有翼飞行器高超声速动导数的风洞自由飞测量

对具有典型意义的有翼航天飞行器模型在力学所JF 8A脉冲型高超声速风洞中M =6.2 6,M =7.91和M =9.2 9条件下进行了模型自由飞实验。由记录的运动经最大似然法作参数辨识后得到了它们的俯仰阻尼导数。实验结果显示 ,在实验范围内模型具有动态稳定性 ,同一名义实验条件下的重复性实验呈一致的运动规律并具有接近的动导数测量结果。实验范围内马赫数的变化 (从 6.2 6到 7.91 )以及模型质心位置的轴向移动 (从 0 .5 0到 0 .60 )没有导致俯仰阻尼系数的明显变化 ,其量值在- 1 .5附近。而马赫数 9.2 9时阻尼值变小 ,其主要原因可能是由雷诺数的变化所引起。此外 ,考虑恢复力矩的非线性影响后 ,辨识结果有所改善     

基于耦合气动参数的HGV多模型估计

利用气动参数对未知气动力建模是提高高超声速滑翔目标跟踪精度的有效途径。对目标气动加速度及其导数项进行分析,在非耦合气动参数模型的基础上,考虑气动加速度在转弯和俯仰方向存在的先验信息,推导滚转和螺旋2种耦合气动参数模型。利用一种分离估计模型对目标状态与气动参数进行估计,分别给出状态滤波器和气动参数滤波器的表达式。同时,考虑不同飞行模式下参数的机动频率,构建基于耦合气动参数的交互多模型跟踪算法。仿真表明,本文所提算法精度显著高于针对该类目标的其他跟踪算法。同时,滚转模型的性能优于螺旋模型,且计算复杂度更小。      

尖前缘任意翼型的超音速和高超音速俯仰安定性导数

本文推广了文[1]的欧拉方程摄动法,讨论了尖前缘任意翼型俯仰安定性导数的计算方法,并应用该方法计算了双圆弧翼型的俯仰安定性导数,其数值结果与文[2]的超音速线化位流方程有限差分法的数值结果比较,更接近于实验值。在激波附体的条件下,本文的方法可用于计算大迎角尖前缘任意翼型的超音速和高超音速俯仰安定性导数。     

圆转方非轴对称喷管无粘流动的多层网格法求解

本文利用多层网格法求解三维无粘亚音和跨音速圆转方非轴对称喷管的流动,基本格式是把Ni[1]的二维有限体积积分格式推广到三维流场。边界条件采用文[2]中的“预测一修正”处理方法。为了进一步提高格式稳定性,在计算流动变量的一阶时间变化量时,采用单元体积平均法而不是文[1]中的算术平均法。引入当地时间步及多层网格方法,以加快格式的收敛速度。文中还对多层网格构造形式及其收敛效果作了讨论。通过对两种喷管模型流动的计算和与试验数据的对比,验证了该算法的精度。     

二元内流通道内湍流附面层分离的数值与实验研究

本文应用激光多普勒测速仪测量了二维扩压器中不可压湍流附面层分离流动,得到了时均速度和表面压强分布,表面摩擦系数和时均速度分布经验关系式做了比较。预测中采用准同时粘性/无粘流匹配模型,并比较了两种形状因子H_1经验关系式所得预测结果。在最大反流以前,所预测的附面层位移厚度及形状因子与实验吻合。     

高超声速马赫反射

通过实验和数值计算模拟了激波（马赫数７．６）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、粘性项和化学源项分别采用了迎风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。     

高超声速飞行器主动气膜冷却热防护数值仿真研究

为研究高超声速飞行器头部全覆盖保护情况下的气动热分布特征,文章提出一种微孔射流的主动气膜热防护方案,并对射流微孔分布进行优化;通过数值求解N-S方程,得到高超声速飞行器头部的驻点压力及表面、附近温度分布。研究结果表明,在主动气膜冷却热防护下,高超声速飞行器壁面温度可以降到1000 K以下。该方案可为未来高超声速飞行器的外壳设计提供参考。     

一种基于三维粘性流场的乘波体生成方法

为了便于乘波体的优化设计工作,本文实现了一种基于任意三维粘性流场,在激波面上截取乘波体前缘线来生成乘波体外型的设计方法,并与NASA Langley研究中心的CFL3D软件的算例结果进行了比较检验,误差满足工程计算要求.由于在流场计算中直接计入了粘性,而不像大多数的研究方法那样通过无粘计算再进行粘性修正,而且对于高超声速乘波体设计,可以在程序中考虑真实气体效应、化学反应等因素,因此本文的设计方法更接近工程实际,更具有推广价值.     

DSMC量子动理学化学反应模型的数值模拟

为评估直接模拟蒙特卡罗（DSMC）方法中新近发展的一种量子动理学（QK）化学反应模型,在自研高超声速稀薄气体流动数值模拟软件RariHV中实现该模型,并进行了单个绝热单元内的热泳平衡/非平衡反应测试。结果表明,数值解与理论解吻合良好,QK模型具有很好的预测化学反应流动的能力。为进一步验证QK模型在真实流动中的表现,还计算了高超声速绕圆柱的化学反应流动,QK模型计算的驻点线上温度和组分分布都与总碰撞能（TCE）模型结果吻合良好。相较于TCE模型,QK模型的优势是不再依赖反应速率系数的实验数据,在深空探测等化学反应数据缺乏的领域具有一定的应用前景。     

高超声速有翼导弹多场耦合动力学的研究和进展(下)

在对国内外文献调研的基础上,就有关高超声速有翼导弹多场耦合动力学分析和仿真技术的研究和发展现状进行评述,包括气动加热、大攻角非定常气动力、结构传热和温度场分析、热弹性耦合和热模态分析、耦合动力学分析的数学模型和求解方法等内容。最后针对高超声速有翼导弹提出进一步研究开发的建议。