为进气道外压缩段，后体下壁面作为喷管膨胀。
因而，这类飞行器具有显著的机体/推进一体化特征，飞行器机体与发动机形成的流场存在强烈的耦合作用，包括：飞行器前体形状、积薄结构和边界层发展直接影响进气道气动性能、捕获流量和压力恢复系数；发动机位置、几何形状对飞行器力/力矩产生影响；尾喷口燃气既可产生力/力矩，也会和控制舵面发生相互作用，影响飞行姿态、稳定性。
图3 典型高超声速飞行器流场示意图2. 国外发展情况气动外形与发动机一体化设计思想源于不断的高超声速技术和超燃冲压发动机技术的研究实践，国外在这方面已经做了大量的研究工作。
超燃冲压发动机尾喷管数值分析
2006年第5期导弹与航天运载技术No.52006总第285期MISSILE AND SPACE VEHCILE Sum No.285收稿日期：2005-09-16修回日期：2006-07-12基金项目：国家863高技术计划资助项目(2003AA723073)作者简介：晏至辉()，男，硕士研究生，研究方向为超燃冲压发动机研究文章编号：1004-7182(2006)05-0050-03超燃冲压发动机尾喷管数值分析晏至辉,刘卫东（国防科学技术大学，长沙，410073）摘要：采用某软件对非对称喷管进行数值模拟，通过与NASA 试验数据进行比较，验证了运用该软件对超燃冲压发动机尾喷管流场计算的可行性。
对自行设计的超燃冲压发动机尾喷管进行数值模拟，考察了外部流场参数以及静压比对喷管性能的影响，为发动机喷管的性能评估提供了参考依据。
关键词：喷管；高超声速；外流场中图分类号：V435+.23文献标识码：ANumericla Simulation to Scramjet Nozzle ’s Performanceunder Different External Flow Conditionand Nozzle Pressure RatioY an Z hihu i,Liu We ido ng（National University of Defense Technology ，Changsha ，410073）Abstract:A CFD software is used to simulate the flow in the 2D single-expansion –ramp-nozzle.All the numerical results are compared with the experimental data published by NASA.It shows that using this software is suitable for the simulation of scramjet nozzle with hypersonic free stream.Then the nozzle designed by the author is simulated in this way to find out the variation of its performance under different external flow condition and different nozzle pressure ratio.It is hoped to provide some basic date to the evaluation of scramjet nozzle ’s performance.Key Words:Nozzle ；Hypersonic ；External flow field1前言高超声速飞行器通常采用一体化设计，机身后体作为超燃冲压发动机的外喷管膨胀面来使用，形成非对称喷管。
高超声速飞行器结构设计及性能优化研究
高超声速飞行器结构设计及性能优化研究最近人类对高超声速飞行器的研究越来越深入，这种飞行器可以在极短的时间内飞行到世界的任何一个角落，它有着极高的速度和高超的性能，但是它的结构设计和性能优化还需要进一步研究。
一、高超声速飞行器的概念和基本结构高超声速飞行器的速度可以超过马赫数的5倍，他的工作机制是利用气动力学和化学强力的相互共同作用实现的。
这种飞行器的主要构件包含导热结构、热防护结构以及喷气发动机等。
导热结构：高超声速飞行器在高速工作时会产生极高的温度，导热结构的重点在于抵挡高温热流和隔热，它的主要结构由夹层复合材料构成，可以有效地防止热传导。
热防护结构：热防护结构主要是用来抵抗高温、高速飞行器时产生的热量影响和烧蚀，其材料通常包括石墨、金属等等。
喷气发动机：高超声速飞行器的发动机由多个燃烧室组成，它的燃烧室可以产生高温高速气流，同时也负责将高速气流排出，以获取更高的速度。
二、高超声速飞行器的性能优化高超声速飞行器的性能优化是设计和改进其机构的关键细节，下面介绍几种优化手段。
1、材料选择及结构设计材料的选择是高速飞行器能否成功的重要因素之一。
材料应该具有耐高温和耐腐蚀等多种特性，而且应该结合现代迭代的中空结构和套筒结构设计，以确保最大程度地优化飞行器的性能。
2、热防护结构性能改进在高超声速飞行器的设计中，热防护结构的选择非常重要。
其主要目的是为了抗击腐蚀和温度，同时，它也要保护飞行器外表面的结构，以免受到破坏。
3、轻质化减重减轻高超声速飞行器的重量可以有效地提高整个飞行器的性能。
在设计高超声速飞行器时，应考虑不同材料和结构的好处，以最小化飞行器的重量。
4、能源技术优化在高超声速飞行器的设计中，能源技术的改善必不可少。
利用新型的燃料，改进发动机设计能够大大提高飞行速度和效率，同时也可以降低运营成本。
结论高超声速飞行器在军事、科技和商业方面的应用已经不断发展，对于未来的利益和安全也有着深远的影响。
高超声速飞行器的结构设计和性能优化研究是它们能够获得成功的关键考虑因素之一。
高超声速飞行器的设计与控制技术研究
高超声速飞行器的设计与控制技术研究高超声速飞行器，是指能够以5倍音速(即马赫数为5)以上飞行的飞机，其相对于传统的亚音速、超音速飞机来说，可在更短的时间内完成更远的飞行任务，具有极高的速度和机动性。
但是，由于高超声速飞行器所处环境的极端复杂性，其设计和控制技术也非常复杂。
本文将从高超声速飞行器的技术特点、设计原理和控制技术等方面进行探讨。
一、高超声速飞行器的技术特点高超声速飞行器相对于亚音速、超音速飞机，其技术特点主要表现在以下三个方面：1. 飞行环境异常恶劣高超声速飞行器在飞行过程中要经历极高的飞行速度和温度。
由于进入大气层时，飞行器本身运动的空气] 会受到阻力，从而形成高温、高压的气流环境。
飞行器表面也会产生极高的温度，因此需要采用耐高温材料来保护飞行器。
同时，高超声速飞行器还要面对极高的飞行高度和载荷，如何保障飞机的稳定和耐久性是其技术难点之一。
2. 飞行速度极高高超声速飞行器飞行速度一般达到5到20倍音速，这意味着其运动状态非常快，任何微小的变化都可能对其造成极大的影响。
因此，快速的姿态控制和精准的导航技术是其技术难点之一。
同时，由于高超声速飞行器运动状态的不确定性较大，如何精确测量其速度、位置等参数，也是它最主要的技术难点之一。
3. 运动状态复杂多变高超声速飞行器在飞行过程中，其运动状态会不断变化，如姿态、速度、温度等，这对其控制、导航和飞行稳定性都提出了很高的要求。
同时，高超声速飞行器还要面对风、雨、雪等自然干扰，使其运动状态更加不稳定。
因此，高超声速飞行器的运动状态复杂多变，对其控制技术提出较高的要求。
二、高超声速飞行器的设计原理高超声速飞行器在设计上需要考虑一系列因素，包括气动学、结构力学、热加热传递等，以及运动状态不确定性等。
具体来说，高超声速飞行器的设计原理主要包括以下几个方面：1. 气动学特性设计高超声速飞行器在飞行过程中的速度非常快，飞行流体会在其表面产生压强差，从而引起气动力，因此需要考虑气动学特性设计。
高超声速推进系统用单膨胀斜面喷管型面设计和流场模拟
第２ Ｏ卷 第 １期
８
燃 气 涡 轮 试验 与研 究
Ｃａ ｕｂｎ ｘ ｅ ｍｅ ｔ ｎ ｓａｃ ８Ｔ ｒｉｅＥ ｐ ｒ ｎ ｄ Ｒｅｅ ｒｈ ｉ ａ
Ｖ １ ０Ｎ ． ｏ． ，ｏ １ ２
２ｏ ０ ７年 ２月
Ｆ ｂ，０ ７ ｅ ． ０ ２
中 圈 分类 号 ： ２ １ Ｖ ３． ３ 文献 标 识 码 ： Ａ 文 章 编 号 ：６ ２ ２２ （０ ７ Ｏ 一 ０ ８ Ｏ １７ — ６ ０ ２ ｏ） ｌ ０ Ｏ 一 ５
Ｄｅ ｉｎ Ｍ ｅｈ ｄ ａ ｄ Ｆｌ ｗ ｉｌ ｉ ｌ ｔｏ ｆＳ ｎ ｌ ｐ ｎ ｉ ｎ Ｒａ ｓｇ ｔ ｏ ｎ ｏ Ｆ ｅｄ Ｓ ｍｕ ａ ｉｎ ｏ ｉ ｇ ｅ Ｅｘ ａ ｓｏ ｍｐ Ｎｏ ｚｅ ｚ ｌ
赫数 ５时 ． 基于特 征线 法得到 的单膨 胀斜面喷管 内流场分布符合设计要求 ， 而在其它 较低的飞行 马赫数下 ， 单膨胀 斜
面 喷 管 处 于过 膨胀 状 态 。 且 过 膨 胀 的程 度 随 飞行 马赫 数 的 降低 而 愈加 严 重 。 在 马赫 数 ２５时 ， 并 ． 喷管 膨胀 面 气 流 已 发
摘
要 ： 于 特 征线 法 。 考 虑 变 比热 的 影 响 。 展 了高 超 声 速 飞 行 器 用 单 膨 胀 斜 面 喷 管 设 计 利 用 Ｃ Ｄ 数 值 模拟 技 基 并 开 Ｆ
术． 计算 得 到 了设 计状 态 和 沿 飞 行 轨 迹 其 它 飞 行 状 态 下 的单 膨 胀 斜 面 喷 管 内外 流 场 和 特 性 。 结 果 表 明 ， 设 计状 态 马 在
Ａｂ ｔａ ｔ Ｆ ｒｈ ｐ ｒｏ ｉ ｅ ｉｌｓ ｔｅ ｅ ｅ ｔｏ ｏ ｚｅ ａ ｒｄ ｎ ｍｉ ｈ ｒｃｅ ｓｉｓ ｏ ｅ ｉｌｓ ｐ ｒ ｒ ｓｒ ｃ ： ｏ ｙ ｅｓｎｃ ｖ ｈｃｅ ， ｈ ｆ ｃ ｆｎ ｚｌ ｅｏ ｙ ａ ｃ ｃ ａａ ｔｒ ｔ ｎ ｖ ｈｃｅ ｅｆ － ｉ ｃ ｏ ｍａ ｃ ｓ ｓｒ ｕ ． Ｂ ｓｄ ｏ ｈ ｒ ｃｅｉｔ ｔｏ ｓ ｃ ｎ ｉｅｉｇ ｅｆｃ ｆｖ ｒ ｂｅ ｓ ｅ ｉ ｃ ｈ ａ ｎ ｎ ｅ ｉ ｅｉ ｓ ｏ ａｅ ｎ Ｃ ａａ ｔｒｓ ｃ ｍｅｈ ｄ ， ｏ ｓｄ ｒ ｆ ｔｏ ａ ａ ｌ ｐ ｃｆ ｅ ｔａ ｄ ｉ ｎ ｅ ｉ ｉ ｂ ｕ ｄ ｒ ｅ ｅｏ ｍｅ ｔ ｔｅｍｅｈ ｄ ｎ ｒｇａ ｔ ｅｅｍｉ ｅｔｅｃ ｎｏ ｒｏ ｉｇｅｅ ｐ ｎ ｉｎ ｒ ｍ ｏ — ｏ ｎ ａｙｄ ｖ ｌｐ ｎ， ｈ ｔｏ ｓａ ｄ ｐｏ ｒｍ ｏｄ ｔｒ ｎ ｈ ｏ ｔｕ ｆｓ ｌ ｘ ａ ｓ ａ ｐ ｎ ｚ ｎ ｏ ｚｅ ｏ ｙ ｅｓ ｎｃ ｖ ｈ ｃｅ ｒ ｅ ｅｏ ｅ ．Ｗ ｉ Ｆ ｕ ｒ ａ ｉ ｌｔ ｎ ｔｃｍｏｏ ，ｔｅ ｎ ｚｌ ｏ ｌｓｆｒｈ ｐ ｒｏ ｉ ｅ ｉｌｓｗｅｅｄ ｖ ｌｐ ｄ ｔ Ｃ Ｄ ｎ ｍｅｉ ｌｓｍｕａｉ ｅ ｌ ｌｇ ｈ ｏ ｚｅｆ ｗ ｈ ｃ ｏ ｙ ｌ
高超声速飞行器
高超声速飞行器高超声速飞行器一般是指飞行速度超过5倍音速的飞机、导弹、炮弹之类的有翼或无翼飞行器, 具有较高的突防成功率和侦查效能, 能大大扩展战场空间。
高超声速飞行器潜在的巨大军事和经济价值使得当前世界各军事大国纷纷投巨资到该领域, 成为21世纪世界航空航天事业发展的一个主要方向。
近年来, 各军事大国在推进技术、结构材料、空气动力和飞行控制等关键技术研究方面积累了丰富经验, 对高超声速飞行器未来的发展奠定了基础。
1高超声速飞行器基本概念1.1高超声速的产生和特点高超声速飞行器具有飞行高度高、速度快、侧向机动性好的优点, 能在很短的时间内抵达地球上的任何一点, 迅速打击数千或上万公里外的各类军事目标。
这主要是因为它具有高性能动力推进系统。
超燃冲压发动机、脉冲爆震发动机是高超声速飞行器的关键技术。
目前,各国发展高超声速技术主要选用燃料可在高超声速内流中稳定燃烧的高超声速燃料简称超燃冲压发动机。
超燃冲压发动机的适用范围为马赫数 5 ～16,飞行时不需要自身携带氧化剂, 直接从大气中吸收氧气, 作为助燃剂。
冲压发动机由进气道、燃烧室、推进喷管三部分组成。
所谓冲压, 就是迎面吸进的高速气流在进气道内被迅速扩张、减速、增压的过程。
当气压和温度升高后, 气体进入燃烧室与燃料混合燃烧, 经膨胀加速, 由喷口高速排出, 产生推力。
这项技术的结构质量轻、飞行成本低, 可控能力强、安全性好, 可长时间使用, 是实现高超声速飞行的理想动力装置。
脉冲爆震发动机适用于所有尺寸和所有速度的推进系统, 从发射到高空高超声速飞行甚至轨道机动都能使用, 尽管在50 km 以上时需要使用氧化剂, 但由于应用范围更广泛也更具革命性, 因此也是各国发展高超声速飞行器的热点。
高超声速飞行器具有以下优点:(1)飞行速度快, 全球到达。
未来的战争是高信息化、高智能化的战争, 未来的空中打击力量将主要依靠高度和速度取胜。
这种高超声速飞行器能在大约两个小时之内攻击全球任何角落的目标。
基于替代模型的三维后体尾喷管优化设计
大 限 度 地 提 升 其 气 动性 能 。但 直 接 采 用 Ｃ Ｆ Ｄ程 序 求 解 ３维 Ｎ— Ｓ方 程 进 行 优 化 设 计 会 导 致 计 算 量 过 大 而 不 适 于 实
际应用 ， 文 中采用利用试验设计方法构建替 代模 型的思想 ， 发展 了一 种基 于替代模 型 的三 维后体 尾喷 管优化设 计
中图分类号 ： Ｖ２ １ １ ． ３ 文献标识码 ： Ａ
０ 引 言
以吸气 式 冲压 发 动机 为ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ 力 的飞 行 器 将 成 为本
世纪 航 空航 天技 术 的发展 方 向和里 程碑 。 自 ２ Ｏ世 纪
面， 以喷 管 推力 系数 尾 性 能 目标 ， 完成 了尾 喷 管简 化
构 型 的优 化 设 计 ； Ｂ ａ ｙ ｓ ａ ｌ Ｏ，Ｂ ｕ ｒ ｇ ｒ ｅ ｅ ｎ Ｇ Ｗ 等＿ ３ 将
３ ．中 国航 天 电 子 技 术 研 究 院 无 人 机 系 统 工 程 研 究 所 ， 北 京 １ Ｏ ０ ０ ９ ４ ）
摘
要： 三 维 后 体 尾 喷 管 是 吸气 式 高超 声 速 飞 行 器 产 生 推 力 、 升 力的关 键部件 ， 在 设 计 过 程 中需 引 入 优 化 方 法 ， 最
速 飞 行 器 三 维 后 体 尾 喷 管进 行 了 多 目标 优 化 设 计 。优 化 后 的三 维 后 体尾 喷 管 与 原 始 喷 管 相 比 ， 综 合 性 能 得 到 了 较
大的提升 。
关键词 ： 吸气 式 高超 声 速 飞 行 器 ； 三维 后 体 尾 喷 管 ； Ｃ ＡＴ Ｉ Ａ二 次开发 ； Ｋｒ ｉ ｇ ｉ ｎ ｇ模 型 ； 多 目标 优 化
基 于 替 代模 型 的三 维 后 体 尾 喷 管优 化 设 计
高超声速风洞轴对称喷管收缩段设计
第35卷第6期2017年12月空气动力学学报ACTA AERODYNAMICA SINICAVol. 35 ,No. 6Dec.，2017文章编号：0258-1825(2017)06-0766-06高超声速风洞轴对称喷管收缩段设计胡振震*,李震乾，陈爱国，石义雷(中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所，四川绵阳621000)摘要：开展了高超声速风洞轴对称喷管收缩段设计研究。
利用构造的AQA分段曲线，分析喉道上游圆弧长度和 喉道曲率半径是否连续对于喉部跨声速流动和喷管出口流场的影响。
设计了基于三角函数和双曲函数、B样条函 数的两种收缩曲线，借助控制参数使得出人口曲率半径任意可调。
采用数值模拟方法分析了喉道曲率半径是否连 续对于Cesci和Snells喷管出口流场的影响。
研究表明：喉道曲率半径连续是确保喷管无黏流场与设计流场一致 的关键；当无法保证喉道曲率半径连续时，应使喉道上游曲率半径比下游曲率半径偏大而不是偏小。
关键词：高超声速风洞喷管；收缩段；AQA分段曲线；B样条函数中图分类号：V211.7 文献标识码：A doi：10. 7638/kqdlxxb-2015. 0141Contraction design for axis-symmetric nozzlesin hypersonic wind tunnelH U Z h e n z h e n*，T IZ henqian，C H E N A i g u o，SHIYileir iy p e r v e lo c ity A erodynam ics Institute o f China A erodynam ics Reseai~ch and D evelopm ent Center a621000，China)Abstract：A contraction design was conducted for axis-symmetric nozzles in hypersonic wind tunnel. The influence o f arc length and curvature radius on the transonic throat flow and nozzle outlet flow was studied by constructing an AQA curve. Two new contraction curves were proposed on the basis of trigonometric function, hyperbolic function, and B-spline function. The curvature radius at the entrance and exit of the contraction can be adjusted by using these two types of curves. CFD solutions were computed to determine the influence of the throat curvature radius on the flow at the exit of a Cresci nozzle and a Sivells nozzle. The results indicate that continuous throat curvature radius is critical for the consistence between real nozzle flow and designed flow. When the continuity of curvature radius cannot be guaranteed at a throat, the upstream curvature radius of the throat is needed to be larger than the downstream one.Keyword s：hypersonic wind tunnel nozzles; contraction；AQA piecewise curve; B-spline function0引言高超声速轴对称风洞喷管设计中（特别是出口 CA >10的喷管），有时会存在风洞实际流场与设计流场不一致的问题。
一种高超声速、大攻角再入飞行器的姿控系统热防护装置[发明专利]
![一种高超声速、大攻角再入飞行器的姿控系统热防护装置[发明专利]](https://img.taocdn.com/s3/m/97bc3d254028915f814dc26b.png)
专利名称：一种高超声速、大攻角再入飞行器的姿控系统热防护装置
专利类型：发明专利
发明人：单华伟,卢迪,刘利宏,王辉,胡成蓝,林雪峰,涂正光,秦建飞,舒孟炯
申请号：CN201610863521.9
申请日：20160929
公开号：CN106394938A
公开日：
20170215
专利内容由知识产权出版社提供
摘要：本发明公开了一种高超声速、大攻角再入飞行器的姿控系统热防护装置，该装置用于对姿控动力单元进行热防护，其包括后底盖板、后底盖板防热层、姿控防热承力板、姿控防热层、姿控发动机喷管防热套以及脱插头防热套，后底盖板安装在舱体上，其为承力件，姿控动力单元设置在后底盖板上，后底盖板防热层覆盖在后底盖板上，姿控承力板包套住姿控动力单元，姿控防热层覆盖在所述姿控承力板上，姿控动力单元包括姿控发动机，姿控发动机出口处设置有姿控发动机喷管，姿控发动机喷管防热套包套在姿控发动机喷管端口处，脱插头防热套包套在脱插头上。
本发明装置可有效解决高超声速、大攻角再入飞行器姿控系统热防护难题，可提高姿控系统设计的可靠性。
申请人：湖北航天技术研究院总体设计所
地址：430040 湖北省武汉市金山大道9号
国籍：CN
代理机构：武汉东喻专利代理事务所(普通合伙)
代理人：李佑宏
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大型超声速风洞全柔壁喷管段的装配工艺
工w•鞍备人型超声速风洞全柔壁喷管段的装配工艺口唐淋伟1马东平1谢晶2尹永涛1丁寿和1庞旭东11.中国空气动力研究与发展中心四川绵阳6210002.武汉重型机床集团有限公司武汉430205摘要：论述了大型超声速风洞全柔壁喷管段的结构及特O,分析了喷管段装配的关键技术指标。
基于大型超声速风洞全柔壁喷管段的装配难O,介绍了具体装配工艺，包括喷管段洞体框架装配工艺、执行机构安装支座装配工艺、柔壁组件装配工艺、执行机构装配工艺、喷管段整体装配工艺、单套柔壁调试工艺、柔壁整体调试工艺。
采用所介绍的装配工艺，使大型超声速风洞全柔壁喷管段达到了装配技术指标。
关键词：超声速风洞喷管段装配工艺中图分类号：TH162文献标志码：A文章编号：1000-4998(2020)08-0086-05Abstract:Tha stectue and features of tha full texibla wall nozzla section of tha laraa—scala supersonic wind tunnel were discussed,and tha key technical indicaton of nozzla section assembly were analyzed.Based on tha assembly diOicuUivs of tha ful l texibla wal l nozzla section of tha laraa—scala supersonic wind tunnel,tha specific assembly process was introduced,including tha assembly peoss of tha cavity frame of nozzla section, tha assembly process of tha mounting suppoi for actuating mechanism,tha assembly peoss of tha texibla wall subassembly,tha assembly peoss of tha actuating mechanism,tha assembly process for overall nozzla section, oommo s oonongpeooe s toesongeesetteeiobeewa e,oommo s oonongpeooe s toeoieea e teeiobeewa e.When the introduced asembly process was adopted,tha full texibla wall nozzla section of tha laraa—scale supersonic wind tunnel had reached tha technical c/m/a for assembly.Keywordt:Supersonic Wind Tunnel Nozzle Section Assembly Procest1装配对象大型超声速风洞是衡量一个国家试验空气动力学水平的重要标志，其中,大型超声速风洞喷管段是大型超声速风洞的核心部段,也是研制大型超声速风洞的关键工程°大型超声速风洞喷管段采用二元多支点全柔壁结构型式，左右壁为平行壁，上下壁为型面壁’以某新建的1.2”超声速风洞全柔壁喷管段为例，介绍大型超声速风洞全柔壁喷管段的关键装配工艺，喷管段外形尺寸为长13320mm、宽6280mm、高7830mm°大型超声速风洞全柔壁喷管段主要由洞体框架和上下柔壁机构组成(2),洞体框架由支座、下梁、左右立柱、左右侧壁、上梁组成，柔壁机构由入口导流板组件⑶、入口固定0链、上下柔板&柔壁、0链组、执行机构⑷组成，属于多支点并联驱动机构,如图1、图2所示’柔壁气流背面连接多组0链，0链分别与2〜18号执行机构连接，柔壁一端与喷管框架气流出口端固定连接’入口导流板气流背面连接多组0链，0链与入固0链、1号机连接,入导与喷管框架气流入口端固定连接’执行机构安装于框架上梁或下梁的固定支座上，柔壁在执行机构作用下上下运动’入口导流板搭接在柔壁上方，通过燕尾槽滑动副配合运动，补偿因柔壁运动而出现的间隙’2技术指标大型超声速风洞全柔壁喷管段出入口截面间距为12500±2mm。
战斗机可调节式收敛形尾喷管的结构、组成-概述说明以及解释
战斗机可调节式收敛形尾喷管的结构、组成-概述说明以及解释1. 引言1.1 概述可调节式收敛形尾喷管作为现代战斗机尾部推进系统的重要组成部分，具有调节气流速度和方向的功能，能够提高飞机的飞行性能和机动性。
本文将重点介绍可调节式收敛形尾喷管的结构、组成以及其在战斗机领域的应用。
通过深入探讨其设计原理、功能特点以及潜在的应用领域，旨在帮助读者更好地了解和认识这一先进的航空技术，并展望其在未来发展中的应用前景。
1.2 文章结构文章结构部分的内容应该包括作者对整篇文章的布局和组织方式的介绍。
在这一部分，可以简要描述每个章节的内容和重点，让读者对整篇文章有一个整体的认识。
此外，也可以提及文章的章节之间的逻辑关系和连接方式，以及各章节之间的衔接点，从而引导读者有条理地阅读全文。
例如，文章结构部分的内容可能如下所示：本文分为引言、正文和结论三个部分。
在引言部分，我们将介绍本文研究的背景和意义，以及研究目的。
在正文部分，我们将首先探讨可调节式收敛形尾喷管的设计原理，然后详细讨论其结构组成及功能，最后探讨其潜在的应用领域。
最后，在结论部分，我们将对文章进行总结，展望未来的发展方向，并进行结束语的总结。
通过这样的结构布局，读者可以清晰地了解全文的内容安排，并更好地理解文章的研究范围和目的。
1.3 目的本文旨在探讨战斗机可调节式收敛形尾喷管的结构、组成，深入分析其设计原理、功能以及潜在的应用领域。
通过全面介绍这一技术的相关内容，旨在增加对战斗机尾喷管技术的了解，并为相关领域的研究和发展提供参考。
通过对该技术的研究和分析，可以帮助提高战斗机的性能和效率，推动战斗机技术的发展，为航空领域的进步做出贡献。
2. 正文2.1 可调节式收敛形尾喷管的设计原理可调节式收敛形尾喷管是一种先进的航空动力学设计技术，旨在提高战斗机的飞行性能和作战效能。
其设计原理主要基于流体力学和空气动力学理论，通过控制尾喷管的形状和大小来实现推进气流的调节和优化。
超声速型面可控喷管设计方法
超声速型面可控喷管设计方法赵一龙;赵玉新;王振国;易仕和【摘要】提出了基于B-Spline曲线和特征线方法的超声速型面可控喷管设计方法,通过设置喷管轴向马赫数分布可以灵活地调整喷管的型面形状.数值验证结果表明,该方法不仅可以设计出高品质的喷管出口流场,而且能够实现喷管型面的灵活调整,可以获得长度与最短长度喷管一致,但流场品质更优的喷管.%A designing method of supersonic nozzle with controllable contour based on B-Spline curve and characteristic line algorithm is proposed. The contour of the nozzle was adjusted by assigning the distribution of Mach number on the nozzle ' s axis. The reliability of the designing method was validated by numerical simulation, which shows that the outflow of the nozzle with high quality can be produced and the contour can be adjusted freely. The result also shows that the nozzle designed by the proposed method can produce better flow than the minimal length nozzle ( MLN) with the same length.【期刊名称】《国防科技大学学报》【年(卷),期】2012(034)005【总页数】4页(P1-4)【关键词】超声速;喷管设计;B-Spline曲线;特征线方法【作者】赵一龙;赵玉新;王振国;易仕和【作者单位】国防科技大学航天与材料工程学院,湖南长沙 410073;国防科技大学航天与材料工程学院,湖南长沙 410073;国防科技大学航天与材料工程学院,湖南长沙 410073;国防科技大学航天与材料工程学院,湖南长沙 410073【正文语种】中文【中图分类】V434.1喷管是超声速风洞的核心部件，一般为对称构型，由收敛段(亚声速段)和膨胀段(超声速段)组成。
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航
空
动
力
学
报
第 22 卷
形状变化对飞行器主要性能特别是推进性能的影 响, 以及确定后体喷管参数的最佳组合 . 初步分析 时, 常把外部喷管上壁型面简化为平面 . 这样与后 体喷管性能相关的设计参数主要有: 后体喷管长 度 L afterbody , 外部喷管上壁面扩张角 W , 内部喷管 长度 L S , 内部喷管表面扩 张角
T rust coefficient
从图中可以看到 , 以 OC B 3 A 为上壁面时, 推力 系数 C T 最大 , 数值为 0. 083 3. 为了 评 估所 设 计后 体 喷管 的 性能 , 与 Ed w ards 提供的基准进行比较. 对 h = 75 m m, 基准 外形如图 5 所示 .
[ 1]
1
后体喷管设计
.
在设计后体喷管时, 应该使燃烧室出口的高 温高焓气流 , 在后体充分膨胀 , 以产生最大的推 力, 同时也要控制后体产生的气动力, 使飞行器具 有良好的操纵特性 . 本文对后体内部喷管和上壁 型面进行设计, 采用数值模拟方法 , 对后体喷管二 维流场进行计算 , 结果表明, 后体喷管的推进性能 得到了提高. 1. 1 设计基准 后体喷管设计的目的, 是研究后体喷管几何
图 2 后体喷管 设计图 Fig. 2 N ozzle afterbody desig n figure
CT =
T 1 2 v S 2
1. 2
内部喷管设计 后体内部喷管由水 平段 L SP 和扩张 段构成,
式中 : T 为后 ห้องสมุดไป่ตู้喷管推 力, 为 无穷远处 大气密 度, v 为无穷 远处气流 速度, S 为参考面 积, 取 1 m2 . 后体喷 管流 场采用 有限 体积 法, 全隐 式计 算 . 流场的控 制方程采用 N S 方程 , 内外流场 模拟气体均为空气 , 绝热指数 ! = 1. 4. 壁面边界 条件为热完全气体粘性壁面边界条件 , 湍流模型 为标准 k ∀ 模型 . 计 算时考虑的是二维非化学反 应流动. 设计状态下 , 后体喷管流场如下 : 喷管进口 : Ma= 2. 237 62 v = 1 749. 94 m / s p = 31 258. 9 P a T = 1 743. 4 K k = 1. 261 19 m / s 外流 : Ma= 6 v = 1 810. 8 m/ s
摘 要 : 为得到二维高超声速飞行器后体 喷管优 化型面 , 建立 了基于 N S 方 程的二 维后体喷 管设计 模
型 , 分别对内部喷管长度和上壁型面进 行设计 , 得到 了后体 喷管优 化设计 外形 , 并将结 果与 Edw ards 提供 的 基准进行比较 , 表明改进了后体喷管的推进性能 . 关 键 词 : 航空、 航天推进系统 ; 高超声速 ; 后体喷管 ; 数值模拟 ; 膨胀波 文献标识码 : A 中图分类号 : V 231 1
C
F ig. 7 M ach number iso line
3
结束语
本文对后体内部喷管长度和上壁型面进行设
对图 5 基准模型进行数值模拟 , 计算网格数 和边 界 条 件 与 本 文 相 同 , 计 算 的 推 力 系 数 为 0 076 8. 与 Edw ards 的参考基准进行比较, 所设计后 体喷管的推力系数提高了 8. 46% , 由此得到后体 喷管的压力和马赫数等值线图 , 如图 6 和图 7 所 示.
图5 Fig . 5
基准外形
N orm co nfigurat ion
图3
计算网格
F ig. 3 Computing g rid
2
结果分析
不同上壁型面所得到的推力系数 C T 变化如
图 4 所示 .
图 6 压 力等值线 Fig. 6 P ressur e isoline
图4 F ig . 4
推力系数 图7 马赫数等值线
计. 对内部喷管长度 , 利用膨胀波理论, 通过计算 确定内部喷管水平段长度 L SP , 并考虑粘性影响, 进行修正 , 内表面扩张角 S 参考 Edw ards 提供的 比较基准取为 6 . 对上壁 型面, 在高 度和长度确 定条件下 , 分别取平面和圆弧型面 , 并对各型面建 模, 进行数值模拟计算, 以推力系数为目标 , 找到 最佳上壁型 面, 优化 后的后体喷 管, 与 Edw ards
Nozzle afterbody design of hypersonic flight vehicle
XU H ua song, GU L iang x ian
( Sho ol o f Ast ronaut ics, Nort hw estern P olyt echnical U niversity , Xi an 710072, China) Abstract: A model based on numerical solut ion of Navier Sto kes equat ions w as estab lished f or hypersonic f light vehicle nozzle af t er body opt imizat io n design. T he int ernal port ion and t he upper w all of no zzle w er e designed, and t he o pt imized configurat ion w as obtained. T he result w as compar ed t o t he nor m conf igurat io n t hat Edw ards claimed. T he result s show that t he perf orm ance of nozzle af t er body was improv ed. Key words: aerospace propulsion syst em; hyper sonic; nozzle af t erbo dy; numerical simulat ion; ex pansion w ave 一体化超燃冲压的尾喷管与机身后体统称为 后体喷管 , 又把后体喷管区分为内部喷管和外部 喷管 , 外部喷管即机身后体 , 如图 1 所示. 后体喷 管的性能对飞行器性能影响很大, 在飞行马赫数 Ma = 6 时, 后体喷管 产生的推 力达到总 推力的 70%
. Edw ards 提供
了另一种方法, 即选择一种后体喷管作为基准 , 亦 即用来作为其它喷管参数变化后, 进行性能对比 的标准[ 2] . 基准喷管的参数为:
W S
= 20
= 6 L S = 3. 12 h C L afterbody = 18. 54 hC 式中 : hC 为后体喷管进口高度. 实际设计过程中, 上壁型面不能简单地取为 平面 , 本文通过对后体内部喷管长度和上壁型面 分别设计 , 达到改进后体喷管推进性能的目的 .
图 1 后体 喷管几何图 F ig . 1 No zzle after body fig ure
收稿日期 : 2005 12 28; 修订日期 : 2006 10 25 作者简介 : 徐华松 ( 1982 ) , 男 , 安徽来安人 , 西北工业大学航天学院硕士生 , 主要从事高超声速飞行器设计、 一体化设计的研究 .
S
考虑气体粘性 , 取 L SP = 155 m m. 在膨胀波后, 外壳内表面压力会突然下降. 内 部喷管越长 , 喷管上表面压力越高 , 喷管推力越 大, 升力减小, 俯仰力矩增大. 短外壳上壁面的压 力降低 , 推力减小 , 而且会产生较大的负俯仰力 矩. 1. 3 喷管上壁型面设计 在上壁 型面 设计时 , 已 知飞 行器 后体 长度 L afterbody = 1 500 mm, 喷管高 为 375 mm, 喷管进口 高度 hC = 75m m. 将后体喷管原点 OC 取在上壁面 与喷管进口交点处 , A 点为上壁面末 端, 以线段 OC A 中点 B 1 为起点, 沿 Y 正方向取 7 个点 , 记作 B 2 , B 3 , !, B 8 两点间距离 18. 75 mm. 通过点 O C 、 点 B 2 和点 A 做圆弧, 记作O C B 2 A , 同样 , 通过 B 3 , B 4 , !, B 8 分别做圆弧 , 记作 OC B 3 A , OC B 4 A , !, OC B 8 A , 如图 2 所示 . 1. 4 流场数值模拟 分别以线段 OC A , OC B 2 A , OC B 3 A , !, O C B 8 A 作为上壁面, 内部喷管按上节所述设计 , 对后体喷 管进行数值模拟, 比较不同上壁面形状对后体喷 管性能的影响, 以产生的推力系数 CT 为比较标 准. 定义推力系数 C T :
第 22 卷 第 2 期 2007 年 2 月
文章编号 : 1000 8055( 2007) 02 0257 04
航空动力学报
Journal of Aerospace Power
Vol. 22 No. 2 Feb. 2007
高超声速飞行器后体喷管设计
徐华松, 谷良贤
( 西北工业大学 航天学院 , 西安 710072)
∀ = 10 156. 4 J/ kg ∀ s
第2期
徐华松等 : 高超声速飞行器后体喷管设计
259
p = 1 171. 95 P a T = 226. 65 K k = 163. 95 m 2 / s2 ∀ = 738 000 J/ kg ∀ s 采用 结 构 网 格 计 算 , 网 格 总 数 8 000. 以 OC B 3 A 作上壁面为例 , 计算网格如图 3 所示.
2 2 [ 4]
扩张角为 , 如图 2 所示. 参照 Edw ards 提供的 方法 , 取 S = 6 . 下面是内部喷管水平段 L SP 的设
S
计方法. 高温高焓气体从燃烧室出口排出 , 进入后体 喷管 , 由于上壁面扩张角的存在, 会在燃烧室与喷 管上壁面拐角出现一个扇形膨胀波束[ 3] . 由膨胀 波公式, 可计算出第一道膨胀波的位置 : = arcsin 1 Ma L SP = hC * ct an 式中 : 为膨胀波与气流的交角 , M a 为喷管进口 气流马赫数, h C 为喷管进口高度 . 本文后体喷管进口处的气流马赫数 M a= 2. 23762, 喷管进口高度 hC = 75 mm, 计算得: 1 = arcsin = 26. 55 Ma L SP = hC * ct an = 150 . 13 m m