高焓激波风洞爆轰驱动技术研究

激波风洞爆轰驱动技术利用引爆可燃混合气体快速释放的化学能产生强激波,压缩激波管的试验气体,提供产生超高速流动所需的试验气源,是近十几年来发展成功的激波风洞强驱动方法.本文分布介绍了反向爆轰驱动、正向爆轰驱动和反向爆轰膨胀驱动模式,分析了应用这些驱动技术产生的高焓、高雷诺数、高超声速流动的气源特点,探讨了不同驱动模式影响激波风洞性能的关键因素.并重点介绍了反向爆轰膨胀驱动模式,分析了影响缝合条件的参数以及二次波现象.应用这些爆轰驱动技术,研制了能够产生总焓为1000K～8000K,具有较长试验时间的高品质超高速气流.为开展高超声速气动实验研究奠定了良好的基础.     

柱面气相散心爆轰波胞格演化规律研究

本文采用二阶精度NND格式,应用改进的二阶段化学反应模型,通过求解二维Euler方程对柱面气相散心爆轰波胞格演化过程进行了数值模拟.计算结果表明在传播过程中,空间尺度的扩张导致了散心爆轰波后气流的自然膨胀,使得多波结构的爆轰阵面呈现出显著的胞格自组织特性.根据计算结果与理论分析,本文归纳了五种胞格演化模式,分别命名为内凹波阵面会聚、波阵面扭结、褶皱波面失稳、胞格自合并和三波点滑移,并定义了各种模式的物理特征,分析了其相关的演化机制和规律.     

高焓激波风洞有效试验时间的诊断

高焓激波风洞能够产生模拟高马赫数飞行条件的气流总温,是研究高温真实气体效应以及再入物理问题的有效试验装备,但是激波风洞的试验时间较短,且随着气流焓值的提高大幅降低,仅为几毫秒,因此试验测试数据曲线中有效时间段的分辨十分重要,它直接影响到试验结果的可靠性及精度。鉴于此,采用压力测量、静电探针测量、非接触光学测量和热流测量的方式,针对中国科学院力学研究所JF-10高焓激波风洞16 MJ/kg总焓、7700 K总温的流场状态,对比研究了风洞喷管的起动时间以及有效测试时间。试验结果表明:静电探针测量方法最为有效地分辨了喷管起动时间段、有效试验时间段以及驱动气体的到达; JF-10高焓风洞在16 MJ/kg的状态下,喷管起动时间约为1.3 ms,风洞有效试验时间约为2 ms。     

流场的自控测量及其伪彩色显示技术的研究

本文研究的这项技术把流场的物理量与空间坐标结合起来,把流场的图像显示和图像量示结合起来,使得流场小的信息得以直观地表示。而且图像处理器使得图像能反映出流场参数更细微的变化,计算机为流场信息的自动摄取与数据处理提供了强有力的手段。本文对流体力学实验研究的新技术进行了有益的探索。     

卷积神经网络在风洞天平静态校准中的应用

风洞天平是气动试验中用于测量作用在模型上的空气动力载荷（力与力矩）的大小、方向和作用点的装置，测量结果的精准度与天平的静态校准性能直接相关，天平的静态校准是通过校测设备建立天平测量信号与所受气动载荷的映射关系。由于多分量风洞天平的各个分量间存在相互干扰，并且通常二次干扰和组合干扰会出现非线性特性，采用线性拟合方法会产生一定的误差，使得风洞天平静态校准性能因受到数据处理方法（线性拟合）的局限而较难进一步提高。因此，为了进一步提升应变天平静态校准的性能，本文探索深度学习方法在风洞天平静态校准中的应用。利用中国科学院力学研究所风洞天平校准系统AiBCS，对六分量应变天平开展基于卷积神经网络的静态校准研究，采用深度学习训练模型代替传统风洞天平校准公式并获取更高性能指标。同时，对人工智能建模方法在天平静态校准中的适用条件、有效性及可靠性等方面进行了讨论和评估分析。数据结果显示：相较于传统的基于最小二乘多项式的拟合方法，卷积神经网络天平校准方法有效降低了天平各个分量间的载荷干扰，使校准结果的精准度得到了较大幅度的提升。     

鼓包诱导斜爆震波的数值研究

为实现低马赫数条件下斜爆震波的快速起爆，以及提高斜爆震波对来流扰动的抗干扰能力，提出了通过在诱导区内设置一个小鼓包来控制斜爆震波起爆的方案，并通过数值求解二维多组分欧拉方程研究了楔面和鼓包诱导的斜爆震波。结果表明：通过在诱导区内设置鼓包可实现斜爆震波的提前起爆；且在较宽马赫数范围内，其起爆位置相对固定。鼓包诱导的斜爆震波主要有强耦合和弱耦合两种起爆形式，起爆形式与鼓包和斜激波的相对位置有关。此外，来流扰动会使楔面诱导的斜爆震波剧烈振荡，不利于斜爆震发动机的稳定工作；鼓包的存在对来流扰动所引发的斜爆震波振荡具有一定的抑制作用。     

激波风洞两级入轨飞行器纵向级间分离试验技术

高超声速多体分离问题是航天多体飞行器研发中的关键技术问题，基于分离过程中高速流动的复杂性，对高速多体分离的风洞试验研究极具挑战性，特别是激波风洞分离试验。激波风洞具有高速、高焓试验气流特点，更准确评估高超声速分离气动力/热特性，但是其有效试验时间短（ms量级），进行主动式动态级间分离试验极其困难。提出一种应用于激波风洞主动式多体分离试验的高速气动发射系统（HPELS），使得模型在短试验时间内完成主动分离测试，详细介绍了HPELS延迟时间、模型分离时间等精确的时间标定及时序控制方法。针对分离过程中模型的运动轨迹及气动力参数的高性能评估，发展了基于纹影图像的非接触式分离运动轨迹捕获及气动力参数测量技术。两级入轨（TSTO）飞行器的安全级间分离是典型的高速多体分离问题，设计了并联式TSTO飞行器并针对作者提出的纵向分离方案，在JF-12复现飞行条件激波风洞验证了高速动态多体分离试验技术应用的有效性，同时首次在激波风洞对TSTO纵向分离方案进行了原理性验证。初步对比结果显示，试验结果与数值计算结果具有良好的一致性。     

一种并联两级入轨飞行器纵向分离方案的数值研究

两级入轨（TSTO）飞行器或将成为下一代天地运输往返系统，其具有低成本、高效率和多用途等优点，但是两级分离成功与否将直接决定入轨任务的成败。目前的并联式TSTO飞行器多采用横向级间分离，该方法会在两级间产生复杂强气动干扰而直接增加了分离风险，所以探索一种可以避免或减弱两级强气动干扰的新分离方式是十分必要的。提出并着重分析了一种并联式TSTO纵向级间分离（LSS）方案，即轨道级在助推级背面沿着飞行方向分离，对其进行了动态分离过程的数值研究。针对新分离方案，设计了一种由宽速域乘波体和可重复使用空天飞机分别作为助推级和轨道级的TSTO组合飞行器，在高超声速条件下，采用重叠动网格技术分析了不同来流攻角（AOA）下的纵向分离流动机理、非定常壁面压力分布及气动特性变化规律。结果表明：TSTO纵向分离过程中仅存在VI型激波干扰和激波汇聚等简单的弱干扰类型，两级间无明显的激波反射或激波边界层干扰；非定常压力分布特性表明助推级前缘激波是轨道级受力变化的主要影响因素；纵向分离过程中，助推级受到的气动干扰力载荷小于轨道级。此外，不同来流攻角下，两级气动干扰流场结构具有相似性，并给出了实现安全纵向分离的攻角条...