高超声速技术已经成为21世纪航空航天领域研究的制高点,许多发达国家都将其作为国家的战略目标.首先,分析了国家自然科学基金（NSFC） 2000-2013年度在高超声速流动领域资助的项目情况;其次,对中国高超声速流动研究的主要研究方向、学科交叉情况、主体研究队伍以及人才培养进行了介绍;最后,对未来需要重点关注的方向给出了建议.
转捩、层流流动分离和气动误差带是高超声速飞行需要关注的几个气动问题.转捩与层流流动分离会对飞行器的气动特性产生显著的扰动,且这种扰动存在一定的不确定性;而如何合理地确定飞行器的气动误差带也是高超声速飞行的一个关键.本文主要从工程设计的角度对这些气动问题及其影响进行了论述,提出为满足高超声速飞行的需求,仍应针对所关注的问题发...
机体/推进一体化设计是吸气式高超声速飞行器的关键技术.飞行器的前体和后体既是主要的气动型面,又是发动机进气道的外压缩型面和尾喷管的膨胀型面,一体化设计直接影响飞行器的气动与发动机性能.本文阐述了吸气式高超声速飞行器的主要特点,梳理了飞行器的推阻匹配、升阻比特性、操稳匹配等主要气动设计问题.通过对国外典型高超声速飞行器机体/推...
有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键.为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算...
在非流线型构件或突起物的扰动效应、高马赫数和低雷诺数极限效应、低湍流度环境效应和由激波或摩擦导致的气动加热效应等4个方面的影响下,未来高超声速飞行器涉及的流动主要表现出这样的特点：典型流动结构强度高、尺度大,如强激波和厚边界层;局部流动结构数量多;激波、膨胀波和边界层结构之间相互干扰十分严重;转捩、压力脉动和一些流动结构对...
高超声速技术是未来航空航天技术的制高点,而高超声速风洞气动力试验是为高超声速飞行器设计和性能评估提供可靠数据不可或缺的重要技术手段.介绍了高超声速气动力试验设备种类和国内外典型的风洞设备,并分析了目前的发展现状.对国内高超声速风洞气动力试验相关测量技术、试验技术、试验数据评估和高超声速气动力标模体系等研究进展进行了总结....
近年来,与高速飞行器相关的（高）超声速流动受到了极大的关注.这类流动所具有的非定常性、强梯度和可压缩性对试验方法和风洞设计技术提出了挑战.超声速纳米示踪平面激光散射（NPLS）技术是由作者所在团队研发的非接触光学测试技术.它能够以较高的空间分辨率来揭示超声速三维流场的一个瞬态剖面的时间解析的流动结构.介绍了NPLS技术以及基于NPL...
从准度、精度和效率3方面回顾了近几十年来高超声速流动数值模拟研究的进展.在物理模型方面,介绍了高超声速数值模拟中高温气体效应、稀薄气体效应以及湍流效应的建模与模拟,基于雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方程重点对现阶段较为关注的高超声速边界层转捩的模式理论研究进行了介绍.在空间离散算法方面,主要介绍了高超声速数值模拟中常用的二...
回顾了高超声速连续流部分的计算流体力学（CFD）方法,总结了近些年兴起的气体动理学格式.阐述了该格式的构造机制,强调了将物理规律直接用于构造数值方法的思路.结合一些应用实例,例如激波相互作用、激波边界层相互作用以及边界层分离等高超声速问题,说明了这种构造思路给数值模拟带来的优点.从高超声速的发展历程来看,气体动理学格式的构造过...
概述了近年来国内外高超声速湍流直接数值模拟（DNS）技术方面最新的研究进展,主要集中在高精度、高鲁棒性数值方法方面,同时也介绍了近年来典型的高超声速湍流DNS算例.在数值方法方面,主要介绍了高精度激波捕捉格式以及保持计算稳定的数值技术,重点是WENO格式及高阶保单调格式的最新进展.在高超声速湍流DNS算例方面,介绍了压缩性影响、壁温影响...
高超声速流场具有复杂流动特征,其中真实气体效应、磁流体干扰效应和力热结构耦合效应等对气动力分析产生了重要影响.将流体力学研究扩展到分子动力学、电磁流体力学以及流固耦合等交叉学科领域,这给数值模拟方法带来了巨大挑战.针对高超声速气动力/热分析的热点问题,重点关注高温效应与低密度流动效应、磁流体干扰效应和力热结构耦合效应等,结...
随着高超声速飞行器目标光辐射和电磁散射特性研究的发展和深入,高温流场特性日益引起人们的关注.由于高温流场特性研究中涉及到非常多的复杂气动现象,如气动加热、烧蚀、辐射、燃烧、化学反应以及湍流等,因此其数值模拟面临着诸多挑战.这里基于连续流计算流体力学（CFD）技术和稀薄气体蒙特卡罗直接仿真（DSMC）方法,从化学物理模型建模、方法...
吸气式高超声速飞行器具有严重的弹性机体和推进系统耦合的典型特征,其分析模型存在较大的不确定性,标称系统和真实系统之间存在偏差,因此研究不确定性对稳定性的影响对于控制器设计具有重要意义.针对典型的乘波体构型高超声速飞行器,建立了气动/结构/推进相互耦合的动力学模型,总结了建模中的不确定因素并将其以加性不确定模型的形式表示出来....
通过对Boltzmann方程碰撞积分进行模型化处理,提出了统一描述各流域复杂高超声速流动输运现象的气体分子速度分布函数控制方程,使用离散速度坐标法对分布函数方程所依赖的速度空间离散降维,构造出直接求解分子速度分布函数的气体动理论耦合迭代数值格式,研制了复杂飞行器高超声速绕流气动热力学计算模型.基于对气体动理论数值计算方法内在并行性...
空腔脉动压力（空腔噪声）预测是高速飞行器内埋弹舱的关键技术之一.非线性噪声求解方法是近年来新提出的一种噪声求解方法,为研究该方法对空腔噪声的预测性能,将雷诺平均Navier-Stokes （RANS）方程与之相结合.首先,通过RANS求解空腔周围流场,得到初始湍流统计平均解,其中包含平均流场基本特征及强制设定的湍流脉动的统计描述.然后,采用非线性...
吸气式高超声速飞行器在飞行过程中受到大气紊流等外部干扰的作用时,飞行姿态很可能会出现大迎角情况.针对大迎角飞行时飞行器可能出现的气动问题,对一种典型吸气式高超声速飞行器的流场进行了数值模拟.以雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方程为控制方程,采用标准k-ε湍流模型求解,得到其流场特征和气动特性.重点针对大迎角情况,分别对整机气动特性...
为了研究亚燃冲压发动机在高超声速条件下工作的性能,采用总体性能计算方法和流体力学仿真对基于突扩燃烧的高马赫数亚燃冲压发动机内流通道进行匹配设计研究,得到了其速度特性和调节特性.结果表明,设计出的亚燃冲压发动机在高超声速范围内性能良好,能够正常工作.在接力点处,马赫数Ma=3.5,高度H=12 km,得到最大推力系数为0.649,此时比冲为13 801...
吸气式高超声速一体化飞行器最显著的特点是子系统之间的耦合较其他类型飞行器更加强烈,这使得其设计具有挑战性.所有的子系统之间部件相互干涉,包括：气动、推进、控制、结构、装载和热防护等,特别是机体与超燃冲压发动机之间的耦合最为突出.飞行器的前体和后体下壁面既是主要的气动型面,又是超燃冲压发动机进气道外压缩型面和尾喷管的膨胀型面...
高精度数值模拟有助于理解超声速湍流燃烧中湍流与化学反应的相互作用,可为发动机燃烧室等工程应用设计提供可靠的预测模型.除直接数值模拟外,目前在湍流燃烧应用中使用的大涡模拟和雷诺平均Navier-Stokes模拟均需要借助模型模化发生在湍流小尺度上的流动与化学反应过程对湍流大尺度运动的影响.现有的湍流与化学反应相互作用模型大致可分为：火...
总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果.提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩.在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压...
提出了一种高超声速飞行器乘波前体的外锥形基准流场设计方法,在锥面马赫数分布规律给定的条件下,通过有旋特征线法实现反设计,提高了基准流场设计的灵活性.该基准流场通过锥形“下凹”弯曲激波和波后等熵压缩波系压缩气流,可以在较短的长度内完成高效压缩.基于反正切马赫数分布外锥形基准流场设计的乘波前体具有较高的容积率,乘波特性良好且出...
前缘钝化尺度是高超声速进气道设计中的关键参数.针对一种前体锥加弯曲压缩面的高超声速轴对称进气道,选取最大尺度为3.2 mm（5％唇缘半径）的几种典型鼻锥钝化半径,在马赫数Ma=6来流,及模型安装攻角为0°、4°、7°的条件下开展鼻锥钝化尺度对进气道流动性能影响的实验研究.采用纹影拍摄及压力测量记录各来流条件下进气道前体流场结构及壁面压强分...
针对高超声速飞行器热防护设计中的高温气体非平衡效应问题和气动热环境精确预测问题,基于流场的非平衡Navier-Stokes方程、表面的能量守恒方程和内部的热传导方程,考虑流场的非平衡效应、表面的热辐射效应、催化效应和烧蚀效应以及热防护层内部的热传导效应,建立了初步的表面温度分布与气动热的耦合计算方法,完善了高超声速飞行器气动物理流场...
高超声速气动热预测技术是高超声速飞行器发展的关键技术之一.对高超声速气动热预测技术的发展情况进行了分析探讨.首先,简要回顾了国内外高超声速气动热理论预测及地面实验技术的发展历程;在此基础上,结合典型外形的计算与风洞试验结果的比较,重点介绍分析了气动热工程计算方法、数值模拟方法、气动热风洞试验设备的模拟能力及目前实验测试技术...
高超声速飞行器一体化设计中存在气动/热/推进/结构弹性相互耦合的问题,首先根据飞行器的机体/发动机一体化设计思想构造了二维高超声速飞行器模型,并基于激波/膨胀波原理和动量定理建立了气动力模型,采用Chavez和Schmidt建立的超燃冲压发动机推进系统模型;在飞行器结构方面,引入变截面和变质量分布的自由梁结构模型,并采用Eckert参考焓方法分析...
首先描述了边界层转捩的基本过程及研究内容.在此基础上,指出了高超声速边界层不同于不可压缩边界层的流动不稳定性特性,并介绍了边界层的转捩机理与感受性特征;给出了高超声速三维边界层中预测转捩的常用方法,并着重介绍了多用于工程实际的eN方法以及对eN方法的理性改进,同时列举了在高超声速三维边界层中应用eN方法实现转捩预测的多个实例.最...
高速飞行器由于其很高的飞行速度而无可避免地受到气动加热作用的影响,进而引起结构特性的时变.采用理论或有限元方法（FEM）进行数值分析,难以获取反映结构在飞行（工作）状态下的真实模态参数.通过辨识获取高速飞行器热环境下的时变结构模态参数是一项十分具有挑战性的任务.针对此问题,引入参数化时频域的最大似然方法,对气动加热作用下的高速...
1）《航空学报》从2014年第2期开始，在网站中为所有论文增加制作了HTML版本，实现正文内容（包括图表）的碎片化、结构化，增加文章的表现形式及检索机率，提升文章的显示度。
《航空学报》与CJA近年来屡获佳绩，这与审稿专家的努力是分不开的。为了感谢优秀审稿专家所做的工作，编辑部从2009年开始，每年根据审稿专家在过去一年中的审稿数量、质量进行综合评估，排名居前20位的专家将被评为“航空学报优秀审稿专家”。获奖专家将获得编委会颁发的证书，同时在向本刊投稿时还可享受一定的优惠。
高超声速飞行器是国际上研究的热点，也是我国着力发展的重要武器装备之一。高超声速流动问题，作为高超声速飞行器研制过程当中的关键技术问题，已经受到国内外的高度重视。2008年，美国国防部组织实施的国家高超声速基础研究计划（NHFRP计划）中，将“起声速燃烧、边界层物理、激波控制流动、非平衡流动、环境与材料耦合作用、高温材料和结构...
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