高超声速风洞多体干扰与分离试验技术

在FL-31风洞中进行了某高超声速飞行器的多体干扰与分离试验技术研究,成功建立了多体干扰与分离试验技术。试验模型是某典型构型的可重复使用航天飞行器,由助推器以及再入体两部分组成。利用风洞上下投放机构实现两模型间的相对运动,采用两台天平对模型的气动力进行测量,同时利用纹影仪记录模型分离过程中的激波干扰情况。结果表明：试验系统设计合理,能准确模拟物体间分离过程,并能精确测量多体干扰的气动力特性,激波干扰清晰可见。     

类X-43A飞行器高超声速分离仿真

高超声速飞行器级间分离过程广泛存在于军事和航空航天应用中。为了对该过程中气动干扰和各分离参数的影响有更加深入认识,以类X-43A飞行器为研究对象,采用网格变形/局部网格重构的方法对其进行仿真研究。详细分析了高超分离过程中典型的流场结构,尤其是飞行器和助推器之间的级间干扰;另外,重点讨论了初始攻角、弹射力对分离过程中飞行器和助推器的轴向/法向相对距离、气动力以及飞行器攻角的影响规律。结果表明：级间分离过程受到涡流和激波的双重干扰;攻角对飞行器和助推器法向相对距离影响较大,小攻角或负攻角更有助于二者分离;弹射力对轴向相对距离影响显著,较大的弹射力能够使飞行器较快脱离级间干扰区,达到安全的分离距离。     

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...     

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。     

超声速条件下多体干扰与分离试验研究

采用根据国外公开文献设计的类CAV模型,在0．6m×0．6m 跨/超声速风洞中开展了多体干扰与分离网格测力试验研究,初步获得了典型多体飞行器分离过程中的气动特性变化规律。试验结果表明,载荷模型气动特性受分离位置变化影响非常明显。载荷模型沿轴向分离时,气动力（矩）逐步接近自由流中气动力（矩）值,载荷模型法向位置改变会引发其气动力（矩）值发生更为剧烈的变化。引发这种现象的原因有两个：一是尾迹和头激波的发展改变了不同轴向位置处载荷模型的表面流态,从而影响了其气动特性;二是母机模型底部流动具有明显的非对称膨胀特征,不同法向位置处流速大小和方向差异明显,导致载荷模型气动特性随法向位置变化更为剧烈。     

TSTO并联分离激波/边界层干扰流动特性分析

针对两级入轨飞行器的缩比模型，通过试验与数值模拟相结合的方式，在马赫数6条件下开展典型级间距状态的激波/边界层干扰流场研究，详细分析干扰区壁面及空间的流动结构与特性。结果表明：试验中模型壁面边界层在激波入射之前为层流状态，在强激波干扰后迅速转捩为湍流状态，因此试验结果在第一道激波作用结束之前与层流计算结果吻合，而在第一道激波作用结束之后与湍流计算结果一致；激波/边界层干扰呈现复杂的三维流动特征和明显的开放结构，强激波在壁面形成的高压区呈弧状向下游展开，轨道级头部产生的入射激波在级间来回反射，强度依次递减；同时，干扰区内存在展向弯曲的主分离线与再附线、沿流向排列的二次分离线与再附线、流动剪切形成的旋涡结构以及包括鞍点、结点、焦点在内的临界点；层流边界层受到激波作用形成的分离区明显大于湍流边界层，同时开放特征更为显著。     

再入弹抛壳气动特性研究

本文用有限差分方法求解再入母弹头与其所抛壳体之间的无粘干扰流场,获得了体—壳的干扰气动力,并在准定常假设的基础上近似模拟了弹体与壳体的分离过程。数值研究的结果表明,体—壳间存在的干扰会导致壳的压心位置急剧变化,危及母弹安全;抛壳速度是体—壳安全分离的关键参数。     

基于PSP/TSP测量的TSTO标模级间分离气动干扰特性试验分析

两级入轨空天飞行器（TSTO）并联级间分离存在复杂的气动干扰现象，理解气动干扰特性对分离安全性设计和评估具有重要意义。本文在Φ0.5 m高超声速风洞中开展了基于压敏漆（PSP）与温敏漆（TSP）试验技术的级间气动干扰特性研究，解决了有遮挡条件下的压敏漆与温敏漆测量难题，获得了马赫数6条件下不同级间距的高分辨率大面积连续压力和温度分布特性。研究表明：轨道级头部激波直接入射至助推级壁面，与边界层相互干扰，诱导流动分离；入射激波与分离激波在级间区域会产生多次反射，形成三维复杂波系结构；随着分离距离增大，级间流场呈现从缝隙流到小通道流再到大通道流的流动特征，级间高压高温干扰区则呈现从前往后移动且峰值减弱的特点，这也是改变两级气动力/力矩特性、影响分离过程中两级位姿变化的主要因素。     

RANS/LES在超声速突起物绕流中的应用研究

安装在超声速/高超声速飞行器表面的突起物如机翼、控制舵等通常会导致复杂的激波/边界层干扰,对突起物的局部气动特性甚至飞行器整体的气动特性产生较大的扰动.在采用计算流体力学(CFD)数值模拟此类问题时,传统的求解雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程方法由于不能准确预测湍流脉动流场并且精度有限,在应用上受到一定的限制.本文在研究B-L (Baldwin-Lomax)内层模型和Smagorinsky亚格子模型优缺点的基础上,提出了一种新型的RANS/LES(Large Eddy Simulation)混合模型,并进行了算例验证,证实了该方法的可行性.在此基础上,对火箭表面突起物的干扰流场进行了数值模拟研究,细致地刻画了突起物附近的激波/边界层干扰、剪切层失稳和底部分离涡形成的非定常过程,获得了突起物及火箭表面上的压力脉动历程并进行了频谱分析.研究发现,相对于突起物底部的非定常分离流动,突起物前缘的激波和边界层相互干扰的非定常过程是突起物周围压力脉动的主导因素,这种高频的压力脉动可能对火箭内设备的正常工作产生不利的影响.     

吸气式飞行器进气道唇口三维激波/激波干扰

对吸气式飞行器进气道唇口处三维曲面激波/弓形激波干扰流场进行数值模拟,利用典型三维气动干扰试验对采用的数值计算方法进行验证。利用拼接网格技术及逆距离加权插值方法获得入口处流场的非守恒变量,作为激波干扰研究的入口边界条件。数值模拟表明,唇口处激波干扰流动的三维效应十分显著,曲面激波与弓形激波产生斜交,尽管唇口前缘半径很小,但Edney提出的6类激波干扰类型可能沿唇口展向方向同时存在;第Ⅲ和Ⅳ类激波/激波干扰的诱导使得唇口热流分布异常严酷;激波相交处形成斜向“伤疤”状局部高热流条带,峰值热流达到参考热流的4~6倍,可能引起唇口结构的局部烧蚀或破坏。      

亚跨声速风洞机弹干扰试验技术

介绍了一种利用小尺寸风洞进行亚跨声速挂弹/载机干扰试验的试验技术,该试验技术是在小尺寸风洞内进行挂弹/载机局部干扰试验,可以测量挂弹投放过程中作用于挂弹及其折叠尾翼上的气动力和舵效率。为验证该试验技术,选取了某空射型导弹进行了挂机干扰试验验证,试验前对局部干扰流场和完整干扰流场进行了数值计算,计算结果表明局部干扰流场与完整干扰流场流态基本一致。试验结果表明,小风洞对局部流场的模拟可以取得合理的试验结果,该试验技术具有可行性。     

基于网格测力数据的多体分离轨迹预测方法研究

将基于风洞网格测力试验数据建立的气动力模型与刚体运动方程进行耦合求解得到多体分离轨迹-时间特性，建立了一种多体分离的离线轨迹预测方法。为了提高气动力模型的预测精度，针对移动最小二乘法（MLS）模型提出一种新的权函数形式，针对Kriging气动力数学模型通过加入样点预处理提出了Kriging-Pre数学模型。研究方法应用于来流马赫数6条件下，某并联两级入轨飞行器标模的分离特性研究。研究表明采用改进的两种气动力数学模型均可有效提高分离轨迹预测精度，得到与CFD以及风洞试验定性一致的结论。验证了本文提出的离线轨迹预测方法可以满足当前多体分离特性定性分析需求，具有较高时效性。     

等离子体气动激励控制超声速边界层分离的实验研究

等离子体气动激励与超声速气流相互作用已成为高速流动控制领域的研究热点。激波与边界层相互作用现象广泛存在于超声速飞行器之中。本文进行了等离子体气动激励控制压缩角区和激波诱导边界层分离的实验,通过流场纹影显示和壁面静压测量,研究等离子体气动激励如何影响激波、激波如何影响边界层特性的科学问题。实验结果表明:施加毫秒量级表面电弧放电能够前移压缩角区的诱导斜激波,使分离区后移,分离区域增加,但激波强度减弱,流场总压增加;施加微秒量级表面电弧放电能够抑制激波诱导边界层分离,使分离区减小,流场总压减小。基于实验结果,认为毫秒量级表面电弧放电激励控制超声速气流的主要机理为放电过程的焦耳热效应;微秒量级表面电弧放电激励控制超声速气流的主要机理为焦耳热效应和冲击波效应共同作用。     

风洞投放试验技术的研究现状与应用综述

多体分离是航空、航天和武器系统总体部门一直极为关注的关键问题,多体间的流场干扰效应产生的气动力和力矩对悬挂物分离相容性有重要影响,基于运动动力学相似的风洞投放试验技术是预测和评估多体分离是否相容的一种非定常试验方法。根据飞行器多体分离相容性的研究需求,结合作者在风洞投放试验技术的研究成果和经验,对风洞投放试验技术的国内外研究现状进行综述。首先回顾了风洞投放试验技术的发展历史,然后对低速和高速风洞投放试验的相似准则及缩比关系进行详细地论述与分析,进而对风洞投放试验的几个关键技术进行综述,最后对风洞投放试验技术存在的问题提出思考与展望。     

串联布局飞行器级间冷分离气动特性研究

针对串联布局飞行器级间采用冷分离模式时的气动问题进行了风洞试验,研究典型亚声速、超声速下级间夹角为零时,两级气动特性随级间距离以及迎角的变化规律。结果表明,在所研究的级间距离范围内,两级相互干扰未被隔绝,两级的轴向力系数变化规律与马赫数、级间距离和迎角有关;二级法向力系数犆犖基本不受级间距离影响,而在迎角较大的情况下一级犆犖会随级间距离的增大而增大。     

基于节流阀模型的变循环发动机风扇准稳态数值研究

为了研究变循环发动机风扇部件在模式转换过程中的气动性能及流场变化规律,在风扇三维数值仿真模型的外涵道出口采用节流阀模型给定出口特征边界,代替模式选择阀门形成了风扇高/低阶混合计算模型,计算过程中通过调节节流阀系数模拟模式选择阀门的开闭过程。在模式选择阀门单独作用时,对风扇部件、中介机匣和分流环在模式转换过程中的气动性能和流场变化进行了准稳态分析,得到了以下结论：在模式转换过程阀门关闭的前半段（阀门开度大于0.4）,第二级处于堵塞状态,此时第二级转子槽道正激波位于转子流道内部,并在阀门关闭过程中不断向前移动,第一级在此阶段流场及工作点几乎不发生变化;当第二级转子的槽道正激波被推至叶片前缘附近,第二级退出堵塞后,第一级转子流道内槽道激波开始移动,第一级气动性能才开始发生明显变化;在模式选择阀门从开到闭的过程中,分流环前缘气流攻角增大,内涵道上壁面附面层增厚造成内涵道进口流动出现径向畸变。     

“Ⅳ型”激波干扰中流-热-固耦合问题一体化计算分析

针对高超声速进气道前缘"Ⅳ型"激波干扰产生的气动加热与结构传热多物理场耦合计算问题，发展了一种基于有限体积法的流-热-固一体化计算方法。该方法采用一体化控制方程组统一离散求解外部高速流场与内部结构温度场，规避了传统分区耦合算法在时间域内交替迭代的繁琐数据交换策略。另外，提出一种新的双温阻模型计算流-固交界面的物性参数以保证计算准确性，采用LU-SGS隐式时间迭代和自适应时间步长以提高计算效率。采用经典高超声速二维圆管流-热-固耦合算例对该一体化方法进行验证，计算结果与试验值和参考文献数据吻合较好，证明了该方法的可靠性和正确性。利用一体化方法对高超声速前缘"Ⅳ型"激波干扰流-热-固耦合问题进行定常/非定常计算与分析，给出了温度与热流的时变特性，计算结果表明，激波干扰作用产生的超声速"喷流"不断冲击壁面，使得壁面最大压力系数增大约9倍，壁面最大热流增大约4.7倍，给高速飞行器的热防护设计与选材带来严峻挑战。同时，也表明了一体化计算方法可以较好地用于长航时飞行条件下与复杂飞行环境下的高超声速热防护系统的热环境特性分析与综合性能评估。