非结构网格高超声速绕流数值模拟及涵道构型减阻特性分析

在非结构网格上对二维高超声速化学非平衡粘性绕流进行了数值模拟，并应用此方法对涵道构型高超声速减阻特性进行了数值分析。空间离散采用VanLeer逆风通量分裂格式，时间推进采用显式的Runge—Kutta格式。化学非平衡动力学模型为五组元五反应模型，对化学反应源项进行了点隐式格式处理，温度场的计算采用牛顿迭代法。分别对二维类弹头体涵道构型、二维半圆柱模型的高超声速绕流流场进行了数值模拟，得到了数值结果，并与完全气体绕流计算结果进行了对比分析。结果表明本文方法可以应用于高超声速绕流计算，并且涵道构型具有高超声速减阻特性。     

矩形截面高超声速进气道气动设计及实验验证

首先对矩形截面高超声速进气道设计方法进行了研究,给出了设计流程,并据此设计了矩形截面高超声速进气道.接着对其进行了三维数值仿真研究,给出了进气道性能参数随来流马赫数、飞行迎角及飞行高度的变化规律.最后设计了实验模型,并进行了高焓风洞实验验证.数值模拟及高焓风洞实验验证均表明:本文采用的设计方法可达到预期的设计效果,设计的进气道达到了相应的设计要求,本文采用的数值仿真方法可以较为准确地模拟高超声速进气道内的流动,数值模拟结果可信.     

脉冲型风洞用加速度计测力天平

在工作时间＜３ｍｓ的脉冲型风洞中的试验模型上选定位置处，安装加速度计来进行力和力短的测量。对于高焓脉冲型风洞模拟再入飞行，研究高超声速真实气体效应是十分必要的。     

高超声速化学非平衡绕流分布式并行算法

讨论了非结构网格高超声速化学非平衡绕流流场的分布式并行数值模拟方法。控制方程采用带化学反应源项的N-S方程,数值离散格式采用Jameson有限体积法。化学反应模型为五组元五反应模型,没有考虑电离效应,对化学反应源项进行了点隐式处理,温度场的计算采用牛顿迭代法。通过调用METIS库函数将整体计算区域进行分裂,使用PVM并行机制在PCs-Cluster机群上对二维钝头体高超声速化学非平衡绕流进行了分布式并行计算,得到了结果,并对算法的加速特性进行了对比分析。     

高超声速飞行器表面气动热和粘性摩擦力计算

本文给出了高超声速飞行器表面摩阻和传热系数 (斯坦顿数 )的计算结果。采用两种方法平面切面法亦即二维边界层近似法和工程方法计算了飞行器高超声速绕流的粘性效应 ,并对两种方法的计算结果作了仔细的比较。由文可见 ,对于在稠密大气层内 ,沿轨道运行头速度恒定的高超声速有翼飞行器 ,能够用本文所采用的两种方法计算其表面摩阻和热载荷。此二法可成功地应用于绕复杂形状物体的流动参数计算。     

非结构网格的高超声速粘性MHD流场数值模拟

应用数值方法在非结构网格上对磁场干扰下的二维高超声速钝头体粘性绕流进行了数值模拟。控制方程为N-S方程耦合Maxwell方程的粘性MHD方程组,空间离散采用有限体积方法,对流项用AUSM格式计算,粘性项用中心格式求解,时间推进用显式5步Runge-Kutta格式,引用双曲型散度清除技术加强▽.B=0的条件。计算模型为二维钝头体,在高超声速来流条件下,分别对有、无均匀磁场干扰下的流动进行了数值模拟。计算结果表明,在均匀磁场干扰下,激波脱体距离显著增加,物体表面压力急剧下降。对比表明文中发展的计算方法可以准确地进行二维粘性MHD流场的数值模拟。     

新型高超声速进气道边界层人工转捩方法研究

为确保高超声速进气道的安全工作,其压缩面边界层在进入其内流道前必须完成转捩。针对高超声速进气道边界层转捩需要,依据二维高超声速边界层转捩机理,尝试了一种新型低阻高效的边界层人工转捩方法,在FD-07风洞中开展了试验验证。试验中首先通过进气道对称面压力分布和激波纹影获得进气道的自起动情况,进而推断进气道入口前的边界层转捩情况。试验包括进气道前体边界层自然转捩和人工转捩,试验结果表明在Ma=5、6,迎角α=0°来流条件下,使用同一波长的人工转捩带可以成功实现进气道边界层转捩,验证了基于线性稳定性理论设计的人工转捩带在宽马赫数范围的适用性。     

高超声速电离绕流中电子密度的静电探针测量方法研究

高焓激波风洞是开展高超声速电离绕流研究的重要地面模拟设备。在中科院力学所 JF-10高焓风洞上通过新的破膜技术获得了稳定运行的试验状态,利用施加高频扫描电压的静电探针来探索模型边界层内的电子密度测量方法研究。为解决高频扫描时线路由于 RC 特性所带来的噪音干扰问题,针对测试环境发展了新的探针电路。结果表明:新型探针电路大大降低了线路干扰噪音,能够有效测量模型边界层内的电子密度分布规律。     

高超声速飞行器的气动力工程计算

为满足高超声速飞行器在概念设计和优化设计中对气动力快速计算的需求,基于C/C++研究和开发了高超声速飞行器的气动力快速计算程序。使用该程序对HL-20升力体和双椭球模型的气动力特性进行计算,将计算结果与风洞实验数据进行对比分析。结果表明,计算结果与风洞实验数据吻合良好,该程序能够准确计算高超声速飞行器的升阻特性。通过修改工程计算方法,对比计算数据,验证本文使用的计算方法的精度,同时也体现了该程序可以灵活选择适合的计算方法的特性。此外,该程序不仅可以自由的更换计算方法,还能够作为C++的库文件链接成为优化程序的一部分,实现高超声速飞行器的概念设计和优化设计。     

高超声速风洞颤振试验技术研究

为实现在高超声速风洞中开展颤振试验研究,设计了高超声速风洞颤振试验装置和模型保护机构。风洞试验表明该试验装置可用于开展高超声速风洞颤振试验研究,支撑方式可避免风洞及其他机构对模型的频率干扰;保护机构在高动压情况下可正常工作,达到模型保护效果。试验验证了高超声速风洞固定马赫数阶梯变动压和连续变动压两种风洞开车方式。为验证高超声速风洞颤振试验技术,对平板翼进行了高超风洞颤振试验,试验马赫数为5.0和6.0。试验采用随机子空间法(SSI)辨识结构模态参数,采用 Zimmerman-Weissenburger 方法预测颤振临界动压,其颤振预测动压比采用活塞理论计算值高12.7%。试验表明目前采用的高超声速风洞颤振试验技术可用于开展高超声速风洞颤振试验研究。     

稳态焓探针的优化设计与试验验证

针对高超声速飞行器地面防热试验高精度总焓测量需求，研制了一种带热防护罩的稳态焓探针。基于能量平衡原理设计了稳态焓探针测量系统，采用有限元方法分析了焓探针采样管长度、壁厚以及冷却水流向、流量对焓值测量误差的影响，优化设计了焓探针的隔热结构和水气流量。在电弧加热器流场中开展了验证试验，结果表明:该稳态焓探针参数设计合理且隔热结构性能良好，重复性精度优于2.6%，与驻点热流Fay-Riddell法比较，最大偏差为13.0%。     

脉冲风洞热喷流实验方法初步研究

发动机燃气喷流对高超声速飞行器后体气动热环境有显著的影响,燃气喷流的物理模型对预测飞行器局部热环境有显著影响,为了利用脉冲风洞研究这类影响规律,研制了一套瞬态热喷流供气系统,建立了瞬态热喷流供气系统的工作方法.该系统的核心技术是利用氢氧燃烧驱动路德维希管(Ludwieg tube),提供瞬态热喷流气源.本研究包括以下内容:不同氢氧比例对燃烧产物热力学状态及产生方式的影响;不同点火、破膜方式对气源产生及喷流流场稳定性的影响.本研究提出的热喷流供气系统可以提供满足缩比模型喷流实验所需喷流状态的热气源;可以在50ms内起动工作,满足与脉冲风洞同步工作的要求.     

高超声速对流环境下冷点效应对圆箔式热流传感器测热特性的影响研究

在高超声速对流环境测量气动加热时,圆箔式热流传感器表面温度往往低于被测物体表面温度,这种表面温度的不连续会影响边界层流动,使热流测量结果产生偏差。针对高超声速对流条件下的钝头-平板模型,采用数值模拟方法研究了传感器表面局部低温引起的"冷点效应"形成机理以及对表面热流的影响。结果表明:被测物体表面壁焓H_w与恢复焓H_re的比值H_w/H_re越高,"冷点效应"越明显;传感器表面温度T_w2与被测物体表面温度T_w1的比值T_w2/T_w1越小,"冷点效应"越明显;来流雷诺数Re对"冷点效应"影响较小。在马赫数Ma=18的来流条件下,研究分析了冷点效应对传感器测量结果的影响,结果表明:冷点效应使测量结果偏高1.25倍,复现了热流预示结果与试验结果的差异。     

一种非介入式高超声速边界层不稳定波的测量方法

地面风洞实验是开展高超声速边界层转捩研究的主要手段之一,但是目前可用于高超声速边界层三维空间测量的实验技术仍极为缺乏,且已有测量技术的动态响应频率普遍较低。基于光的折射和干涉原理,搭建了一套非介入式聚焦激光差分干涉仪测量系统（Focused Laser Differential Interferometry,FLDI）,可有效获取三维流场空间点的密度变化。在马赫数为8的常规高超声速风洞中,使用FLDI开展了来流雷诺数107/m、7°半锥角尖锥标模边界层的不稳定波测量实验。结果显示FLDI成功捕获到频率在327 kHz的第二模态不稳定波及其谐波（645 kHz）。通过与PCB测试结果进行对比,FLDI的高信噪比、高解析频率（本文实验有效解析频率1.5 MHz）、高空间分辨率（沿流向小于1 mm）等优点得以体现。鉴于FLDI的高时空分辨率等优良特性,其可用于高超声速边界层不稳定波行为以及感受性等问题的研究,为深入认识高超声速边界层转捩机制以及感受性问题提供了有效手段。     

A Rapid Analysis Tool for Aerodynamics/Aerothermodynamics of Hypersonic Vehicles

A rapid engineering surface panel method to analyze aerodynamics and aerothermodynamics of hypersonic vehicles is developed.To obtain the surface pressure distribution of a hypersonic vehicle,the local surface inclination method is applied to calculate the pressure coefficient for each surface panel element,of which the normal vector is corrected first by using an efficient data structure and Rey-casting algorithm,local Reynolds numbers are calculated according to the geometric streamline method,then the aerodynamic heating flux is computed by both reference enthalpy relations and Reynolds analogy method.Several typical test cases are performed and the results indicate that,the developed tool is effective in predicting the aerodynamics/aerothermodynamics for complex geometry of hypersonic vehicle in a wide range of Mach numbers with a sufficient accuracy.     

聚焦激光差分干涉法测量超/高超声速流动的进展

聚焦激光差分干涉法（Focused Laser Differential Interferometry，FLDI）作为一种非介入式高时空分辨率的测试手段，适用于高超声速风洞等极端实验环境。从典型FLDI的光路设计出发，介绍了FLDI技术的测量原理以及空间滤波特性；梳理了近年来国内外研究者为满足不同气动问题的研究需求，对典型FLDI技术做出的一系列改进；介绍了FDLI技术在超声速以及高超声速流场（包括高超声速自由流来流扰动、高超声速边界层不稳定波与转捩以及超声速射流噪声辐射等）测量中的应用。本综述展现了FLDI技术在超声速以及高超声速流场测量中的潜力，为后续开展FLDI技术的改进及相关高超声速流场精密测量提供参考。     

采用内部测温估计表面热流在高超声速风洞试验中的应用

表面热流预估方法利用试验件内部的温度来预估其表面热流。该方法的最大优点是测量温度的热电偶是内埋在试验件内部,不与外界的高温气流直接接触。该方法为高超声速飞行器飞行实验估计表面热流提供一种可行的途径。为了验证该方法在预测外界流场特性方面的能力,在航天空气动力技术研究院(CAAA)的 FD-03风洞中开展了一系列高超声速气动热风洞试验。试验中采用一块铝合金试验板,部分试验采用光滑平板,其余试验在试验平板的表面添加拌线以干扰外界流场。而后采用热流估计方法预估试验板的表面热流。预估结果表明,如由拌线产生的激波等外流场的强烈变化将在估计的热流结果中得到清晰的显示。     

高超声速侧压式模型进气道不起动特性分析

对某典型高超声速侧压式进气道三维流场进行了数值分析，就壁面压力分布、波系结构和近壁流谱图与实验结果进行了比较，计算反映了流动的基本特征。分析了在不同来流马赫数下的流动特征，随着来流马赫数的减小，激波角增大，压缩波在通道内的反射次数增加，而强度逐渐减弱，总压恢复系数逐渐增大。当马赫数减小到一定数值时，在等直隔离段入口出现喉道截面，进一步减小来流马赫数，流量阻塞，引起压力升高，波系向进口方向移动，波后出现亚声速流场，进气道不起动。同时还发现当不起动现象发生时，由于波后分离包的存在，在进气道的进口前形成向后倾斜的激波而不是正激波。本文还提出了一种确定不起动马赫数的方法。