高超声速飞行器单壁膨胀喷管的自动优化设计

为了提升高超声速飞行器单壁膨胀喷管的升力和推力,对其进行了优化设计。介绍了超声速流场的分区推进求解技术、流动的时间迭代和超声速流动的空间推进求解方法。对高超声速飞行器的单壁膨胀喷管进行了参数化描述。实现了喷管二维网格的自动生成。借助成熟的单目标和多目标优化软件,对喷管的推力和升力进行了优化。优化后的喷管在推力和升力方面有了大的提高。所采用的超声速流场分区推进求解和空间推进求解技术使得优化过程在单个CPU上能快速完成。     

超燃冲压发动机燃烧流场纹影图像无监督分割方法

超燃冲压发动机燃烧室流场纹影图像常存在大量噪声信号,如何高效、准确提取燃烧流场图像的主要波系结构成为当前亟需探索的问题。以超燃冲压发动机燃烧室内冷流到氢燃料点火阶段流场为研究对象,基于深度神经网络方法,发展一种燃烧室内流场的关键波系结构快速识别方法。首先,采用基于图论的超像素分割方法对纹影图像进行聚类分割,为语义信息明显相同区域分配伪标签;其次,设计了一种全卷积特征提取神经网络,并使用残差结构对各个通道进行加权,提取纹影图像高级语义特征;最后,使用交叉熵目标函数优化网络模型,并通过阈值滤波操作去除噪声像素点,提升语义分割效果。结果表明：与K-means及自适应高斯阈值方法相比,本文提出方法在准确率、召回率、F1分数和交并比指标性能明显是最优的,能够准确完成燃烧流场纹影图像语义分割任务,可以更加清晰地反应流场内的主要波系和剪切层结构     

氢燃料超燃燃烧室流场结构和火焰传播规律试验研究

采用试验方法研究了不同当量比条件下的氢气燃烧流场结构和火焰传播规律。采用壁面测压、纹影、差分干涉、火焰自发光照相以及OH-PLIF等测量手段获取流场信息,并发展了纹影、差分干涉和PLIF同步测量的试验方法,获取了流动结构和火焰的耦合测量结果。结果表明:在所研究的5个状态中,当氢气当量比大于0.17时,燃烧流场结构不稳定,火焰分布呈现破碎状,火焰在燃烧室上下壁面之间来回传播;当氢气当量比小于或等于0.17时,燃烧流场结构稳定,火焰呈现连续分布,火焰稳定分布于凹槽下部剪切层内。     

基于连续伴随方法的高超声速飞行器高精度气动优化

高精度气动优化是改善高超声速飞行器气动性能的必要途径。基于Navier-Stokes方程推导了连续伴随方程以及与气动力目标函数对应的边界条件和壁面灵敏度公式,考虑了层流输运系数变分对伴随方程的贡献,采用基于二阶熵修正Roe格式的伴随对流项离散形式,构造了适用于高超声速流动的连续伴随求解器;结合FFD （Free Form Deformation）参数化方法和SQP （Sequential Quadratic Programming）优化算法构建了高精度梯度优化框架;在高超声速来流条件下对二维翼型和Sanger飞行器机翼优化开展了验证和应用。结果显示,在高超声速流动条件下所采用的伴随对流项离散形式具有较好的鲁棒性和低耗散性;连续伴随求解器能够较好地给出气动力目标函数梯度;优化后Sanger机翼构型通过二次激波压缩实现了减阻增升,升阻比提高5.0%;验证了连续伴随优化作为高超声速飞行器高精度气动优化方法的可行性。     

脉冲燃烧风洞与连续燃烧风洞数据相关性研究

燃烧加热风洞是目前开展超燃冲压发动机地面模拟试验的主要设备。燃烧加热风洞的试验时间（脉冲式和连续式）及燃烧方式（氢-氧燃烧、碳氢-氧燃烧）均会对发动机试验结果产生一定影响。研究了氢-氧燃烧脉冲风洞与氢-氧燃烧连续风洞、酒精-氧气燃烧连续风洞的数据相关性。研究表明:对于同为氢-氧燃烧的脉冲风洞和连续风洞,在相同试验状态下,发动机推进流道压力系数分布规律一致,连续风洞试验的燃烧室压力高于脉冲风洞试验值,连续风洞的发动机推力收益比脉冲风洞高10%左右;对于氢-氧燃烧脉冲风洞和酒精-氧气燃烧连续风洞,发动机推进流道压力系数分布规律一致,连续风洞试验的燃烧室压力高于脉冲风洞试验值,连续风洞的发动机推力收益比脉冲风洞高5%左右。     

基于γ-Reθ转捩模型的高超声速复杂构型转捩模拟

在大规模并行可压缩Navier-Stokes求解器AHL3D框架上,搭建了γ-Re_θ转捩模型。在该模型基础上,通过高超声速二维进气道构型算例,加入了可压缩性修正,使其能够模拟可压缩性对转捩位置的影响,同时通过修改分离诱导转捩关键参数,增加了模型对粗糙颗粒诱导强制转捩的敏感性,最后对耦合关系式也进行了适当的修改。为了验证修改后的模型对高超声速自然转捩和强制转捩的预测能力,对Ma7.4 Ames全尺寸模型和单个粗糙颗粒诱导Ma6的平板转捩进行了模拟。结果表明:与原始模型相比,修改后的模型的转捩位置被大大推迟,并且粗糙颗粒诱导转捩的作用被加强,与实验结果吻合良好。采用此模型对X-51A的20%缩比进气道模型在普渡大学Ma6静音风洞中的试验状态进行了模拟,模型不仅能够反映来流湍流度对转捩的影响,也能反映转捩带对转捩的促进作用。结果显示修改的转捩模型在高超声速复杂构型的转捩预测及研究中具有很好的应用潜力。     

一种新运行方式脉冲燃烧风洞研制及初步应用

介绍了一座喷管口径为600mm、利用氢与富氧空气混合燃烧产生高焓试验气流的脉冲风洞。风洞首次采用了活塞挤压为加热器供应燃料和路德维希管供应富氧空气的工作方式，实现了风洞试验过程中需多少燃料就供多少燃料，消除了采用路德维希管供燃料存在的弊端。自主研制的大通径快速阀取代了膜片，提高了设备运行效率。风洞在吸气式高超声速技术研究中得到了成功应用。     

高超声速马赫反射

通过实验和数值计算模拟了激波绕４０度压缩拐角的流动。实验是在气动中心激波管中完成的，数值模拟采用了层流的Ｎ－Ｓ方程，对无粘项，粘 英和化学源项分别采用迎风ＴＶＤ格式，中心差分格式和点隐式的方法进行差分离散，计算了平衡与非平衡条件下的马赫反射流动，其数值计算结果与实验结果符合甚好。     

二维带动力吸气式高超声速飞行器绕流的PNS-NS混合求解

为了提高吸气式高超声速飞行器绕流的求解效率,采用空间推进求解抛物化PNS(parabolizedNavier-Stokes)方程和时间迭代求解Navier-Stokes(N-S)方程的混合计算流体动力学(CFD)方法来求解高超声速飞行器整机绕流.在超声速占主导的流动区域采用空间推进求解抛物化N-S方程的方法,在亚声速和分离区采用时间迭代求解N-S方程的方法.对于求解二维带化学反应的吸气式高超声速飞行器绕流,混合CFD方法和完全时间迭代方法相比,可得到同等准确的数值模拟结果,并且求解效率提高了数倍.      

强激波阵面的非平衡特性研究

利用测量强激波波后N_2~+第一负系(0,0)带和(1,2)带的辐射,对强激波后振动温度历程的进行了测量;利用Langmuir探针技术,在低密度激波管中对强激波后电子数密度历程进行了测量;在弹道靶中进行了激波脱体距离的测量研究.测量和计算结果进行了对比,结果表明:N_2~+B~2∑_u~+态的激发比振动能的激发更快:实验测得的振动温度有明显的周期性振荡;在激波速度7.65km/s～7.85km/s、p_1=1.33Pa、实验段内径0.8m下,实验有效时间只有约6.5μs,实验中的电子数密度不能达到峰值,在约10倍波前自由程的实验有效区域内,电子数密度的测量值与计算值吻合很好.激波脱体距离的测量误差约为5%,是目前国内精度最高的结果.