底部排气法的减阻特性及在超声速导弹上的应用

采用数值模拟试验的方法较为系统地研究了底部排气减阻中气流的排出方式、流量消耗率、排气孔孔径和排气孔的收敛或扩张角等因素对底部阻力的影响，并将排气减阻的贡献分解为排气冲量和底部压强两部分进行了分析。本文首次将底部排气法应用于导弹上，结合一种具有常规气动布局的超声速导弹进行了底部排气方案设计，采用一种“底窝器”来提高进气道整流罩的底部压强，并进行了风洞实验验证。数值模拟发现，研究范围内流量消耗率的增加、排气孔位置的外移、开孔数目的增加以及开孔率的增加均能明显改善其减阻效果，但其各自的机理不同。前者主要依靠排气冲量的增加，而后三者则主要提高底部压强。风洞实验结果表明，“底窝器”能够明显降低全弹阻力系数，使全弹阻力系数下降2％～3％。     

超声速反向混合实验及其压力温度测量

对超声速反向射流混合加热方案进行实验验证。实验结果表明:控制向燃烧室注入水雾的流量可以方便地调节燃烧室的温度和压力;用双路氢氧进气系统易于实现稳定的点火和燃烧。用热电偶测量混合前后的流场温度分布的初步结果表明,反向射流混合方案基本可行。     

超声速进气道边界层吸除方案设计及实验

应用工程设计方法,结合数值模拟,设计了一种带有边界层吸除型式的超声速轴对称进气道,对进气道内流场进行了数值模拟研究,并且进行了风洞实验.研究发现,对进气道中心锥边界层进行合理流量的吸除可以明显提高进气道的总压恢复,增强了进气道的稳定工作的能力.从试验数据可知,在Ma=4.0时,进气道临界总压恢复系数达到了0.43,与不吸除比较,比常规同类进气道的临界总压恢复系数(σ=0.33)提高了约30%.通过对数值模拟结果与风洞实验结果的对比可知,二者能够基本吻合.     

三面压缩式高超声速进气道流动结构研究

采用油滴显示技术结合数值模拟方法对三面压缩式高超声速进气道的流场进行了深入研究.结果揭示由于激波-边界层干扰,三面压缩进气道内存在边界层分离、溢流和三维涡结构等复杂流动现象,尤其是唇口诱发的较大强度的斜激波引起了侧壁和顶面的边界层分离,并在顶面附近形成大尺度的流向涡,造成隔离段内存在明显的分层现象,形成低总压区,需要在进气道设计时对这一现象进行有效控制.     

利用光学层析技术重构超声速绕流流场密度分布

在连续式风洞中,采用单光路旋转流场干涉测量和计算机层析方法获得了含模型的超声速绕流流场密度分布.首先利用多种图像处理方法,并引入计算机辅助功能,对干涉图片进行精确判读和定量处理,准确重构波前相位信息;获得了相应的PV值、RMS值以及前15阶的Zernike多项式系数;通过同原始CFD模型波前数据的对比,系统的重构精度RMS优于λ/10.在获得一系列单帧干涉波前相位数据的基础上,采用光学层析技术,设计计算机迭代算法,构造内部旋转矩阵,重构了超声速绕流流场密度分布,可以非常直观地获得待测流场不同方向截面上的密度分布状况.     

超声速流动燃烧气体比热比的集成传感测量技术

介绍了为测量燃烧气体的比热比而设计的包含了皮托管和激光光束跟踪系统的集成测量系统。该系统通过测量压力比和穿过皮托管前正激波的激光折射角来获得比热比,从而免使用复杂而昂贵的光相色谱仪器。激光光束折射角通过两台CCD摄像头和移动空间坐标测量系统(MScMS)来准确记录激光光束折射角。密度比通过Gladstone-Dale关系和Snell律来获得。由此,通过所获得的跨激波的压力比和密度比可以定量确定比热比。这一技术可有效降低比热比测量时间。本文对激光光束跟踪系统和皮托管所带来的不确定性进行了分析,结果表明在总温不超过1000K时系统不确定性低于5.5%。可行性分析表明该技术可以实现,但仍有部分技术问题需要在实施前解决。     

高速风洞级间分离轨迹模拟试验技术

针对多级航天器级间分离研究的地面试验需求,在高速风洞中发展了能够同时模拟前、后级运动的级间分离试验技术。利用风洞的上、下迎角机构,配置电机、传动系统和控制系统,建立了可变迎角和x向位移的上驱动机构,以及可变迎角、x向位移和y向位移的下驱动机构。分别将多级航天器的前、后级模型及测力天平与风洞上、下驱动机构连接,在级间分离计算机控制下,可开展前级迎角、后级迎角、前后级x向和y向相对位置协同模拟的轨迹模拟试验。调试和应用结果表明:上驱动机构可实现迎角–15°～15°、x向0～200 mm范围内的受控运动;下驱动机构可实现迎角–11°～49°、x向0～680 mm、y向0～507 mm范围内的受控运动;系统可用于常规测力试验、投放试验、网格测力试验和轨迹捕获试验。     

超声速流动现象的水法流模拟与仿真

根据流体流动控制方程组,研究发现明渠中的浅水波和气体中的扰动波具有相同的传播特征,因而可用直观形象的水流实验来模拟复杂的气体动力学现象.运用收缩扩张形实验明渠得到的水流实验结果与气体流场数值仿真结果具有良好的一致性,验证了明渠流模拟气体动力学现象的有效性.研究结果表明:拉瓦尔喷管中的马赫数M与同尺寸明渠中的弗劳德数Fr具有相同的变化规律;明渠中的超临界流通过楔形体和圆柱体时的流动现象可以比较理想地模拟出超声速气流在相应条件下的膨胀波和激波现象;通过改变出口外部水位的方式在明渠内形成的水跃波,可以非常形象地模拟出拉瓦尔喷管在相应条件下形成的管内激波.     

弹尾超声速轴对称喷流的正格式数值模拟(英文)

采用二阶正格式方法对超声速轴对称喷流流动进行数值模拟。将二维守恒方程的正格式方法发展到轴对称Euler方程组的求解,并对导弹尾部超声速伴随射流进行了数值计算。数值结果与实验照片所反映的流动特征吻合较好,与三阶精度间断有限元方法计算结果吻合,相比于二阶高分辨率TVD格式的计算结果,正格式方法的计算结果在间断点处具有较大的梯度变化。这表明该方法对激波具有较强的捕捉能力,在间断处不会出现数值振荡,对弹尾声音速伴随射流的数值模拟真实、有效。     

人工智能在空腔气动/声学特性预测与控制参数优化中的应用

多参数多条件下的精准气动特性数据是进行飞行器快速设计、系统完善、性能评估、指标考核的基本前提和根本保证。基于人工智能的深度学习技术与流体力学交叉融合已成为当前发展趋势,并在湍流模型改造、系统理论建模、气动数据预测、控制参数优化、复杂流场重构等方面得到成功应用。为最大限度发挥深度学习的强大表征能力,围绕内埋弹舱作战运用和智能优化设计需求,构建了弹舱空腔气动特性多场载荷数据库,采用基于数据驱动的深度学习方法,建立了耦合因素影响下的空腔气动/声学特性智能分析深度前馈神经网络模型,实现了有限约束条件下的空腔气动/声学特性快速预测,并引入随机搜索和贝叶斯超参数优化方法增强了模型鲁棒性,为空腔噪声有效控制模型快速优化设计提供了数据基础和方法途径。