超声速飞行器鼻锥空间气动热特性数值研究

采用STAR-CCM+软件,用经过验证的湍流模型和方法,模拟空间(0~46km)环境中鼻锥模型在超声速飞行状态下的气动热特性,讨论了地面高焓风洞与空间飞行环境的区别.主要区别表现在如下3个方面:1要达到一定的滞止点温度,地面高焓风洞热环境依赖于超声速气动热与电弧加热的耦合作用;2在相同滞止温度的工况下,地面高焓风洞实验使得整个鼻锥实验件壁面都暴露在高温气流下,而空间飞行气动热主要集中在滞止点附近;3在相同滞止温度的工况下,空间飞行器的滞止区压力远远低于地面风洞实验压力.数值模拟揭示:相同来流马赫数下,随海拔高度增加,真实空间飞行条件下鼻锥滞止压力持续降低,而滞止温度则先下降然后升高;在同一空间高度下,随着来流马赫数增大,滞止温度和压力均呈抛物性增长,同时激波位置逐渐靠近前缘壁面,滞止区激波层变薄,但当来流马赫数高于4之后这种趋势将不再明显.     

Ma10条件超燃冲压发动机自由射流试验过程

基于中国空气动力研究与发展中心的高焓激波风洞（FD-14A）在毫秒量级试验时间内,开展了模拟飞行马赫数为10,动压为30 kPa条件下的超燃冲压发动机自由射流试验研究。采用高速纹影和高速摄影捕捉了进气道唇口波系和燃烧室火焰的时间发展历程,结合发动机壁面压力和热流密度数据,分析了该工况下发动机的工作过程。测量了多种燃料当量比下的发动机壁面压力和热流密度,试验结果表明：在当量比0.50～1.37的宽范围下均实现了可靠点火和稳定燃烧。     

风洞气动热试验外推关联参数初步研究

介绍了Φ0.3m高超声速低密度风洞与Φ2m激波风洞的试验设备、测试仪器、试验模型和气动热推导方法。在马赫数M=10的试验条件下,通过流态划分参数、粘性干扰系数、总焓与壁面焓差、激波前后的密度比、壁面温度等关联参数,对高超声速带翼飞行器迎风中心线热流外推到实际飞行的方法进行了探讨。     

侧向喷流对超声速流动中支杆减阻降热特性影响的研究

为研究超声速流动中支杆侧向喷流的减阻降热特性,基于有限体积法求解非定常雷诺平均Navier-Stokes方程组,采用3阶MUSCL重构方法,AUSMPW+通量分裂格式,k-ωSST湍流模型并耦合求解固相热传导方程,编制了计算程序并利用相关实验验证了数值方法的可靠性。在此基础上,研究了侧向喷流总压和位置对超声速流动中支杆减阻降热特性的影响,得到了壁面St数、壁面压力及气动阻力的变化规律并考察了壁面热流随时间的动态变化过程。研究结果表明:当侧向喷流位置一定时,侧向喷流总压的增大将进一步提高减阻降热性能;当侧向喷流总压不变时,随着侧向喷流位置向钝体壁面靠近,减阻降热性能明显变差,尤其当侧向喷流总压较大时,阻力增长幅度接近50%。当侧向喷流位置离开支杆底部时,气动阻力对侧向喷流总压的变化较为敏感;随着时间的推进,壁面热流密度呈现下降趋势,在2s内壁面热流密度最大降幅达到49.5%,但热流密度沿壁面分布规律未发生变化。     

考虑发动机冷却通道固壁内耦合导热影响的低温甲烷超临界压力传热研究

 在考虑发动机冷却通道固壁内耦合导热影响的情况下,开展了低温甲烷在矩形冷却通道中的超临界压力湍流换热数值模拟研究;仔细分析了热流密度及管道几何形状对低温甲烷超临界压力下的流动和传热的影响;得到了流体速度、壁面温度、壁面热流密度等参数的详细变化情况以及Nusselt数的变化规律。计算结果表明:在考虑流固耦合作用时,上壁面施加的热流有一部分会通过固体壁面内的热传导,经由侧壁面传入超临界压力流体,并且随着热流密度的增加,经侧壁面传导的热流所占的比例也会随之增大;减小冷却通道内截面的高宽比,可以提高超临界压力下的换热效果,但流动压降会大大增加,因此冷却通道高宽比的选择需综合考虑传热与压力损失的影响,可以引入热性能参数作为参考;修正的Jackson&;Hall对流换热关系式基本可以适用于本文中的各种工况。     

壁面辐射平衡DSMC方法及其在双锥构型中应用

临近空间高超声速飞行器在高空长时间飞行,受气流加热影响,飞行器表面温度显著升高,依赖地面试验和传统DSMC仿真预测的热流值明显高于飞行观测值,导致飞行器防热系统的保守设计.本文发展了一种基于壁面辐射平衡的DSMC边界模型,通过热流值反算辐射平衡壁面温度,并以此温度作为下一个时间步DSMC计算的边界条件,迭代更新至给出壁面温度的收敛值.基于该温度边界条件,开发了适用于轴对称构型的DSMC求解器,并以钝锥构型对计算模型和求解器进行了验证.重点针对激波风洞试验条件下的双锥构型,开展数值模拟研究,结果表明:该构型恒温冷壁条件得到的壁面压力分布和热流与风洞试验结果吻合,两种温度条件下的压力峰值差异约为15.4％,但是整体气动力特性差异仅约为0.33％;相对于冷壁,辐射平衡计算得到的前缘处热流峰值降低约50％,再附点处的热流峰值降低约三分之二;两种条件相结合,可以给出壁面热流的预测范围.     

隐式紧耦合SST和TNT湍流模型的高速流动数值模拟

将SST(shear stress transport)和TNT(turbulent/non-turbulent)湍流模型输运方程与平均流场控制方程进行隐式紧耦合求解,结合当地时间步长方法和湍流源项隐式处理确保求解过程的快速和稳定.采用AUSMPW+(AUSM by pressure-based weight functions)格式和LU-SGS(lower-upper symmetric Gauss-Seidel)隐式紧耦合方法对高超声速压缩拐角流动、锥柱裙流动和超声速非对称激波/边界层干扰问题进行了数值模拟.计算结果与实验值的对比表明:SST模型和TNT湍流模型可以很好地预测15°压缩拐角流动的壁面压力和热流密度;随着压缩拐角的增大,计算结果与实验值偏差增大;可压缩性修正对压缩拐角流动的压力和热流密度分布有很大影响,对超声速非对称激波/边界层干扰流动影响很小;隐式紧耦合方法比显式紧耦合方法具有更好的收敛特性.      

方形通道内超临界碳氢燃料传热恶化数值研究

为了深入理解火箭发动机再生冷却过程中碳氢燃料的流动传热规律,采用RNG k-ε湍流模型结合增强壁面处理方法对非对称受热(上壁面外侧加热)方形冷却通道内超临界压力甲烷的对流换热进行了数值研究。重点考察了加热壁面内侧的传热恶化以及由传热恶化和固壁热传导共同作用引起的热流异常传递现象,拟合得到了传热恶化的临界热流密度和起始内壁温关系式、加热侧内壁面和侧壁面内侧平均热流密度的预测关系式。结果表明:当外壁热流密度和质量流速比值高于0.288 k J/kg时,近壁流体流动加速诱发了加热侧内壁面的传热恶化;同时,固体区域温度畸变导致加热侧内壁面热流密度减小,热流更多地向侧壁面内侧传导。运行压力越低,该现象越显著。     

尖楔结构低速高/中温双路气流组合热试验方法

在典型高超声速飞行工况下,数值模拟分析了高温合金尖楔前缘结构沿气流方向大温度分布梯度将带来严重的热强度问题,产生大温度分布梯度的根本原因是尖楔结构头部区域平均热流密度与后段平板区域平均热流密度之差,而受头部区域热流密度具体分布的影响不大;进而提出了一种低速高/中温双路气流组合热试验方案,并通过数值模拟方法证明了该方案具有两股气流参数可以独立调节分别满足尖楔结构头部驻点区域及后段平板区域大、小两种热流密度的优点,进而解决单喷口低速高温燃气流热模拟试验难题,满足尖楔结构高超声速飞行工况下大温度梯度模拟要求.同时,该方案通过高/中温气源的合理组合搭配可以大大降低尖楔结构热试验所需高温气源发生功率,推广应用于电弧风洞可拓展其热试验范围.      

超声速内流道摩擦阻力分析及减阻技术研究

针对带有后向台阶的等截面受限空间,通过三维数值模拟开展了超声速内流道摩擦阻力分析及减阻技术研究。分析对比了飞行马赫数为5、6、6.5及7对应的燃烧室入口条件下相同质量氢气喷注、燃烧对壁面摩擦阻力的影响机制以及不同喷注压力对喷孔下游壁面剪应力的影响。研究结果表明,同等质量的氢气,低速喷注优于高速喷注(507、50.7 kPa喷注压力分别得到10%、5%左右的减阻效果)。近壁区燃烧得到接近70%的减阻效果;气流经过突扩结构之后,壁面剪应力呈现规律地不均匀变化,最大差异达100%;剪应力与密度变化趋势基本吻合。因此,发动机内流道减阻的关键在于营造近壁区低密度场;稳定、有效的减阻区域发生在靠后方的位置,但由于流动掺混、燃料的燃烧消耗,减阻效果沿流向逐渐减弱。      

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

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方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

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,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。     

临近空间飞行器测控与信息传输系统频段选择

 临近空间飞行器是高性能信息化武器平台,测控（TT&;C）与信息传输系统是其信息保障的核心,而选择合理、可行的频段是展开系统设计的前提和基础。频段选择影响到整个技术方案的制定,是一个需综合考虑、影响深远并具有战略意义的关键问题,从国际电联（ITU）国际标准、高速数传、接收信噪比（SNR）、“三抗”、超视距中继、黑障、雨衰以及设备研制成熟度8个方面全面、细致论证了近空间平台测控系统的频段选择问题,最终得出在视距链路中以Ka频段为宜,在超视距链路中以Ku/Ka双频段为宜的结论。     

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。