再入飞行器压心测量方法研究

在常规测力风洞试验中,测量天平可以测量出飞行器的气动力和对飞行器质心的气动力矩,按照常规的压力中心计算方法,求得的压力中心位置为气动力作用线与飞行器纵轴的交点,而不是飞行器真实压力中心的准确位置。针对再入飞行器风洞试验常规压心测量无法反映压心确切位置的问题,通过攻角连续变化和数据实时采集技术对再入飞行器压力中心进行了研究,得到了飞行器压力中心具体位置的测量与计算方法,以及其随攻角变化的变化规律。结果表明,得到的计算方法可以准确得到再入飞行器的压心位置。同时还导出了CN和CA分别对飞行器质心产生的俯仰力矩大小的影响:随着攻角的负向增加,CA对Cm的贡献逐渐增加,CN对Cm的贡献逐渐减小,压力中心实际轴向位置和常规计算值中压力中心和纵轴交点位置的差量逐渐增大,而压力中心的法向坐标值并不大;对于再入飞行器,CA对Cm的贡献很大,不能忽略或简化。     

球锥细长体等离子体鞘套分析

在高速飞行器再入大气的过程中,将出现严重的通讯中断问题。了解飞行器周围等离子体鞘套特性,是解决通讯中断问题的前提。为此,本文从简化Navier-Stokes方程出发,采用差分方法计算了小钝头锥体二组元扩散、化学平衡层流流场,给出了流场参数、电子密度、碰撞频率以及表面热流和阻力系数的分布。本文结果与边界层理论计算结果和无粘流场计算结果进行了比较。     

微波在薄层等离子体中传输效应研究

为了准确预测再入飞行过程中等离子体对微波传输特性的影响,采用WKB方法、FDTD方法、平面波理论和薄层等离子体理论4种方法,结合粉末激波管上开展的试验研究了X波段和Ka波段微波在薄层等离子体中的传输效应。对于X波段,试验时激波马赫数为9.6、10.7和10.5;对于Ka波段,试验时激波马赫数为10.5。通过对比与分析获得的主要结论有：当等离子体厚度和入射波波长相近时,薄层等离子体理论计算结果比其它三种方法的计算结果更接近于试验结果;在碰撞频率接近并且电子密度小于临界电子密度的条件下,Ka波段微波信号穿过相同厚度的等离子体比X波段微波信号衰减小得多,具有更强的穿透性;如果等离子体碰撞频率和微波入射频率相同,随着电子密度的增加,微波信号穿过相同厚度的等离子体时衰减变大;当碰撞频率和入射波频率差不多时,共振吸收导致衰减达到最大值。     

基于脉冲数字全息的甩油盘雾化特性

设计搭建离心式甩油盘雾化场测量系统,提出多孔板式抽吸罩防止油雾外溢,仿真计算甩油盘雾化实验器流场,采用脉冲数字全息技术测量了不同转速下甩油盘雾化场雾滴的空间分布,粒径分布及雾化锥角,结果表明:多孔板式抽吸罩抽吸气流径向流速均匀,在甩油盘附近形成的流场速度比雾滴运动速度低一个数量级,对雾化场影响较小;实验甩油盘雾化场雾滴的峰值粒径为20 μm,占比20%~30%,随着转速的升高,雾化粒径索特尔平均直径(SMD)减小,且雾化场沿轴向集中,雾化锥角减小。在同一转速下随着距离喷嘴出口高度的增加,雾化粒径SMD增大,且随着转速的升高,增大的幅度减小。     

面向弹道优化的高超声速再入飞行器模态稳定性分析

为研究高超声速再入飞行器沿弹道的自由扰动运动的稳定性,考虑大气密度随高度的变化和引力梯度,建立了高超声速无动力再入纵向动力学小扰动线性化方程,然后获得转移矩阵和特征方程,在此基础上进行沿弹道的纵向模态分析。利用二次曲线及基于类型函数和形状函数（CST）的方法提出升力式高超声速飞行器气动布局,并采用工程估算方法获得飞行器气动特性数据。针对最大射程、最小射程和跳跃弹道等典型再入弹道进行沿弹道的模态稳定性分析,得到高超声速再入弹道高度模态、沉浮模态和短周期模态稳定性沿弹道的变化特征。从稳定性的角度,对弹道优化提出建议：应避免所设计的弹道产生太大的跳跃,即使是牺牲一些射程上的性能,因为跳跃会使短周期模态和沉浮模态产生更多的不稳定特征根。     

激波后高温高速流场中的传热特性研究

激波后高温、高速流场中的热力学与传热特性分析是直接涉及到飞行器热防护设计与传热分析的关键问题之一,借助于多组分、考虑非平衡态气体的振动以及激波与热化学非平衡态效应的守恒积分型Navier-Stokes方程组,并用高分辨率总变差减小(TVD)格式进行求解,计算与研究了Apollo工程AS-202返回舱再入地球大气层的6个飞行工况(飞行马赫数15.52～22.63)以及Huygens飞行器再入土卫六大气层的6个工况(飞行马赫数17.29～24.47),分析了不同工况下弓形脱体激波后高温高速流场的热力学与传热特性,计算得到了沿壁面的热流密度分布、温度分布以及Stanton数分布,并与国外相关飞行数据进行了比较,两者吻合较好.相关计算可以指导有关飞行器的热防护设计.      

吸气式脉冲爆震发动机壁温试验

为了探索各频率下管壁温度随时间的变化趋势及爆震管外壁面的温度分布规律,对爆震室内径68mm,长2 000mm,以汽油为燃料、空气为氧化剂的吸气式脉冲爆震发动机进行试验,用热成像仪对稳定工作在10Hz,20Hz,40Hz下的管壁温度进行了监测。结果表明:同一频率下随时间的增加壁面温度增加速度减小;热平衡时壁面温度随频率的增加而增长,10Hz,20Hz,40Hz热平衡时外壁面最高温度分别在726℃,1011.5℃,1159.5℃以上;热平衡前管壁温度的增长速度随频率的增加而增加,管壁温度的增长速度跟频率约成正比;爆震室上沿着压缩波叠加至形成爆震的方向,温度在外壁面上递增分布,在爆震形成区温度最高,从爆震形成区到发动机出口处,温度在外壁面上逐渐降低;各频率下最高温度区位置基本不变,距点火位置1 350mm左右;同一轴向位置上的外壁面温度随频率的增加而增加,温度的增长幅度随频率的增加而减小。     

宽高比对矩形喷管射流湍流强度影响试验

采用热线风速仪对不同宽高比圆转矩形收敛喷管射流宽、窄对称面上的湍流强度进行了试验研究,得到其沿径向和轴向的分布特征,揭示了流体微团正向脉动变化规律.湍流强度沿径向逐渐减小,宽高比小于8时,随宽高比增加而提高,宽高比大于8后,略有减小.宽、窄对称面上的湍流强度分布规律相同;在射流中心线上,湍流强度沿轴向呈现增大趋势,宽高比小于8时,随着宽高比增大而提高,大于8后,湍流强度有所降低,分布规律不变.      

低比转速泵叶轮流道内部流动的PIV试验

介绍了粒子图像测速仪(PIV)、泵试验装置和试验方案.采用PIV技术,对3种流量下叶轮流道内部3个不同测量平面上的流动进行了试验研究,获得了速度矢量分布.探讨了速度分布沿叶轮周向和轴向的变化规律以及流量对速度分布的影响.结果表明,随着流量的减小,吸力面速度略有减小,压力面速度变化较为明显,当流量达到额定流量的0.6倍时,在压力面附近存在回流现象;在叶轮出口处,流量对相对速度方向没有明显影响;叶轮流道内部速度沿轴向分布均匀,绝对速度沿半径方向呈增加趋势,无量纲绝对速度的周向分量v_u/v从压力面到吸力面呈下降趋势,且随流量的减小而增大.研究结果为叶轮设计以及离心泵内部流动的试验研究提供了借鉴.      

一种可重复使用再入飞行器的覆盖区求解方法

针对覆盖区的三个子问题——最大纵程问题、固定纵程下最大横程问题和内边界问题,设计了求解方法。在"r-V"空间内引入约束的对数表达形式简化了再入走廊的表达,提出了将再入轨迹分为"初始下降段、边界跟踪段和终端调整段"三段设计的轨迹规划方法,通过终端调整段的设计满足了再入终点的高度要求。为了跟踪所规划轨迹,引入了准平衡滑翔条件获取解析制导律。沿走廊上边界飞行获得最大纵程点;通过平移"边界跟踪段"轨迹使其布满再入走廊,解决固定纵程下的最大横程问题,获得外边界;而沿走廊下边界飞行获得覆盖区内边界。仿真结果表明方法快速、可行,在再入飞行器性能评估、再入任务设计和再入制导律评估等环节中具有工程应用价值。     

Observations of Vertical Reflections from the Topside Martian Ionosphere

The Martian ionosphere has for the first time been probed by a low frequency topside radio wave sounder experiment (MARSIS) (Gurnett et al., 2005). The density profiles in the Martian ionosphere have for the first time been observed for solar zenith angles less than 48 degrees. The sounder spectrograms typically have a single trace of echoes, which are controlled by reflections from the ionosphere in the direction of nadir. With the local density at the spacecraft derived from the sounder measurements and using the lamination technique the spectrograms are inverted to electron density profiles. The measurements yield electron density profiles from the sub-solar region to past the terminator. The maximum density varies in time with the solar rotation period, indicating control of the densities by solar ionizing radiation. Electron density increases associated with solar flares were observed. The maximum electron density varies with solar zenith angle as predicted by theory. The altitude profile of electron densities between the maximum density and about 170m altitude is well approximated by a classic Chapman layer. The neutral scale height is close to 10 to 13 km. At altitudes above 180 km the densities deviate from and are larger than inferred by the Chapman layer. At altitudes above the exobase the density decrease was approximated by an exponential function with scale heights between 24 and 65 km. The densities in the top side ionosphere above the exobase tends to be larger than the densities extrapolated from the Chapman layer fitted to the measurements at lower altitudes, implying more efficient upward diffusion above the collision dominated photo equilibrium region.     

再入飞行器尾迹流场及其雷达散射效应研究

对再入飞行器等离子体尾迹及其雷达散射特性进行了分析、研究和大量的计算。讨论了物形、流场各因素对尾迹雷达散射截面的影响。流场计算使用准一维粘性尾迹方程，以修正基尔方法（多值法）求解，用一阶Ｂｏｒｎ近似完成亚密雷达散射截面（ＲＣＳ）计算。计算中使用８组元混合空气、１４个非平衡化学反应模型，考虑５种不同尺度的小钝头锥形物体，沿再入轨道取６５至３４公里，共１３个高程的飞行条件。通过计算得到了再入体尾迹各流场参数、电子密度分布及湍流亚密尾迹的ＲＣＳ。结果说明再入钝锥细长体粘性尾迹的转捩特性对于等离子体的散射性质具有决定性的作用；再入弹头尾迹等离子体对地面单站雷达发射波的回波主要来源于尾迹湍流亚密的非相干散射；对确定的波长，当环境雷诺数达到临界值之后，可能出现ＲＣＳ的突增现象；不同物形及来流条件造成尾迹转捩位置的改变，从而影响ＲＣＳ的数值及其沿轨道的分布；改变尾迹颈部初值会引起ＲＣＳ值的明显变化。     

高超声速再入飞行器的多孔流动控制

针对高超声速再入飞行器流动控制问题,提出一种头部进气、尾部排气的多孔流动控制概念。采用Fluent软件针对高超声速再入飞行器无孔模型、排气孔模型在马赫数为6,高度为25km状态下开展了三维雷诺平均N-S方程(RANS)数值模拟研究。结果表明:排气孔模型阻力系数略有增加,下排气孔(SH-DB)模型产生正的升力系数增量和低头力矩增量,上排气孔(SH-UB)模型产生负的升力系数增量和抬头力矩增量,实现了无活动气动面产生控制力矩的目的,为高超声速再入飞行器复合控制提供了参考。      

超声速旋流器内气相流场的数值模拟

为了研究旋流对超声速喷管内流场的影响,在现有旋流器的基础上,通过简化模型而设计出一套前置式超声速旋流器装置,并建立不同旋流器下的三维几何模型,利用计算流体动力学(CFD)软件Fluent,结合realizable k-ε湍流模型对气相流场进行数值模拟。结果表明：在保持入口总压恒定时,随着进气道数量的减少,气体在旋流器中产生的最大切向速度会增大,但不会改变喷管流动具有组合螺旋涡的特性;由于气体的角动量是以减小轴向动量为代价,切向速度的增大,导致出口截面处的平均轴向速度减小;入口总压增大时,气体速度与静温在收缩段的分布接近,在扩张段,气体速度和马赫数增大,而静温减小,并且切向速度在出口截面沿径向方向上呈现出几乎相同的分布。     

基于超燃冲压发动机的HIFiRE项目飞行试验研究进展

飞行器在临近空间内的气动特性及发动机性能一直是各国高超声速项目研究的重点,为探索边界层转捩、激波边界层相互作用以及气动加热效应,美澳牵头于2006年联合启动了HIFiRE项目,采用探空火箭发射进行重点技术验证的模式开展了系列创新性研究。项目重点关注20~38km空域,4~8速域飞行马赫数,试验方案通过单项验证、系统集成的思路逐步深入,将一体化设计的乘波体从无动力滑翔推进到有动力巡航,最终完成带超燃冲压发动机高升阻比飞行器的总体性能测试。研究结果表明:①试验飞行器的边界层转捩高度在35~25km;②乘波体飞行器在飞行马赫数为7时最大升阻比为5.6;③超燃冲压发动机的飞行试验中,在86.2kPa的恒定动压下,飞行马赫数从5.5加速到8.5,试验中发动机实现了从亚燃到超燃的模态转换。      

分流器对进气粒子分离器性能的影响

为了揭示分流器位置及形状对进气粒子分离器(IPS)性能的影响,采用Realizable k-ε湍流模型对IPS进行了数值模拟,得到了分流器沿轴向移动及径向移动对IPS流场、分离效率、总压损失的影响,在此基础之上,研究了分流器唇口处与内壁面最高点轴向距离及径向距离的比值及分流器形状对IPS的影响,结果表明:比值较大时,随着轴向距离的增加,总压损失呈下降趋势,且下降梯度较大.当比值较小时,总压损失呈先减小后增加的趋势;与未改变分流器形状相比,分流器形状改变后总压损失有所降低,分离效率提高,并且分流器唇口处最高马赫数有所降低.      

叶尖间隙分布对内燃机增压压气机性能影响

采用三维CFD(计算流体动力学)方法,对两种相反叶尖间隙分布方式的无叶扩压器压气机级进行了详细流场分析,研究了叶尖间隙分布对跨声速离心压气机叶轮及扩压器性能的影响机理.结果表明,非均匀分布弦向间隙分布叶轮有较宽的稳定工作范围;出口轴向间隙小于进口径向间隙的压气机级压比和效率明显高于出口轴向间隙大于进口径向间隙的压气机级.较小的出口轴向间隙削弱了叶轮通道后半段间隙流动,显著提高了叶轮后部做功能力,获得更高的级压比;并使叶轮后部间隙涡强度及涡在叶轮通道和扩压器通道内耗散损失小,压气机级效率更高.      

模型表面温度对光电特性影响的实验研究

对在JF-10氢氧爆轰驱动高焓激波风洞中开展烧蚀材料模型表面温度对光电特性影响的实验方法进行了探索。风洞实验状态的驻室总压约为20MPa,驻室总温约为6000K,自由流速度约为4km／s。实验以锑化铟多单元红外成像系统与电离列阵测试装置为测量手段,用以烧蚀材料为头部的球头钝锥体模型,实验测量激波层中红外辐射的横向剖面分布和壁面附近电离密度的剖面分布,并在烧蚀材料加热和不加热两种情况下进行了对比实验。实验结果表明：烧蚀材料的加热加强了模型头部激波层中的红外辐射,同时也增大了模型表面的电子密度。     

再人飞行器脉动压力环境的分析与预测

本文分析了机动再入飞行器因非定常空气动力流动引起的物面脉动压力环境,并根据高超声速无粘流计算的表面压力分布,给出了一套预测各种脉动压力环境统计特性的工程计算公式。算例表明,预测的均方根脉动压力、功率谱密度和交叉功率谱密度与实验值是一致的。     

涡轮叶栅叶尖间隙流实验研究(英文)

This article describes the effects of some factors on the tip clearance flow in axial linear turbine cascades. The measurements of the total pressure loss coefficient are made at the cascade outlets by using a five-hole probe at exit Mach numbers of 0.10, 0.14 and 0.19. At each exit Mach number, experiments are performed at the tip clearance heights of 1.0%, 1.5%, 2.0%, 2.5% and 3.0% of the blade height. The effects of the non-uniform tip clearance height of each blade in the pitchwise direction are also studied. The results show that at a given tip clearance height, generally, total pressure loss rises with exit Mach numbers proportionally. At a fixed exit Mach number, the total pressure loss augments nearly proportionally as the tip clearance height increases. The increased tip clearance heights in the tip regions of two adjacent blades are to be blame for the larger clearance loss of the center blade. Compared to the effects of the tip clearance height, the effects of the exit Mach number and the pitchwise variation of the tip clearance height on the cascade total pressure loss are so less significant to be omitted.