跨声速钝体绕流数值模拟研究

通过数值求解ＮＳ方程，进行了三方面工作（１）格式和算法对返回舱跨声速流场特性的影响研究；（２）网格形态对捕捉声速弱激波的有效性研究；（３）模拟了无支杆和有支杆返回舱跨声大攻角绕流流场，给出了后球体上的跨声速激波和后支杆上的第二道激波。     

飞船返回舱再入俯仰动稳定吸引子数值仿真

数值模拟了类"联盟号"飞船返回舱在几个典型马赫数下的俯仰静、动态气动特性。结果表明:类"联盟号"飞船返回舱再入时随着马赫数的降低,其配平攻角将会由高超声速和超声速时的一个,在跨声速阶段演化至三个。这一气动特性将会对返回舱的俯仰动态特性产生很大影响,在较大扰动的激励下,返回舱的俯仰飞行姿态随马赫数的降低将发生鞍结点分叉形态的失稳行为,对返回舱的安全再入危害很大;随马赫数的进一步降低,飞船返回舱的俯仰运动还可能发生Hopf分叉和同宿分叉。最后,采用耦合求解非定常NS方程和俯仰运动方程,对马赫数0.8时,不同扰动情况下(不同初始攻角和俯仰角速度)飞船返回舱俯仰姿态的演化进行了数值仿真。仿真表明,该马赫数下,飞船返回舱存在两个稳定的点吸引子(即配平攻角约14°和36°)和一个不稳定鞍点(约31°),与定性理论分析一致。但仿真结果还表明,这两个稳定的点吸引子的吸引域都不大,14°吸引子的吸引域大于36°吸引子的吸引域,表明14°吸引子应该是主要的飞行姿态。基于局部稳定性理论的定性分析给出的吸引子性态是研究结点 鞍点 结点全局分叉结构的基础。     

跨流域空气动力学模拟方法与返回舱再入气动研究

针对回收类航天器(返回舱)再入过程所遇跨流域多尺度非平衡绕流问题,综述基于Boltzmann方程碰撞积分物理分析与可计算建模,构造考虑完全气体、转动非平衡、含振动能激发热力学非平衡效应各流域统一Boltzmann模型方程,及由此建立返回舱再入气动力热绕流问题气体动理论统一算法研究进展与算法检验。作为方法间验证结合,进一步简述了融合再入热化学稀薄气体电离非平衡流动DSMC方法、近连续过渡流区N-S/DSMC耦合算法、经滑移边界修正的N-S方程解算器、低密度风洞实验测试等多种空气动力学模拟手段,建立求解Boltzmann模型方程气体动理论统一算法(GKUA)、DSMC、N-S/DSMC、滑移N-S解算器、低密度风洞实验验证补充,适于返回舱再入从外层空间自由分子流到近地面连续流跨流域空气动力学一体化模拟平台。将此平台用于再入H=110～30km各流域球体、高超声速尖前缘中空柱裙、返回式卫星球锥体、飞船返回舱稀薄过渡流以至近连续流区气动力/热与姿态配平绕流问题计算与实验分析比较,证实统一算法在高稀薄流区,与DSMC吻合很好;在连续流区,与(滑移)N-S解算器相一致;在中间过渡带,与N-S/DSMC耦合算法相容;具有全飞行流域很好的计算一致收敛性。简述了跨流域空气动力学几种模拟手段的适应性特点与展望,揭示了返回舱再入跨流域复杂高超声速流动变化规律。     

翼型纵向俯仰非定常气动力研究

飞行器飞行时受到的非定常气动力是飞行器设计以及机动飞行中须考虑的一个重要因素。采用CFD方法数值模拟了NACA0012翼型在马赫数从0.2~5.0范围变化时做强迫振荡的非定常流场。通过积分法计算了在不同马赫数时翼型的俯仰动导数。计算结果表明,迟滞效应随马赫数的增大先增大后减小,在跨声速区域迟滞效应达到最大;迟滞环的绕向在跨声速区域为顺时针方向;迟滞环顺时针绕向时,动导数大于零,模型动不稳定,逆时针绕向时,动导数小于零,模型动稳定;旋转角速度越大,翼型表面非定常气动效应越明显。     

飞行器跨声速区俯仰力矩系数建模方法研究

飞行器气动力建模的准确性对其飞控系统设计、仿真和飞行性能分析有显著影响.在跨声速区马赫数变化对飞行器气动力影响显著,并且呈严重非线性,而在通常的气动力建模方法中却很少考虑马赫数的影响.本文对此问题进行了研究,根据某空空导弹和某返回舱俯仰力矩系数在跨声速区体现出来的特点,提出并建立了俯仰力矩系数随马赫数变化的概率函数模型.采用遗传算法辨识得到了某空空导弹和某返回舱的俯仰力矩系数建模结果,与风洞试验数据的比较表明,本文提出的概率函数模型确实比较好地描述了这些飞行器俯仰力矩系数在跨声速区随马赫数的变化规律.     

飞机亚跨声速飞行操纵特性分析

针对中等展弦比、中等后掠角机翼布局的超声速飞机在亚跨声速飞行时遇到的操纵特性异常现象,通过估算飞机在海拔5 km高空的气动特性,获得了飞机的纵向平衡性能和静操纵性的变化规律.通过数值计算,得到了飞机在低空跨声速飞行时的操纵特性;分析了造成飞机在某些飞行速度下操纵跟随性较差、大速度飞行时俯仰操纵过于灵敏、不同速度下杆力变化大等现象的原因.针对亚跨声速区的飞行与操纵特点,给出了飞行操纵建议,以提高飞行安全.     

一种近空间高超声速飞行器滚转稳定性研究

研究近空间高升阻比构型高超声速飞行器面临的复杂稳定性问题,对其机动飞行安全和操控具有重要意义。为此,通过静、动态风洞试验和数值模拟,开展了类HTV-2飞行器布局典型马赫数和迎角下,滚转方向静稳定性、单自由度和两自由度俯仰/滚转耦合运动动稳定性研究。结果表明：飞行器滚转方向为静稳定;自由振动的滚转单自由度运动为衰减振动曲线,动导数为负值,表现为动稳定;强迫俯仰/自由滚转两自由度耦合运动情况下,由于惯性力矩和非对称滚转力矩共同作用,导致滚转出现振幅周期性变化的极限环运动,甚至失稳发散。     

大惯量下电动伺服机构非线性特性与控制方法研究

针对高超声速飞行器非线性影响飞行姿态控制问题,分析了电动伺服机构中传动间隙、刚度、摩擦力矩等非线性因素的影响,并讨论了由间隙引起极限环的定义及产生条件。针对传动间隙引起的极限环振荡和较大惯量的翼面加剧振荡问题,建立了系统间隙极限环模型和非线性振动模型,并提出了间隙补偿器设计方法。重点研究了间隙、翼面转动惯量、刚度及干扰力对伺服控制系统的影响规律。通过在内环增加间隙补偿器的基础上,在外环引入速度、加速度负反馈设计方法,解决了大惯量舵面下控制系统抖动问题,仿真和试验结果证明了这一理论是正确的。     

风洞模型自由翻滚试验技术

风洞模型自由翻滚动导数试验技术是为满足航空航天飞行器 0°～ 36 0°全迎角范围内的动导数测量及产生极限环振动现象研究之急需而研制的。该项试验技术研制了 0 .6m跨超声速风洞和 0 .5m高超声速风洞采用液体轴承支撑的自由翻滚试验装置 ;研制了高精度的角度测试系统与系统建模的大迎角非线性数据处理技术。该项技术已成功地为逃逸飞行器模型提供了可靠的试验结果     

小升阻比载人飞船返回舱的配平气动特性

本文主要介绍小升阻比载人飞船返回舱的配平气动特性。研究表明，采用返回舱重心横偏的方法，在保持对静稳定性的要求下，可以获得飞行轨迹机动控制所需的配平升阻比。返回舱飞行试验的配平气动特性可从舱内惯性平台的加速度和姿态记录数据以及轨道数据求出。风洞试验的配平气动特性数据与飞行试验结果比较之后发现，以往风洞试验得出的马赫数大于６后，返回舱的配平气动特性基本不变的结果未被飞行试验所证实。在高超声速下，随着马     

导弹气动特性在亚跨音速下的风洞试验研究

在导弹的设计过程中,导弹的气动特性作为重要因素直接影响导弹飞行的动态品质。在亚跨音速段气动特性呈现剧烈非线性的情况下,工程估算以及CFD数值计算方法所能提供的气动计算精度有限,导致对舵效特性的辨识精度较低,需要进一步采用风洞试验的方法精确计算气动参数,进而确定导弹的舵效。本文应用风洞试验方法研究导弹飞行马赫数在亚跨音速段对导弹气动特性的影响。研究结果表明：亚音速时导弹的气动特性基本一致,跨音速时发生剧烈的非线性变化;导弹的俯仰舵效先增加后减小,滚转舵效先减小后增大。结论对导弹控制律的设计以及后续的工程型号研制有参考价值。     

马赫数连续可变跨声速湿蒸汽风洞的研制

用于跨声速气动测量的探针须从亚声速到超声速范围进行标定。变质量槽式喷管通过扩张段壁面上槽缝流出部分气流的自适应特性可在不同背压下得到不同出口马赫数,从而使标定气动探针的风洞实现马赫数从0到超声速的连续变化。为了研究采用湿蒸汽为工质的变质量槽式喷管的性能及优化其结构,采用三维犖-犛方程以及可实现犽-ε湍流模型对其进行了详细的数值仿真。结果表明收缩段型线、扩张段长度及壁槽尺寸等对喷管流场特性有重要影响,喷管进出口压比在一定范围内,槽式喷管有最优的收缩段型线、扩张段长度和开槽尺寸。根据数值仿真结果研制了马赫数从0到1．6连续可变的跨声速湿蒸汽风洞,对此风洞性能进行验证,表明该风洞在马赫数从零到超声速范围内可获得均匀、稳定的出口气流,满足跨声速湿蒸汽气动探针的标定要求。     

小展弦比飞翼标模 FL-2风洞跨声速开孔壁干扰特性修正研究

为了满足现代风洞试验精细化要求,提高风洞试验数据精准度,开展跨声速开孔壁洞壁干扰修正方法研究。本文利用实测壁压信息构造开孔壁边界条件,通过求解 N-S 方程,模拟试验模型在风洞中的绕流场,建立基于壁压信息的跨声速洞壁干扰非线性修正方法。不同于线性修正方法,本方法可用于各种复杂外形飞行器的亚、跨声速开孔壁洞壁干扰修正,结合小展弦比飞翼标模风洞试验数据,对其在 FL-2风洞试验数据开展洞壁干扰特性研究。洞壁干扰修正结果表明,洞壁干扰量随马赫数变化呈增长趋势,Ma ＝1．0左右达最大,经过修正的 FL-2风洞的跨声速试验结果,与 FL-26风洞近似无干扰试验结果吻合良好。     

SDM 标模大攻角动导数试验

介绍了ＣＡＲＤＣ高速所１．２ｍ风洞大攻角的动导数试验装置与测量系统以及在１．２ｍ风洞中对标准动态模型（ＳＤＭ标模）所作的一系列风洞试验结果。试验结果与国外文献数据具有较好的一致性。试验结果随马赫数和攻角的变化表现出明显的非线性,而减缩频率的影响并不显著。天平与测试系统的重复性精度较高。     

跨声速风洞高速段一体化数值模拟研究

追求高亚声速经济巡航的民机、跨声速高机动特性的战斗机对高性能跨声速风洞的需求日趋紧迫,开 展跨声速风洞高速段一体化数值模拟研究,对跨声速风洞设计具有一定的参考意义。通过非对称平板扩压器 算例,初步验证计算方法的可行性,并对跨声速风洞高速段进行计算收敛评判方法、不同初始条件和槽壁扩张 角等因素研究。结果表明:采用模型区前后两个监测点马赫数变化作为收敛判据,方法可行且模型区流场均 匀;不同初始化条件对收敛结果总体影响较小,特别是各截面流场分布和槽道流动方向上,两者结果基本相同; 跨声速状态槽壁扩张角0.3°得到的试验段模型区域流场品质较槽壁扩张角0.0°更均匀。     

SB301超跨音速压气机平面叶栅风洞的超跨音速气动特性

为了有效地开展对超、跨音速压气机的研究,我们自行设计、制造和调试成功了超、跨音速叶栅风洞。 一、风洞概况及特点 1.风洞概况 本风洞为吹气式暂冲风洞（图1）,全长19m,中心高1.2m。风洞最大工作流量为22kg/s,稳定工作时间大于4分钟。      

An active vibration control method based on energy-fuzzy for cantilever structures excited by aerodynamic loads

In wind tunnel tests for the full-model fixed with sting, the low structural damping of the long cantilever sting results in destructive low-frequency and large-amplitude vibration. In order to obtain high-quality wind tunnel test data and ensure the safety of wind tunnel tests, an energy-fuzzy adaptive PD (Proportion Differentiation) control method is proposed. This method is used for active vibration control of a cantilever structure under variable aerodynamic load excitation, and real-time adjustment of parameters is achieved according to the system characteristics of vibration energy. Meanwhile, a real-time method is proposed to estimate the real-time vibration energy through the vibration acceleration signal, and the average exciting power of aerodynamic load is obtained by deducting the part of the power contributed by the vibration suppressor from the total power. Furthermore, an energy-fuzzy adaptive PD controller is proposed to achieve adaptive control to the changes of the aerodynamic load. Besides, the subsonic and transonic experiments were carried out in wind tunnel, the results revealed that comparing to fixed gain PD controllers, the energy-fuzzy adaptive PD controller maintains higher performance.     

亚跨风洞中舵面亚临界颤振试验

设计了舵面颤振试验装置,在亚跨超风洞中对展弦比2．0的NACA0012矩形舵面开展了颤振试验研究。试验马赫数范围为0．3～0．75。试验采用直接观测法获得舵面在不同质量特性条件下的亚声速和接近跨声速的颤振特性。同时还采用亚临界数据分析方法对试验的扭转应变信号进行了离线分析,即通过采用ARMA方法识别扭转应变信号的阻尼和频率,并通过阻尼外插得到颤振临界动压值。研究结果表明：该试验装置可以用于在现有亚跨超风洞中开展舵面颤振问题研究。当采集的亚临界信号为典型指数衰减信号时,以ARMA方法为基础的亚临界颤振试验技术可以稳定地识别出信号阻尼和频率,并较为准确地获得舵面的颤振临界动压、颤振频率等颤振参数。     

连续式跨声速风洞与压缩机的气动性能匹配

结合连续式跨声速风洞运行特点和轴流压缩机特性,详细分析了风洞在不同运行工况下与压缩机的气动性能匹配特性。结果表明:在亚声速工况下,洞体阻力变化引起压缩机工作点连续变化且远离喘振区,压缩机运行安全性较高;在超声速工况下,洞体阻力小幅度的变化不影响压缩机工作点,压缩机运行较为安全,但洞体阻力大幅增大,可导致试验段超声速流动突变至亚声速,从而引起压缩机喘振和激波对试验段模型的冲击;压缩机设计时需要预留充足的压比裕量及较为合理的流量喘振裕度。     

返回舱自由振动跨声速非定常流场数值模拟

本文利用NND差分格式对返回舱俯仰运动和跨声速绕流流场进行了耦合求解，结果表明来流M