超声速

摘要： 降落伞传统上在较低的亚声速范围内使用,但随着工程研制的发展,陆续提出了超声速条件下开伞和应用的需求,目前最为引入注目的应用场景为飞行器火星降落伞着陆和运载火箭子级落区控制。但作为一项前沿技术,有别于目前已较为成熟的在亚声速范围的应用,超声速降落伞面临更为恶劣的应用环境和复杂的技术问题,对分析和应用提出了更高的要求。为此近几十年国内外均开展了相关研究工作,推动技术不断进步并取得了长足进展。对超声速降落伞的种类、特殊性和面临的关键技术问题进行了梳理,对当前关键问题的困难、研究进展和飞行试验情况进行了综述。在总结进展基础上提出了该项技术工程应用的对策。

摘要： 局部湍流的逆向传递会导致湍动能输运方程中的湍动能产生率项符号的改变,由一般正值变为负值。研究湍动能负产生率的变化可以实现调节通道内的气流品质,有利于进行流动控制。对二维超声速槽道流动进行数值模拟,研究超声速流场中湍动能负产生率的变化规律。结果表明:湍动能负产生率是由流场应变率张量的拉伸特性主导;激波处湍动能产生率恒正且取得极大值;增大入口马赫数会使湍动能负产生率效应减弱。

摘要： 声爆问题是超声速民机研制中首要解决的关键问题之一。声爆飞行试验是研究超声速飞行器声爆特性的最直接手段,可为声爆预测方法和低声爆设计技术提供真实可信的验证数据,对新一代低声爆超声速民机设计具有重要意义。中国航空研究院与中国飞行试验研究院发展了基于传感器阵列的地空一体化地面声爆测量技术,开展了国内首次超声速飞机声爆专项测试飞行试验,采集了多组真实大气条件下的声爆实测数据,验证了飞行试验方案的合理性。在飞行航迹正下方测得的声爆波形具有显著相关性,声爆信号头激波峰值相对误差在18%左右,尾激波峰值相对误差在8%左右,声爆持续时间均为0.1 s。对比分析了地面声爆实测数据与数值预测结果,发现:飞行器从测量阵列正上方飞过时,得到的声爆信号基本形态一致、持续时间较接近,声爆信号头激波、机翼前缘激波峰值相对误差小于5%;由于计算模型简化和声爆长距离传播的非线性累积效应等因素,导致声爆信号预测值与实测值在局部特征上有一定差异;后续还需深入研究真实大气环境下的超声速声爆远场传播预测方法。

摘要： 近期,乌克兰军队装备的土耳其“旗手”-TB2无人机在俄乌冲突中摧毁了大量俄罗斯坦克装甲车辆及地面设施,为土耳其无人机在国际军贸领域挣足了口碑。与此同时,土耳其正在陆续推出多个“重磅”无人机型号,包括“突袭者”重型无人机、“红苹果”超声速隐身无人机、“旗手”-TB3舰载型无人机,无人机家族日益繁盛。

摘要： XB-1样机的成功推出,标志着商业超声速旅行达到一个转折点,同时展示了增材制造在加速产品研发制造上的革新能力。

摘要： 2月17日,美国空军全球打击司令部宣布,首架B-1B“枪骑兵”(Lancer)超声速轰炸机已驶向“飞机坟场”(Boneyard)。这是美国空军计划在未来几个月中退役17架B-1B轰炸机的第一步,将现役数量从62架减少至45架。

摘要： 退役B-1B被改造成地面综合实验室2月17日,美国空军全球打击司令部宣布,首架B-1B“枪骑兵”超声速轰炸机已驶向“飞机坟场”。这是美国空军计划退役的17架B-1B的第一步,将现役数量从62架减少至45架。

摘要： 当冷战的脚步全面迈入喷气式发动机时代,美苏两国对飞行器在高空、高速方面的追求可谓不遗余力、登峰造极。两国不仅要拥有高空高速侦察机、战斗机,在体型健硕的轰炸机领域,也都在追寻"双3"的目标。几乎与美国的XB-70和SR-71项目的启动时间相同,苏联航空部在1961年下令开始研发制造超声速战略轰炸机,要求这款轰炸机可以携带炸弹或导弹在美国领空侦察并实施战略打击。

摘要： 超声速旋流分离技术是天然气加工处理领域的一大技术创新,它将膨胀降温、旋流式气/液分离、再压缩等处理过程集中在密闭紧凑装置中完成.本文总结了超声速旋流分离装置种类、原理及优缺点,并从理论分析、数值模拟、实验和现场应用等方面回顾了易凝气体低温凝结理论和超声速旋流分离技术研究现状和最新进展.大量实验及现场应用均表明超声速旋流分离装置具有结构紧凑轻巧、节能环保、安全可靠等优点,同时该技术的应用不断趋于多元化,从传统的脱水、脱重烃逐渐向脱酸气和天然气液化领域拓展,应用前景广阔,但在应用过程中也存在液滴二次蒸发与能量损失较大等问题.下一步研究工作可以从多组分混合物凝结过程的交互作用机制、凝结液滴的运动特性和碰撞聚并机理等方面入手,在此基础上探索提高凝结效率和降低能量损耗的方法,以促进超声速旋流分离技术多元化的工业应用.

摘要： 从1903年莱特兄弟的第一架飞机升空,到如今世界各国开始研发、装备超声速隐形战斗机,飞机得到了迅猛的发展。然而,想要让飞机飞得更快,除了提高飞机发动机的效率,更重要的就是要减少飞机所受到的阻力。于是,最有可能影响飞机速度的机翼,便步入了设计师们的眼中。下面,我们就用国产战机来盘点一下,那些被速度改变的机翼形状吧。

摘要： 本文推导出了可压缩流动的多组分雷诺平均Navier-Stokes方程,结合SA湍流模型,采用二阶迎风格式进行数值求解.在不同的工况下,模拟了狭缝氮气喷流和超声速空气主流相互干扰的流场结构,在模拟结果与实验结果吻合的基础上,分别分析了在来流为空气情况下,二氧化碳喷流与单纯空气喷流在流场结构和气动力特性方面的差异,同时分析单喷口和多喷口情况下的流场结构以及喷流介质在流场中浓度分布情况的差异.

摘要： 超声速流过后向台阶是一个经典的空气动力学问题。这一结构在吸气式发动机中常被用于组织和稳定燃烧。该问题与飞行器进入大气层时的基区流动和近场尾流相关。为了比较不同湍流模型对超声速后向台阶流动问题计算结果的影响,采用了8种工程上常用的湍流模型对三种典型后向台阶超声速流动问题进行了数值研究.重点研究了不同湍流模型对台阶后二次回流区的捕获能力和对流场压力分布的影响.研究表明,不同的湍流模型适用于不同的超声速后台向阶流动问题,低雷诺数修正k-ω SST湍流模型、RSM湍流模型和S-A湍流模型能够捕获台阶后二次回流区,k-ω湍流模型家族能准确的模拟壁面压力分布,在本文所研究的三种超声速后向台阶流动问题中,低雷诺数修正k-ω SST湍流模型均表现出较好的性能.

摘要： 采用双流体模型对超声速平板边界层中液雾横向射流进行了数值模拟，研究在不同粒径尺寸、射流动压比与入射角度条件下，液雾横向射流的穿透深度的变化规律及其对气相流场的影响，模拟结果表明在液雾射流入口前缘出现了明显的附面层分离现象；与实验结果的对照表明，双流体模型能够合理地模拟超声速平板边界层内液雾横向射流过程。

摘要： 本文在Ma=3.8的低噪声吸气式超声速风洞中,采用基于NPLS的速度场技术,对带冷却喷流的超声速光学头罩模型对称面内的速度分布进行了试验研究,分别得到了无喷流及喷流与外部绕流压力匹配两种状态下的速度场.对比研究发现,冷却喷流形成一道稳定的超声速气膜覆盖住光学窗口,将外部高温气流与窗口隔开,相对无冷却喷流可起到对窗口的冷却作用;研究结果不仅很好的反映了有无喷流时超声速光学头罩速度场分布,揭示了其流场动力学特性,而且为研究气动光学波前畸变随时间变化规律提供了重要的依据.

摘要： 使用经典二维有旋特征线理论,研究了二维超声速内流中,按照预先设定的出口条件反设计内流道型面的可行性。阐述了流场装配技术的基本思路、限制条件和使用方法。此外还研究了使用弯曲激波反问题控制出口流动总压分布的方法。使用CFD技术对上述有旋特征线理论的设计结果进行了数值模拟,并获得了一致的结论,从而证实了本文介绍的反设计方法的可行性。

摘要： 为了研究超声速条件下飞行器级间分离的气动特性，在中国空气动力研究与发展中心的FL-23风洞开展超声速级间分离与网格测力试验研究。试验马赫数为3.0、3.5和4.0；模型迎角范围为-6°～6°；试验充分反映了助推器模型分离过程中的气动特性。研究结果表明：超声速条件下，所获取的助推器的气动力试验结果可靠，变化规律合理。

摘要： 本文利用激波管，采用氦气驱动氩气，在平衡接触面运行方式下得到高温气体，通过在低压段注入电离种子K2CO3粉末，实现高温条件下导电流体的产生，开展了Ma2超声速磁流体功率提取初步实验研究。在喷管入口总压0.32MPa、总温6504K，磁场强度约0.5T、喷管出口气流速度1959m/s的条件下，对分段磁流体功率提取通道电极的感应电压和短路电流进行了测量，实验测量结果与理论计算相吻合，并由电压电流计算得出了平均电导率约30S/m左右，在负载系数为0.5的情况下，磁流体功率提取通道最大的功率密度可达5.8988MW/m3，最大焓提取率为0.5%。

摘要： 由于燃烧问题涉及到广泛的时空尺度和复杂的化学反应机理，如何实现燃烧问题的高效数值模拟一直是燃烧研究的难点。为了高效、精确地刻画燃烧过程以及燃烧中所涉及的各种极限情况(高温、高压、超声速等)，我们提出了以自适应网格、自适应时间步长和简化反应机理为基础来实现燃烧现象和过程定量模拟的研究思路，开展了非稳态化学反应流的自适应模拟(Adaptive Simulation ofUnsteadyReactiveFlow,A-SURF)。本文简要地介绍A-SURF的计算方法以及相关应用。

摘要： 本文针对均匀来流M∞=3.85的风洞，利用简单消波反射的两道斜激波，设置附面层隔道，消除了激波附面层相干。设计了一种能够产生二维阶跃型非均匀马赫数分布的模拟装置。该装置结构简单，只需要调节楔板角度，就能够连续实现不同轮廓的二维阶跃 型马赫数分布。同时简单可调的结构设计可以保证在风洞试验中顺利实现起动。其中阶跃型马赫数分布的低速部分可以实现M3=1.63 3.85马赫数连续变化。高速部分为主流区马赫数M∞=3.85。

摘要： 采用三维非定常数值模拟,对超燃发动机燃烧室内燃料雾化和燃烧全过程进行了计算。数值模拟软件采用我们自主开发的AHL3D,射流雾化模型采用我们改进的混合波破碎模型,煤油燃烧采用我们提出的10组分22步反应模型。计算结果表明:整个点火过程约为5毫秒,其中破碎时间0.2ms,颗粒蒸发时间不超过1ms。液滴蒸发主要发生在凹槽附近的区域,其中有80%的液态燃料蒸发成燃料蒸汽,未蒸发的液滴主要集中在凹槽内。

摘要： 本发明实施例公开了超声速和高超声速风洞流场湍流度的计算方法及装置，获取风洞流场激波后的原始总压数据，并将每一时刻的原始总压数据分解为不含脉动的波后总压数据和实际的波后总压脉动数据；根据预先获取的风洞流场对应的压力脉动换算系数和每一时刻的各实际的波后总压脉动数据，分别计算各实际的波后总压脉动数据对应的实际波前静压脉动数据；将各实际的波后总压脉动数据根据特征时间分成多个数据段；根据各不含脉动的波后总压数据的平均值按照第一预设公式计算风洞流场在预设时间段内波前静压的平均值，并根据波前静压的平均值以及各实际波前静压脉动数据按照第二预设公式计算每一数据段对应的湍流度。本发明可提高湍流度的计算精度。

摘要： 本发明公开了一种超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法，应用于超声速和高超声速静音风洞喷管中，该超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法包括步骤：获取当前试验气体流量和当前抽吸气体流量；根据获取的当前试验气体流量和当前抽吸气体流量，计算出当前抽吸率。本发明提供的超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法，通过获取高超声速静音风洞喷管的当前试验气体流量和当前抽吸气体流量来计算当前抽吸率，并通过计算出的当前抽吸率来评估高超声速静音风洞喷管的性能水平，以调整出最佳状态的抽吸率，从而提高喷管性能和流场品质，大幅降低喷管的湍流度和噪声，达到静音风洞的水平。

摘要： 本发明公开了一种基于偏振成像的超声速/高超声速流场测量方法，包括以下步骤：对入射照明的线偏激光光源进行优化，使得入射线偏激光的偏振度在设定阈值范围内；调节入射线偏激光的偏振方向和偏振成像系统的接收角度，使得纳米粒子在偏振成像系统的成像角度上的散射信号最强；偏振成像系统对超声速/高超声速流场进行成像，获得纳米粒子散射光信号的与偏振相关的结果，所述与偏振相关的结果包括纳米粒子散射光的偏振度、偏振角和椭率角等；基于偏振信息对超声速/高超声速流场的密度场进行换算，得到超声速/高超声速流场的密度分布。本发明利用纳米粒子散射信号的偏振参数信息实现流场的可视化和精细测量，具有很好的抗干扰能力和较高的精度。

摘要： 本发明提供了一种与飞行器前体一体化的下颔式超声速/高超声速进气道及设计方法。所述下颔式超/高超声速进气道包括局部乘波压缩面、旋成轴对称压缩面、旋成轴对称唇罩、后掠侧板、环形转圆弯曲扩张管道、前体头部上表面、前体头部过渡面、飞行器机身型面。通过将飞行器前体头部进行非对称设计，并结合非规则的捕获面设计，可以显著增加进气道的理论捕获面积和飞行器迎风面的利用效率，并减小飞行器前体头部上方的激波强度以及迎风面积。通过将飞行器前体和下颔式进气道的激波系进行整体设计，其可避免强激波损失和局部重新加速区。为此，本发明对于提高进气道的流量捕获能力和总压恢复能力、降低飞行器的气动阻力均具有显著效果。

摘要： 本发明首先公开了一种超声速剪切层模化算法，选取气流压力和气流角度为迭代变量，基于离散流场中的已知点的气动参数，采用预估—校正的方法不断迭代，直到迭代变量间的相对误差小于预设阈值，迭代变量收敛；基于所述预估‑校正思想完成超声速剪切层点的求解；同时还提供了基于所述超声速剪切层模化算法的多通道最大推力组合喷管设计方法，包括上游通道Ⅰ、通道Ⅱ反设计求解、初值面下游混合段流场求解、剪切层模化求解、喷管尾喷管壁面坐标求解、最大推力喷管控制点求解和最大推力喷管控制面求解；本发明基于压力‑气流角平衡的思想提出了一种剪切层模化算法，将流场结构融入喷管设计之中，消除了流场中复杂的流动结构。

摘要： 本发明提供了一种超声速/高超声速湍流时间演化特征的确定方法及装置，首先基于预先确定的流场区域的流速数据，确定待测量湍流的拍摄区域及拍摄时序；然后基于拍摄区域及拍摄时序，获取待测量湍流的图像序列；最后基于待测量湍流的图像序列，确定待测量湍流的时间演化特征。本发明中，考虑到流场区域包括多个流速不同的子区域，湍流在各个子区域的速度不同，确定了对应于湍流在演化过程中的结构变化的拍摄区域及拍摄时序，进而获取到能够准确反映待测量湍流结构变化的图像序列，从而提高了对湍流随时间演化特征的测量精度。

摘要： 本发明公开了一种高超声速飞行器翼稍小翼折叠机构和高超声速飞行器，折叠机构包括：第一翼体和第二翼体；第一翼体具有插槽，第二翼体具有插接板，插接板插入所述插槽并通过转动轴铰接；第一翼体上具有驱动单元和蜗杆，驱动单元输出轴与蜗杆连接；所述插接板端部为蜗轮，所述蜗轮与蜗杆啮合驱动第二翼体绕转动轴转动。该折叠机构能使翼稍小翼与机翼成任意角度，阻止气流的展向流动，达到提高机翼升力的目的。

摘要： 本发明公开了一种高超声速进气道唇口控制装置和高超声速飞行器，高超声速进气道唇口控制装置，其特征在于，包括可动唇口板和调节机构；所述可动唇口板具有封口面；所述可动唇口板设置在机身底板底部；所述封口面与机身底板上的高超声速进气道接触；所述调节机构与所述可动唇口板连接，用于驱动所述调节板平动进而改变高超声速进气道开口的大小。通过前后平移唇口板，改变进气道唇口位置，提高进气道在非设计状态下性能，保证进气道在较宽的飞行马赫数范围内稳定工作。同时，该控制装置结构简单，易于实现。

摘要： 本发明公开了一种串列式超声速及高超声速风洞及其稳流方法，属于串列式超声速及高超声速低湍流度风洞及静风洞设计领域，通过将多孔材料置于串列式超声速及高超声速风洞的安定段内，可以在不破坏流场结构的同时对声波、涡波和熵波这些扰动波进行一部分的吸收，同时多孔材料具有较强的结构强度，可以在较大马赫数范围内承受超声速及高超声速风洞中产生的强激波冲击而内部结构不被破坏。将多孔材料垂直置于串列式超音速风洞的安定段中时，多孔材料构成的主体吸收流场扰动，减弱激波强度，将流动分离产生的大分离涡进行过滤，进而提高超声速及高超声速风洞试验段入口的流场均匀度，提升风洞实验的可信度。

摘要： 本发明实施例公开了超声速和高超声速风洞流场湍流度的计算方法及装置，获取风洞流场激波后的原始总压数据，并将每一时刻的原始总压数据分解为不含脉动的波后总压数据和实际的波后总压脉动数据；根据预先获取的风洞流场对应的压力脉动换算系数和每一时刻的各实际的波后总压脉动数据，分别计算各实际的波后总压脉动数据对应的实际波前静压脉动数据；将各实际的波后总压脉动数据根据特征时间分成多个数据段；根据各不含脉动的波后总压数据的平均值按照第一预设公式计算风洞流场在预设时间段内波前静压的平均值，并根据波前静压的平均值以及各实际波前静压脉动数据按照第二预设公式计算每一数据段对应的湍流度。本发明可提高湍流度的计算精度。