细长物体亚、跨、超声速α∞=0°～90°消除支杆干扰的气动力实验方法研究

关于细长导弹亚、跨、超声速时,α∞=0°～90°范围消除支杆干扰的风洞气动力实验方法研究,重点叙述了消除支杆干扰的必要性、原理和方法,明确超声速和亚、跨声速消除支杆干扰实验方法的理论区别.通过M=0.4和0.8两种Mach数的风洞气动力实验,初步证明:在亚、跨声速情况,消除支杆干扰的风洞气动力实验方法,也能与超声速情况类似获得解决.     

复杂流场下气动载荷的多样性

非线性科学提供了一个依据：非线性系统中的确定性问题（如作用在飞行器上的气动载荷）,在某些参数区域内会产生分岔、混沌,变成不确定的。复杂流场下（大攻角、钝物体、跨声速流等）,某些飞行器在风洞静态测力试验、风洞自由飞实验、弹道靶自由飞实验、数值模拟或非定常气动数值计算后的气动参数辨识等各种方法中取得了多种形式的俯仰力矩-攻角曲线,本文中称为多样性。实际上应该属于非线性系统中的分岔、混沌不确定性。     

飞船返回舱高超声速气动特性的风洞实验分析

在返回舱再入过程中,高超声速配平升阻比是一个十分重要的参数。文章介绍球冠倒锥外形返回舱模型在φ0．5m高超声速风洞中气动力的测量结果,给出Ma=4．94、5．96、7．96,相应的Re=3×10^6、6×10^6、2×10^6（以最大横截面直径为特征长度）气流条件下,攻角从2°～-27°变化范围内返回舱的气动力特性,讨论重心位置纵移与横偏变化对配平升阻比和纵向稳定性的影响。     

钝头飞行器高超声速侧向喷流干扰流场特性研究

采用数值模拟方法求解N-S方程,对高超声速钝头飞行器绕流与侧向喷流干扰流场中的流动分离和旋涡特性,及其对喷流干扰区压力分布的影响进行了研究。在中小攻角时喷口前存在干扰引起的主分离涡和二次分离涡,喷口前拐角处还存在另一个调和主分离和喷流的第三个马蹄涡,大攻角时这三个马蹄涡消失,干扰规律与中小攻角不同;表面流谱中小攻角时为典型的双分离线和双再附线结构,主分离和二次分离为典型的闭形分离,大攻角时主分离非常靠前,且为鞍、节点结合的开式分离结构,干扰区内的分离为横向分离流动;不同的干扰流场结构导致中小攻角时主分离激波和喷流弓形激波在压力分布产生两个峰值,主分离马蹄涡和喷口前拐角处马蹄涡则产生两个波谷,随攻角增大分离区扩大,波峰和波谷都前移,峰值下降,大攻角时喷口前马蹄涡消失,压力波谷也消失,实验压力分布也从某种程度上验证了大攻角干扰流场特性与中小攻角差别的合理性。研究表明,在不同的攻角状态下高超声速钝头飞行器绕流与侧向喷流干扰流场分离和旋涡特性有很大的差别,引起喷流干扰区压力分布的明显不同,必然导致对喷流控制效率的严重影响。     

一种空天飞机外形高超声速气动特性实验研究

提供一种空天飞机模型在高超声速风洞中测量的气动力。研究马赫数Ma=4.96,基于模型全长的雷诺数ReL＝9×106～15×10 6;以及Ma=7.96, ReL＝5×10 6来流条件下,攻角α＝-5. 到α＝25. 的纵向气动力和横向气动力特性。在Ma=4.96时,着重讨论滚转角和侧滑角变化,以及ReL变化对气动力特性的影响。结果表明,中小攻角下升力和升阻比明显增大,但Ma数增大使升阻比下降。还有,Ma＝4.96的数据显示,侧滑角的增大不利于航向稳定。
     

返回舱动稳定特性风洞试验的影响参数

再入飞行器需要大阻力减速而采取钝锥外形,这种气动布局外形的飞行器动稳定风洞试验结果易受到质心位置、尾迹干扰和极限环运动等因素的影响。通过风洞试验研究了不同质心位置、不同支撑方式下尾迹干扰对返回舱配平角和动稳定性的影响,以及不同稳定模态下,试验方法对试验结果的影响。指出了在动稳定风洞试验中必须精确模拟返回舱质心位置,在大攻角状态下采取弯支杆支撑方式减少尾迹干扰,并针对极限环运动,采取轴承一滑块大振幅自由振动试验,才能得到正确的返回舱动稳定特性。     

高超声速再入钝头体表面热流计算

采用边界层外缘无黏流场数值求解三维可压缩定常Euler方程,将所得物面压力分布作为边界层外缘条件,用于边界层内跟踪流线的轴对称比拟工程算法,计算高超声速有攻角再入钝头体的表面热流。某钝双锥算例结果表明:算得的表面热流与实验数据吻合很好。该方法较纯工程算法提高了精度,较数值求解整个流场Navi-er-Stokes方程节省计算时间,对准确计算全轨道飞行复杂形状高超声速飞行器表面的热流分布有一定价值,适宜高超声速飞行器方案设计阶段气动热环境预测的需要。     

大钝体三维粘性流场数值模拟

本文用有限差分法数值求解薄层Ｎ－Ｓ方程，模拟了高超声速绕大钝头倒锥体的三维粘性流场。来流Ｍ∞＝７．０，Ｒｅ∞４．５×１０５，差分格式为二阶迎风ＴＶＤ格式。给出了包括复杂三维分离流动现象在内的流场结构，及其整体物面压力分布。研究了攻角对流场的影响，发现在一定攻角以后，流场结构发生很大的变化。     

高超声速边界层转捩特性试验探究

通过在激波风洞中开展转捩试验,选取来流马赫数分别为6和8,单位雷诺数分别为4.1×10 6m -1 、2.6×10 7m -1 和4.4×10 7m -1 的来流条件,研究马赫数、单位雷诺数以及攻角变化对钝锥边界层和平板边界层转捩位置的影响。结果表明,攻角增大使钝锥迎风面和背风面边界层转捩位置均前移,使平板边界层转捩位置也前移;钝锥边界层在低马赫数时更容易转捩,平板边界层转捩受马赫数影响在攻角有差异时有所不同;单位雷诺数的增大促进转捩,但对于钝锥边界层而言,该参数增加到试验选定的上限时,转捩位置的变化并不明显;在转捩过程中平板边界层的脉动压力系数与热流具有相同的变化趋势。试验捕捉到了第二模态扰动。     

基于木星大气环境的降落伞系统气动特性研究

木星探测是未来行星探测的重要发展方向,而降落伞是进入木星大气探测必不可少的气动减速装置。文章基于“伽利略号”探测任务,设计了满足未来木星探测需求的降落伞系统简化模型,并针对该降落伞系统进行了数值模拟,研究了木星大气和地球风洞实验环境中不同来流马赫数下降落伞系统的复杂流动现象及气动力变化规律。在木星大气环境中,降落伞的阻力系数和横向力系数大小以及横向力系数波动幅度均高于风洞试验环境,阻力系数波动幅度均低于风洞实验环境。此外,还研究了木星大气环境中不同来流攻角下降落伞系统的气动特性。研究表明,木星大气环境中降落伞系统气动特性与风洞实验结果有差异,因此未来在设计用于木星探测的降落伞系统时,应考虑由于木星大气环境对降落伞系统气动特性的影响。     

身-翼-舵组合体高超声速变攻角颤振计算

推广和发展了原来只能用于二维升力面的当地流活塞理论,形成可解决包括弹身、弹翼、舵面、身-翼组合体、身-翼-舵组合体大攻角颤振计算的新方法。其中气动力计算采用CFD数值仿真与工程算法相结合的方法,求解结构运动方程时则利用状态空间法进行时域仿真。对某身-翼-舵组合体型号的计算表明该型号颤振动压随马赫数和攻角都呈现先增加后下降的变化趋势;在大马赫数和大攻角作用时,颤振动压有明显的下降;在较小攻角状态下颤振动压不降反升,与传统文献报导单独分枝颤振动压随攻角增大而单调下降不同,表明复杂外形组合体的气动弹性稳定性受到多种因素的共同作用,颤振特性更加复杂。计算结果表明弹体稳定性与飞行姿态相关,同时也证明了本文方法在高超声速复杂外形飞行器提气动弹性分析中的有效性。     

基于预处理方法的冲压式翼伞非定常气动特性数值研究

开展绕冲压式翼伞内外一体化流场的二维、不可压、非定常数值模拟。采用预处理的双时间步长方法 ,研究了冲压式翼伞在有攻角飞行时阻力、升力的瞬态特性和非定常旋涡脱落对翼伞气动力的影响问题。气动力特性的计算值与实验结果吻合较好 ,并观察到升力和阻力在大攻角飞行中的周期性变化规律。同时流场的瞬态特性证实上翼面旋涡的发展与运动是导致翼伞气动力脉动的主要原因。计算发现在前缘切口的冲压作用下 ,翼伞内部的压力较高 ,气流几乎保持滞止 ,这是维持翼伞充气外形的主要原因。     

高超声速导弹多场耦合仿真

为准确预测高超声速导弹气动力与气动热环境，采用分区求解方法，实现气动力/热/结构多场耦合计算，并通过与试验值对比确立了耦合仿真方法的有效性。建立大长细比高超声速导弹仿真计算模型，对导弹弹体结构变形、温度场和压力场进行了数值模拟。仿真结果表明：弹体结构随着攻角增加发生轴向拉伸和横向弯曲；拉伸变形主要由气动热引起，弯曲变形主要由气动力引起；导弹头部气动热与气动力载荷大；耦合效应随着导弹攻角增加更加明显，造成导弹气动热力学环境更加严酷。     

跨介质航行器弹性舵翼空化流固耦合仿真分析

跨介质航行器水中航行过程中的流固耦合效应是影响航行稳定性和结构安全性的关键问题。基于径向基函数法和模态叠加方法,开展跨介质航行器水中运动过程中空化流动与结构振动的耦合仿真,对航行器三角型截面舵翼的流固耦合效应进行研究,分析了不同攻角下的空泡形态以及舵翼与空化流动的相互作用。分析结果表明,在来流攻角为2°～6°时,航行器及舵翼几乎被包在超空泡内部。当来流攻角为8°时,舵翼的自由端会穿透空泡界面,使其所受水动力比小攻角条件下大一个量级,振动特征也更为复杂。     

基于预处理方法的冲压式翼伞非定常气动特性数值研究

开展绕冲压式翼伞内外一体化流场的二维、不可压、非定常数值模拟。采用预处理的双时间步长方法，研究了冲压式翼伞在有攻角飞行时阻力、升力的瞬态特性和非定常旋涡脱落对翼伞气动力的影响问题。气动力特性的计算值与实验结果吻合较好，并观察到升力和阻力在大攻角飞行中的周期性变化规律。同时流场的瞬态特性证实上翼面旋涡的发展与运动是导致翼伞气动力脉动的主要原因。计算发现在前缘切口的冲压作用下，翼伞内部的压力较高，气流几乎保持滞止，这是维持翼伞充气外形的主要原因。     

顺逆流向喷流干扰下二体分离气动力风洞实验研究及前体轴向力特性

本文概述了具有顺，逆流向喷流干扰的二体分离气动力风洞实验技术研究。对有喷流干扰引起的前体轴向气动力特性，作了简单的介绍。最后对有顺、逆流向喷流干扰的前体底部流动模型作了定性的描绘，可供理论研究时参考。     

细长物体亚、跨、超声速α∞=0°～90°消除支杆干扰的气动力实验方法研究

关于细长导弹亚、跨、超声速时,α∞=0°～90°范围消除支杆干扰的风洞气动力实验方法研究,重点叙述了消除支杆干扰的必要性、原理和方法,明确超声速和亚、跨声速消除支杆干扰实验方法的理论区别。通过M：0．4和0．8两种Mach数的风洞气动力实验,初步证明：在亚、跨声速情况,消除支杆干扰的风洞气动力实验方法,也能与超声速情况类似获得解决。     

真实气体效应对MSL火星进入气动特性的影响研究

探测器超高速进入火星过程的高温真实气体效应对飞行稳定性和防热系统影响极大,需要在初步设计阶段对探测器的气动力热特性进行精确预测。文章构建了采用流场直角与表面非结构混合网格以及网格自适应的直接模拟蒙特卡洛方法,模拟稀薄环境高温真实气体效应的依赖于温度的多原子分子振动激发和8组份54化学反应模型。通过计算"火星探路者"外形气动力系数随攻角的变化,并与文献提供的计算结果对比,有较好的一致性,验证了该文算法的可靠性。文章模拟了"火星科学实验室"在火星大气环境70km高度、进入速度为5.85km/s下的高温真实气体效应对气动力、气动热和流场特征的影响。通过与完全气体计算结果对比,表明高温真实气体效应影响下的激波脱体距离减小,表面热流降低,轴向力系数增加、配平攻角减小、压心位置随攻角变化显著。     

圆柱体弹丸超高速斜撞击薄板的碎片云特征仿真分析

为研究圆柱体弹丸超高速撞击薄板的碎片云特征,基于仿真软件AUTODYN-3D的光滑粒子流体动力学（SPH）方法,模拟圆柱体弹丸不同长径比、不同攻角条件下超高速撞击薄板的过程。设圆柱体弹丸撞击速度为5 km/s,长径比分别为0.5、1.0、2.0、4.0,攻角为15°～75°,数值模拟结果分析表明:圆柱体弹丸超高速斜撞击薄板形成的碎片云中,大部分是小质量碎片;大碎片的质量和动能占比较大,是造成后墙损伤的主要原因。同时,当弹丸长径比为0.5和1.0时,15°攻角下的碎片云侵彻能力最弱;长径比为2.0和4.0时,75°攻角下的碎片云侵彻能力最弱。研究结果可为航天器防护结构设计优化提供参考。     

如何使用CFD来确定风洞实验模型的缩尺比例——风洞试验模型设计准则从感性到理性的飞跃

对上百年传统的风洞试验模型缩尺比例的确定方法,提出了疑问,并且从N-S方程出发,指出了这种“传统”方法不符合相似理论,具有很大的随意性和盲目性。因而按“传统”方法给出的模型尺寸所提供的风洞实验气动力数据是不准确的,不能满足当今世界现代战争精确打击的战术技术要求。因此,必须按文中提出的,满足N-S方程解的相似性要求去确定模型的尺寸,才是今后风洞实验模型设计的方向。从这一点出发,文中还提出了一些新的概念,并且扩展到如何应用CFD来作为风洞实验相似理论辅助研究的设想。