英国试射海狼超声速面空导弹

<正>2014年12月12日,英国皇家海军在英国南海岸进行试射演习,从里士满号护卫舰上试射了两枚海狼导弹,导弹成功摧毁目标展示出其军事威力。海狼导弹是一种近距、快速响应、超声速面空导弹,旨在使军舰来面对反舰导弹来袭时具备自主防御能     

超声速可调进气道内流双解现象及其节流特性

为研究超声速可调进气道喉道调节过程中的内流结构及节流特性，设计了工作马赫数范围为0～4的超声速可调进气道，在来流马赫数为2.9的风洞中借助高速纹影观测系统和动态压力测量系统开展了试验研究。结果表明当内收缩比（ICR）为1.79时，进气道通流流场存在设计和非设计流态的内流双解现象。其中，在设计流态下进气道内通道中的波系结构正常建立；而在非设计流态下进气道内收缩段中存在局部分离诱导的复杂波系结构，导致其整体压升高于设计流态，并存在宽频、低频的小幅振荡。此外设计和非设计流态下进气道的下游节流性能相当，其临界堵塞度分别为42.4%和41.7%，临界压比分别为15.8和16.0。在两类流态的下游节流过程中扰动均以结尾斜激波串的形式向上游传播，且临界状态下激波串头波刚好位于喉道附近，但两类流态的结尾激波串在空间分布特征和振荡特性上均存在明显区别。     

超声速低声爆布局分层优化方法

声爆抑制是发展新一代超声速民机必须突破的关键技术。总体布局参数的合理设计可以使飞行器具有良好的声爆特性。为了提高全局进化算法在布局设计中的优化效率,提出一种基于数据挖掘的分层优化方法,利用数据挖掘中的决策树算法提取设计知识,获得设计变量分层信息,指导低声爆布局分层优化;针对某超声速低声爆飞行器,选取后掠角、上反角、展弦比、梢根比、长细比五个总体布局参数作为设计变量,开展分层优化数值实验,并与一体化优化形成对比验证。结果表明：分层优化方法能够搜索到与一体化优化高度吻合的最优解,分层优化的收敛速度显著高于一体化优化,且对随机寻优历程的表现更稳健。     

水下超声速过膨胀燃气射流的流场特性

为研究水下超声速过膨胀燃气射流的流场特性,在压力水筒中开展了大扩张比锥形喷管的固体火箭发动机水下点火实验,并基于雷诺时均Navier-Stokes（RANS）方法和流体体积（VOF）模型进行数值求解,分析了过膨胀燃气射流与水介质的相互作用过程。研究表明：超声速过膨胀燃气建立射流通道后,射流核心区长度随喷管落压比的减少而减少;射流核心区剧烈振荡,表现为高频的膨胀和收缩,振荡频率随喷管落压比的减小而增加,范围为100~200 Hz;射流边界不断振荡,并伴随波系结构变化,当过膨胀程度较大时,激波进入喷管使其发生流动分离现象,流动分离点周期性往复移动;分离区内压力脉动没有显著的特征频率,主要集中在100~600 Hz的宽频带,锥形喷管水下流动分离的简易判据为喷管出口压力不低于环境背压的0.44倍。     

双燃式冲压发动机中超燃燃烧室冷态流场数值模拟

采用Ｍａｃ Ｃｏｒｍ ａｃｋ 矢通分裂格式, 求解雷诺平均的Ｎ－Ｓ方程组, 采用Ｂａｌｄｗ ｉｎ－Ｌｏ－ｍ ａｘ 代数湍流模型和混合长度模型, 模拟超燃燃烧室内两股平行超声速来流的冷态流场, 取得了与试验相一致的结果, 计算表明回流区和射流流动参数对超燃燃烧室流场内波系的变化有着较大的影响。     

双燃式（超燃）冲压发动机中激波与边界层之间相互作用对内 …

在激波风洞中研究了激波与边界层之间相互作用对双燃式冲压发动机进行道和燃烧室冷态内部流场的影响,实验发现与现在进气道中,激波与边界层之间的相互作用产生了两侧均为超声速流的滑移面。     

空腔流激振荡的简化模型分析及振荡频率预估

本文由矩形空腔后缘声振动反馈激励腔口自由剪切层不稳定波的观点出发,把空腔流动振荡问题构造成一个关于空腔内外扰动波的非齐次边值问题,应用Ｆｏｕｒｉｅｒ－Ｌａｐｌａｃｅ变换技术求解,可以预估振荡频率,对Ｌ／Ａ＝Ａ亚声速空腔流动的预估结果与实验符合很好,揭示了此类空腔流动振荡的机理。     

超声速降落伞工程应用的关键技术研究进展

降落伞传统上在较低的亚声速范围内使用,但随着工程研制的发展,陆续提出了超声速条件下开伞和应用的需求,目前最为引入注目的应用场景为飞行器火星降落伞着陆和运载火箭子级落区控制。但作为一项前沿技术,有别于目前已较为成熟的在亚声速范围的应用,超声速降落伞面临更为恶劣的应用环境和复杂的技术问题,对分析和应用提出了更高的要求。为此近几十年国内外均开展了相关研究工作,推动技术不断进步并取得了长足进展。对超声速降落伞的种类、特殊性和面临的关键技术问题进行了梳理,对当前关键问题的困难、研究进展和飞行试验情况进行了综述。在总结进展基础上提出了该项技术工程应用的对策。     

冲压发动机燃烧室超声速来流横向喷雾轨迹预测模型及动态特性分析研究

为探究超声速来流下圆柱横向射流轨迹及喷雾动态特性,在宽来流马赫数（Ma=1.50,2.02,3.09）条件下开展了不同喷嘴直径与喷注压力的煤油喷雾试验,通过纹影系统捕捉射流图像并进行外边界拟合与频谱分析。建立了考虑射流前激波效应的穿透深度预测模型,最大与平均相对误差较先前的预测模型分别下降约36%和19.1%。通过快速傅里叶变换分析,发现喷雾所受扰动以低频波为主,同时伴有时间特征较为复杂的波动。本征正交分解分析结果证明,喷雾表面同时存在高低频扰动,但低频波占据主导地位,高频波能量较低可被忽略,对应了快速傅里叶变换分析结果;低频波频率与来流有效韦伯数有关,有效韦伯数增大会使波长减小,当喷雾前端的来流速度差别较小时,频率就会增大。     

不同壁温及差分格式下超燃冲压发动机的仿真

针对圆截面超燃冲压发动机相关实验进行数值仿真,采用了不同的壁面温度条件和差分格式,并探究其对仿真结果的影响规律。结果表明采用常用的绝热壁面边界条件会导致激波边界层交互位置处的回流区变大,进而导致流道收缩,壁面压力升高。采用高精度格式不仅不能更为精确地计算回流区的大小,反而会使回流区面积变得更大。通过改变壁面边界条件,采用300 K的等温壁面,可以使激波边界层交互位置处的回流区变得极小,使仿真结果与实验结果十分吻合。计算结果表明,针对当前构型与实验条件,盲目提高数值格式的精度并不一定会得到更好的结果,相反可能会使仿真与实验更加偏离,而适当修改壁面温度条件,即使数值格式精度较低,仍然可以得到很好的仿真结果。最后,针对与实验结果吻合的仿真结果,分析了圆截面超燃冲压发动机的流场特性,重点研究了凹腔剪切层及其质量交换特性。