高速飞行器空腔脉动压力主动控制与非线性数值模拟

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,采用非线性噪声求解方法重构噪声源并高精度模拟压力脉动的传播,计算了马赫数Ma=1.5和Ma=5条件下的空腔噪声。结果表明,噪声特性计算值与试验结果基本吻合,说明非线性噪声求解方法对于高速空腔流动噪声具有较好的预测能力。在此基础上,研究了马赫数Ma=1.5和Ma=5条件下在空腔前缘加入气帘喷流主动控制措施对噪声的抑制作用,并得出在超声速和高超声速条件下,气帘喷流对于空腔脉动压力都有较好的抑制作用。     

考虑空腔的高超声速多流动区域同步数值模拟

先进的高超声速飞行器具有薄壁空腔结构,在飞行过程中受热会产生空腔内气体流动现象,从而影响流场和结构的温度分布。采用数值方法准确模拟高超声速流场、结构温度场和空腔内流动对热结构分析是很有必要的。以研究空腔流动对结构温度分布影响为目的,发展了一种适用于多流动区域流场/结构温度场耦合问题的同步计算方法,并以高超声速带空腔结构物体为例,数值研究了其外部气动热/结构热传导引起的空腔热对流问题。以已发展的高超声速外流场/结构温度场同步计算方法为基础,为了进一步考虑空腔内低速流场,采用了预处理矩阵方法。在流场与结构温度场的交界面两侧分别引入虚拟单元,从而高效地实现相邻场之间物理信息交换。首先通过标准算例验证了方法在求解单独气动热/结构热传导问题以及空腔自然对流问题中的准确性。进而对封闭和带有开孔的两种高超声速运动圆环分别进行多流动区域同步数值模拟。计算结果表明,由于结构温度不均匀引起的空腔内热对流反之也会对结构温度场分布产生轻微的影响。在空腔内气体流动的影响下,封闭圆环的前缘温度在35s内最多下降0.8%左右。对于带开孔空腔的圆环,其孔壁周边温度在0.5s内能够超过外流前缘驻点温度。     

吸气式高超声速飞行器制导与控制研究现状及发展趋势

制导与控制技术是发展高超声速飞行器的关键技术,同时也是控制学科研究的热点问题,许多先进控制理论在此领域得到应用。鉴于此,分析了吸气式高超声速飞行器动力学模型非线性、强耦合和不确定性等特点,指出高超声速飞行器制导与控制技术面临的挑战。在综述国内外研究成果的基础上,对吸气式高超声速飞行器制导与控制中基于线性化的非线性控制方法和直接针对非线性模型的控制方法分类讨论,分析了尚待解决的问题和不足。最后,结合吸气式高超声速飞行器鲁棒性、自适应性和智能化的目标,从面向机动目标制导律、高速目标拦截器制导律、全空域机动飞行控制和先进智能控制理论等方面展望了此领域研究的发展趋势。     

高超声速飞行器非线性纵向运动稳定性研究

针对研究高超声速飞行器飞行动力学稳定性时忽略方程非线性影响的问题,建立了保留非线性特征的六自由度动力学方程组和非线性活塞理论耦合模型。研究了初始迎角和活塞理论非线性项对高超声速飞行器纵向稳定性的影响,并在稳定巡航中施加瞬时扰动,分析其姿态响应。仿真结果表明:高超声速飞行器姿态收敛速度比常规低速飞行器慢很多;对迎角施加扰动后,飞行器姿态变化主要影响短周期模态,且偏离平衡位置越远,收敛越快;改变气动力非线性项时,其姿态变化主要影响长周期模态,且收敛较慢;两种扰动均对振荡周期无明显影响。     

增程飞行器高超声速飞行的动态特性

研究了增程飞行器高超声速飞行时的动态特性.短程导弹和火箭弹等高超声速飞行来源于增程的实际需要,从超声速到高超声速飞行所遇到的主要飞行动力学问题是,尽管在增程前低超声速时具有良好稳定性,但在高超声速飞行中会丧失稳定性并导致复杂的锥动.通过飞行和风洞实验表明:高超声速飞行时增程飞行器固有的横侧向稳定特性丧失,带有弱滚转阻尼的不稳定荷兰滚振荡将导致滚转-偏航耦合,此外还存在由耦合导致的轻微不稳定拟周期模态和滚动共振.     

激波风洞边界层转捩测量技术及应用

高超声速边界层转捩对摩阻、传热等有重要影响。在高超声速飞行器研制中，迫切希望能精确预测和控制边界层转捩。激波风洞作为高超声速气动热环境试验的主要地面模拟设备，是研究高超声速边界层转捩的重要设备。但激波风洞原有测量技术适用于工程型号试验，需要依据高超声速边界层转捩特点进行适应性改造和升级。依据高超声速边界层转捩过程中的热流、压力、密度等物理参数变化，发展了薄膜热流传感器测热技术、温敏热图测量技术、高频脉动压力测量技术、高清晰度纹影显示技术等适用于激波风洞的边界层转捩测量技术。并针对头部钝度0.05 mm的半锥角7°尖锥模型，在中国空气动力研究与发展中心Ø2 m激波风洞（FD-14A）马赫数10、单位雷诺数1.2×10⁷/m的流场条件下开展了边界层转捩试验。采用多种转捩测量技术同时进行测量，获得尖锥模型表面边界层转捩情况、边界层脉动压力频谱特征、边界层内清晰的第2模态波和湍流斑纹影图像，不同测量技术获取的试验结果可相互印证，线性稳定性理论分析结果与试验结果相吻合。     

高超声速飞行器控制一体化设计

针对高超声速飞行器模型具有气动/推进/控制强耦合和强非线性的特点,提出了一套面向控制的一体化设计方案.在概念设计阶段,以飞行器控制性能为优化目标,对气动、推进、结构、控制等参数进行一体化综合优选来设计飞行器.考虑模型生成的保真度要求和计算效率,建立高超声速飞行器参数化的数学模型,并设计LQR(linear quadratic regulator)跟踪控制器.通过不断调整飞行器构型,比较控制相关的动静态特性和控制效果,面向控制需求选择新的飞行器构型,并进行了仿真验证.仿真结果表明:控制一体化设计方法应用于高超声速飞行器概念设计初期可以扩大飞行包线,有效增大失速裕度,减小油耗,提高操纵面效能,降低发动机壅塞制约,对高超声速飞行器的设计效率和控制性能的提高起到了指导性的作用.      

乘波体构型飞行器的高超声速测压实验研究

乘波体构型是高超声速飞行器的重要气动布局之一。对某多目标优化设计的乘波体构型飞行器进行了高超声速测压实验,对其气动性能进行风洞实验验证。实验马赫数M=6和M=7,迎角α=-4°、-2°、0°、2°、4°、6°、8°。结果表明：该乘波体构型各部件气动性能良好。进气道唇口准确捕捉到压缩激波,激波位置与设计吻合。乘波体上表面流向压力变化不大,有利于减小乘波体飞行阻力。下表面经过进气口内压段时压力有明显的增大,后体膨胀效果显著。在设计状态下,该乘波体飞行器整体气动性能良好。     

高超声速飞行器非线性控制研究

针对高超声速飞行器非线性控制研究问题,介绍了在控制器设计中的特点及难点;阐述了在现有文献中关 于高超声速飞行器非线性控制相关研究工作,并分别从变结构控制方法、鲁棒自适应控制方法、结合智能控制方法 以及观测器在控制器设计中的应用等方面进行了分析;最后,结合高超声速飞行器自身特点,指出了高超声速飞行 器非线性控制领域的研究热点和发展趋势。     

立楔诱导的高超声速流动分离数值分析

高超声速飞行器进气道等关键部件引起的激波与边界层相互作用将导致流动分离,从而改变当地压力分布与局部受热情况,影响飞行稳定性与飞行安全,因此需要对高超声速流动的分离现象进行细致研究。采用高精度5阶特征型WENO格式与3阶TVD型Runge-Kutta方法,求解三维Navier-Stokes方程,对立楔诱导的高超声速激波与边界层相互作用引起的分离流动流场结构进行了细致的数值模拟与分析。结果表明,5阶特征型WENO格式分辨率远高于类TVD格式;Ma=6时得到清晰的激波结构、分离涡结构及其演化过程和壁面极限流线的拓扑结构,证明了WENO格式应用于高超声速分离流动的可行性与高分辨率;对不同来流Mach数的对比证明Mach数的增大抑制流动分离,导致分离涡减小。     

高超声速1 MHz 高频脉动压力测试技术及其应用

为了研究高超声速边界层内的高频脉动结构,特别是第二模态不稳定波,在 FD-07风洞中搭建了一套1MHz 量级高频脉动压力采集系统。风洞背景噪声和电磁噪声是影响高频脉动结构测量的主要原因。在风洞流场品质无法改变的前提下,对高频脉动压力采集系统的信号传输进行了改进,包括工频电源隔离、传输电缆屏蔽和采集设备接地等。通过改进措施,采集系统的抗电磁干扰和信号衰减的能力得到改善,其信噪比得以显著提升。结果表明,改进前后各频段噪声的能谱密度大幅降低(在频率400 kHz 以下,噪声能谱密度降低了一个量级以上)。最后,利用该测试技术成功地在 FD-07高超声速风洞中进行了边界层稳定性实验,捕捉到了第二模态不稳定波,其主导频率范围与线性稳定性理论预测结果吻合。     

结构参数对敞口型离心喷嘴动态特性的影响

为了研究敞口型离心喷嘴结构参数及工况参数对其动态特性的影响, 以RD120预燃室煤油喷嘴的大致结构尺寸为参考, 设计一组算例进行了计算.计算结果表明:敞口型喷嘴内的流量相对振幅会随振荡频率的增加而下降, 滞后相移随振荡频率的增大而单调增加.压降越大, 流量相对振幅越大, 相移越小.具有较大几何特性A和旋流腔长径比的敞口型离心喷嘴可以阻尼掉更多的流量振荡.敞口型喷嘴的滞后相移会随旋流腔长度的增大而线性增大, 据此可以调节切向入口的轴向间距来滤除某一频率的振荡.      

气液同轴喷嘴缩进室动态特性均相流模型

采用频率法对气液同轴喷嘴缩进室内气液两相流动态特性进行了分析.采用均相流模型,在把液相介质参数看作集中参数的条件下讨论了缩进室边界压降振荡对液相质量流量振荡的动态响应.通过对模型喷嘴算例编程进行计算,结果表明:随着扰动频率的增加,缩进室两端压降振荡的振幅增大,压降振荡与液体流量振荡之间的相位差也增大.较小长径比的缩进室以及较小的液体喷嘴质量流量、大气液比和高反压可以抑制缩进室边界压降振荡.      

旋流静态混合器内脉动壁压符号时间序列复杂度分析

为了研究旋流静态混合器内瞬态壁压非线性符号化特性,利用高速动态数据采集系统对直径为0.1m、长径比为2的旋流静态混合器内湍流脉动壁压进行测量。基于瞬态壁压序列的有限统计复杂性对3种符号化转换方法进行了评估,并优化了数据采样长度和小波分解尺度。分析发现动态法保留静态混合流动有效信息能力优于其他两种方法。运用动态法和db2小波相结合对1～15尺度下的压力波动信号进行多尺度符号化复杂度分析。实验研究表明：随着轴向位置的增加,系统的稳定性增强,相对复杂度降低。7.8125Hz以上信号随着流体微团脉动频率的降低其相对复杂度呈双曲线衰减,而0～7.8125Hz信号相对复杂度随信号频率的降低呈线性衰减,表明静态混合是一种具有宏观大尺度稳定性和局部小尺度不稳定的多尺度结构的流体动力学系统。     

亚声速武器舱空腔流动压力特性及其控制方法

在高速风洞中对某武器舱舱门打开状态下,舱内的静压分布和脉动压力特性进行了试验,并对空腔前缘多孔扰流板和前缘吹气两种流动控制方法分别进行了变参数研究。试验马赫数为0.75,武器舱长度为300 mm,长深比为3,宽深比为1。试验结果表明该武器舱基本构型顶部沿着流向的压力分布比较均匀,脉动压力监测点的频谱特性表现出明显的模态特征,为开式空腔流动类型,而且在所研究的范围内受飞机迎角变化的影响很小。在典型的飞机迎角下,前缘多孔扰流板流动控制方法可以很好地改善武器舱内部流场的稳态特性并降低舱内的脉动压力;多孔扰流板的安装高度、展向宽度为流动控制效果的主要影响参数;在所研究的参数范围内,综合考虑多孔扰流板对脉动压力宽频和单频特性的控制效果,高安装高度、短展向宽度的参数组合形式最优,并且在飞机常用的迎角范围内具有较好的流动控制效果。在典型的飞机迎角下,前缘吹气流动控制方法也可以很好地改善武器舱内部流场的稳态特性并降低舱内的脉动压力;吹气位置、吹气流量为流动控制效果的主要影响参数;在所研究的参数范围内,综合考虑前缘吹气对脉动压力宽频和单频特性的控制效果,大的吹气流量、短的展向宽度的参数组合形式最优,并且在飞机常用的迎角范围内具有较好的流动控制效果。     

A scaling procedure for measuring thermal structural vibration generated by wall pressure fluctuation

This paper attempts to develop a scaling procedure to measure structural vibration caused simultaneously by wall pressure fluctuations and the thermal load of hypersonic flow by a wind tunnel test. However, simulating the effect of thermal load is difficult with a scaled model in a wind tunnel due to the nonlinear effect of thermal load on a structure. In this work, the temperature variation of a structure is proposed to indicate the nonlinear effect of the thermal load,which provides a means to simulate both the thermal load and wall pressure fluctuations of a hypersonic Turbulent Boundary Layer(TBL) in a wind tunnel test. To validate the scaling procedure,both numerical computations and measurements are performed in this work. Theoretical results show that the scaling procedure can also be adapted to the buckling temperature of a structure even though the scaling procedure is derived from a reference temperature below the critical temperature of the structure. For the measurement, wall pressure fluctuations and thermal environment are simulated by creating hypersonic flow in a wind tunnel. Some encouraging results demonstrate the effectiveness of the scaling procedure for assessing structural vibration generated by hypersonic flow. The scaling procedure developed in this study will provide theoretical support to develop a new measurement technology to evaluate vibration of aircraft due to hypersonic flow.     

耦合进排气壳的增压器涡轮流动干扰及激振力弱化研究

为探究船用增压器涡轮在耦合进排气壳条件下的流动特性,采用SST湍流模型和FFT方法对某增压器轴流涡轮与进排气壳耦合的流场进行非定常数值模拟,重点分析排气壳非对称流场对涡轮动叶片压力的干扰特性和扰动来源,在此基础上提出基于导叶非对称布局的激振力弱化改型方案并进行了验证。结果表明：进气壳影响静叶前缘静压沿周向的分布,排气壳流场导致的非对称背压会给动叶表面造成低频的压力波动,约为3.6%的转子通过频率,在尾缘吸力面处该低频波动幅值大于动静叶排干涉导致的高频波动幅值;排气壳内部复杂的分离流动和涡系结构是产生上述流动干扰的主要原因。4种非对称布局方案都能在几乎不影响涡轮性能的前提下分散并弱化高频波动幅值;其中Case2尾缘高频幅值减小了98.6%,低频幅值减小了52.6%,而且涡轮效率还有略微提高,为最优布局。     

Characteristics of High Speed Electro-thermal Jet Activated by Pulsed DC Discharge

Experimental study of synthetic jet produced by pulsed direct current(DC) discharge is presented.High velocity jet is activated electro-thermally by high frequency pulsed DC discharge in small cavity.A cavity of 2.38 mm diameter cylinder bounded by circular electrode is made in a ceramic plate and a small orifice of 1.78 mm diameter is drilled in the middle of cavity.High frequency pulsed DC discharge instantaneously heats air in the cavity and produces high velocity jet at the exit of the orifice.Schlieren imaging at high framing rate of 100 kHz reveals the presence of supersonic precursor shock followed by the jet emerging from the orifice.The jet velocity reaches as high as about 300 m/s.Jet with smaller cavity volume produces lesser effect and jet velocity reaches maximum at certain cavity volume with given discharge current and orifice size.As duty time of pulse increases from 5 to 20 μs at fixed frequency of 5 kHz,the jet velocity also increases and becomes nearly constant with further increase in duty time.At fixed duty time of 20 μs,higher frequency pulsing of 10 kHz produces degradation of the jet as the discharge pulse continues.The jet developed in this study is demonstrated to be strong enough to penetrate deep into supersonic boundary layer and to produce a bow shock when the jet is issued into Mach 3 supersonic flow.     

低速轴流压气机中气动旋转不稳定性和叶顶泄漏流脉动特性

为了探究气动旋转不稳定性和叶顶泄漏流脉动特性的关系,对一台1.5级低速轴流压气机进行了实验和数值研究.在转子顶部机匣上布置动态压力传感器,采集不同流量下叶顶的压力脉动信号,在小流量下捕捉到了旋转不稳定性的产生.通过锁相平均和方均根压力图谱,发现当叶顶泄漏流与相邻叶片发生干涉时叶顶流场脉动显著增强.对压气机转子进行全通道数值模拟,发现叶顶泄漏流在小流量下发生周期性振荡,且相邻流道间的压力脉动具有相位延迟,这诱导产生了一个具有多重频率的旋转压力波.通过频谱分析发现:脉动的叶顶泄漏流产生的旋转压力波与旋转不稳定性具有一致的频率特性,表明叶顶泄漏流的脉动对压气机中旋转不稳定性的产生具有重要作用.