《高超聲速飛行器氣動/推進/結構耦合問題研究》是依託中國人民解放軍國防科技大學，由梁劍寒擔任項目負責人的重大研究計畫。
基本介紹
- 中文名：高超聲速飛行器氣動/推進/結構耦合問題研究
- 項目類別：重大研究計畫
- 項目負責人：梁劍寒
- 依託單位：中國人民解放軍國防科技大學
中文摘要,結題摘要,
中文摘要
為實現“近空間飛行器的關鍵基礎科學問題”重大研究計畫的預期目標，達到集成升華、跨越發展的目的，本項目擬在重大計畫相關項目前期研究基礎上，聯合國內優勢項目組，開展高超聲速飛行器“氣動/推進/結構”耦合問題開展研究，考察飛行器在典型狀態下的飛行器氣動布局、氣動特性與推進系統構型及參數的匹配規律，建立機體/推進一體化的進排氣系統最佳化設計方法，發展燃燒/傳熱/結構多物理場耦合一體化設計分析方法，探索高性能的熱結構設計與製備方法等，並通過高超聲速飛行器氣動/推進/結構耦合一體化綜合試驗驗證獲得的理論與相關方法。研究成果將對多學科交叉研究的發展具有重要促進作用，且能為高超聲速飛行器的一體化最佳化設計提供理論依據。
結題摘要
本項目針對高超聲速飛行器氣動/結構/推進耦合問題進行系統研究，成果將對高超聲速飛行器的一體化設計提供重要參考和指導。 策劃了一個總體牽引方案。在總體方案約束條件下，完成一款實用型一體化乘波前體進氣道的設計。進氣道總長1.951m，隔離段長0.6m，直徑0.14m，前體最大寬度0.45m。開展了型面漸變設計技術和參數最佳化選擇研究，獲取了一個總壓和抗反壓性能較優的異型入口轉圓形出口隔離段方案。開展了風洞實驗研究，結果表明：進氣道在馬赫數3.5和4.0具備起動和自起動能力，在-4~4°攻角範圍內，進氣道在來流馬赫3.0不起動。 國內首次完成點陣增強結構的異型截面熱結構件的製備。開展了點陣夾層板後屈曲理論分析，獲得了結構參數對後屈曲行為的影響規律。發展了內外流耦合條件下主動冷卻發動機熱結構回響分析方法，從輕量化、熱防護以及熱強度等角度，對點陣、波紋及蜂窩三種不同的增強方式的輕質主動冷卻壁板，開展了熱結構耦合分析與最佳化設計研究。最佳化後的波紋增強方式最大減重率達到了33.4%，蜂窩增強與點陣增強的減重率分別達到28.1%和12.0%，製備出了點陣增強主動冷卻壁板和高質量的點陣增強方轉圓隔離段結構。 國內首次專門針對超燃衝壓發動機服役環境，完成燃燒室表面防護塗層的設計與製備。完成熱防護表面塗層的成分和結構設計，確定了熱防護表面塗層的最優配比和最佳製備工藝參數，完成熱防護表面塗層的動態燒結行為研究，建立了塗層燒結過程的動態模型。開展了塗層熱震行為和氧乙炔熱考核實驗，熱流條件為2 MW/m2，作用時間為150s，熱流垂直作用於塗層表面。塗層表面溫度最高為1650℃，塗層背面溫度為950℃，經氧乙炔的熱衝擊150秒的熱作用後，塗層表面狀態良好。 開展了推進與熱結構耦合問題研究，分析了不同燃料特性對燃燒的影響。以氣化RP-3、乙烯、乙烯-甲烷混合氣和甲烷等氣態碳氫燃料，以及液態RP-3在不同當量比下進行了一系列直連式燃燒試驗，研究了燃料成分和相態變化對超燃衝壓發動機貧燃穩焰邊界和燃燒特性的影響，發現：1、相對於液態RP-3，氣化RP-3的火焰穩定範圍更寬；相對於化學活性較差的氣化RP-3與甲烷等燃料，化學活性強的乙烯和乙烯-甲烷混合氣顯著拓寬了貧燃穩焰邊界。2、低當量比條件下，乙烯的靜壓水平和比沖顯著高於氣化RP-3；當量比提高到1.09時，乙烯和氣化RP-3具有基本相等的比沖。
