跨声速

摘要： 火箭起飞和跨声速段脉动压力外载荷,是影响卫星及火箭设计的重要因素,基于卫星与火箭界面实测加速度响应,研究了外载荷辨识方法,系统给出了响应、动力学模型对外载荷辨识结果的影响规律,最终形成了一种工程适应的外载荷辨识方法,为星箭动力学载荷及响应分析提供了重要依据,具有重要的应用价值。

摘要： 为了探究跨声速飞行工况下混合并联涡轮基组合循环(Turbo based combine cycle,TBCC)动力的冲压流道在冷通气状态下的流动及阻力特性,构建了一个巡航马赫数为4.0、基于混合并联TBCC动力的高马赫数飞机模型,通过三维定常数值模拟方法研究了其在Ma_(∞)=0.7~1.6,H_(∞)=11 km飞行环境下飞机-发动机内/外流动及其耦合特征。计算结果表明:跨声速状态下,冲压进气道入口处气流增压后的静压达到了自由来流滞止压力的85%~90%,气流接近于滞止状态,说明组合进气道存在强烈的节流效应,且冲压通道的喉道是组合进气道节流效应的主要贡献者;冲压发动机尾喷管的排气流动同时受到飞机绕流及涡轮通道排气系统等多方面的干扰,且涡轮通道排气射流对冲压发动机尾喷管气流本身就存在膨胀压缩及排气引射等多种干扰机制。阻力分析表明,压差阻力系数高出内表面摩擦阻力系数2个数量级,是跨声速状态下冲压流道阻力的主要来源;亚声速状态下,进气道阻力占比达到了60%~80%,是冲压流道的主要阻力部件,而Ma_(∞)>1.0超声速状态下,进气道阻力占比随飞行马赫数的增大而逐步减小,尾喷管的阻力则快速增长,阻力贡献逐渐向尾喷管转移,两者趋于接近。

摘要： 固液捆绑火箭通常气动外形复杂,跨声速飞行动压大,因此脉动压力抖振载荷严酷。针对某型固液捆绑火箭,为了获取较为准确的跨声速脉动压力特性,在研制阶段开展了脉动压力风洞试验,火箭飞行时也进行了脉动压力测量,以评估飞行状态抖振载荷。采用脉动压力风洞试验和飞行试验进行对比,结果显示,飞行试验各测点脉动压力系数随马赫数变化趋势与风洞试验值一致,峰值大小基本相同,合成功率谱密度函数遥测峰值与设计值相当。研究结果首次验证了固液捆绑火箭跨声速脉动压力设计方法的有效性。

摘要： 颤振主动控制会引入时滞,对气动弹性系统闭环稳定性具有显著影响.针对当前考虑时滞的机翼颤振主动控制多集中在亚、超声速域,采用线性气动力分析的研究现状,结合现代飞机大都以跨声速巡航、控制面偏转为作动器进行主动控制的应用特点,发展了考虑结构间隙非线性,基于气动力降阶模型的跨声速颤振时滞反馈主动控制方法.首先,以白噪声为激励信号,辨识得到跨声速下非定常气动力降阶模型,与间隙非线性结构模型耦合,构建被控对象状态空间模型;然后,通过一种含积分项的状态变换将输入信号存在时滞的被控系统转化为无时滞的系统;最后,采用最优控制理论设计最优时滞反馈控制.仿真结果表明:对于含时滞的系统,若施加不考虑时滞影响的控制方法,则无法抑制颤振,所提控制方法的有效性不受时滞大小的影响,可有效抑制颤振的发生.

摘要： 以某带助推的捆绑式运载火箭模型为研究对象,通过试验研究了该带助推的细长体弹性模型在不同马赫数和迎角下的一阶自由-自由弯曲气动阻尼特性和频率变化特性,并采用振型类似、频率降低的模型研究了减缩频率变化对气动阻尼的影响.试验马赫数范围0.70～1.05,试验迎角范围0°～10°.研究表明:迎角对火箭一阶自由-自由弯曲模态的气动阻尼和频率有影响,但规律并不明显;一阶自由-自由弯曲模态的气动阻尼受马赫数影响,并在马赫数0.90附近出现跨声速凹坑现象;一阶模态频率随马赫数增加呈下降趋势,但下降数值较小;减缩频率对气动阻尼有影响,在马赫数0.70～0.90范围内和马赫数1.00之后,气动阻尼随着减缩频率的增加而降低,在马赫数0.92～0.98范围内,气动阻尼随着减缩频率的增加而增加.

摘要： 为满足未来先进航空航天型号的发展需求,我国逐步展开了大型跨声速风洞建设工作;由于过去从未开展过大型连续式跨声速风洞建设,建设经验较为有限.连续式风洞压力损失估算及各部段气动参数计算是风洞结构、测控系统和动力系统设计的输入条件;压力损失估算结果的准确性,直接影响了风洞动力系统设计的难度.本文结合经典的压力损失计算方法,针对损失的关键部位,结合CFD数值模拟及缩比部段试验结果进行全面的分析,给出了特殊部段尤其是试验段的损失系数,并通过多次迭代计算的方式,给出了各部段气动性能.最后,将风洞压力损失估算值与某0.6 m量级连续式跨声速风洞试验结果进行对比,估算偏差在7.5％以内.

摘要： 传统的一阶线性叠加的气动力模型不再适用于现代高机动性飞行器的非定常气动力建模,为了考察更高阶的气动力模型对非定常迟滞效应模拟的适用程度,本文采用自主发展的求解器,分别计算了NACA0012翼型在跨声速来流条件下做单自由度强迫沉浮、俯仰以及沉浮/俯仰两自由度耦合运动的非定常气动力的变化规律.然后在Etkin气动力模型的基础上,探讨了不同类型的高阶的气动导数在非定常气动力建模中的作用.研究结果表明:将Etkin气动力模型中升力和俯仰力矩对迎角的导数项由一阶拓展至二阶就可以较为精确地重构出翼型在强迫运动各阶段的非定常升力和俯仰力矩.

摘要： 飞翼布局存在稳定性缺失与控制效能不足等问题.本文采用CFD方法数值模拟了飞行器小振幅强迫振荡运动历程,提取了飞行器在跨声速的稳定性导数,并对稳定性导数随攻角变化的特性进行初步分析,得到了一些结论,以期为飞翼布局飞行器设计提供借鉴.

摘要： 采用数值计算方法对跨声速轴流压气机导流叶片尾迹和激波之间的相互作用现象进行了研究,明确了导流叶片尾缘和转子叶片前缘轴向间距变化对导流叶片尾迹输运行为、轴向速度波动特性、转子前缘激波形态所产生的影响.研究结果表明:低叶高处尾迹区域大于高叶高处尾迹区域,同一叶高处大轴向间距下的尾迹区域大于小轴向间距下的尾迹区域.轴向间距较小情况下,弓形激波会与导流叶片尾缘相互作用,进而推动导流叶片尾迹脱落;转子叶片前缘激波被导流叶片尾缘分割成两部分,位于导流叶片上表面的激波转化为压力波,该压力波在向上游传播过程中向顺时针方向偏转,最后与叶片上表面垂直,而附着在转子叶片前缘的激波则出现摆动现象;导流叶片尾缘下游轴向速度波动幅值更大,尾迹区域左右摆动幅值较小.轴向间距较大情况下,弓形激波与导流叶片尾缘相互作用强度减弱,在导流叶片上表面不会出现压力波,轴向速度波动幅值较小,尾迹区域左右摆动幅值较大.

摘要： 高增压技术是高升功率车用内燃机的主要技术瓶颈之一，其核心难点在于高压比离心压气机内部复杂跨声速流动导致稳定运行范围窄，无法满足车用工况在高压比条件下的稳定运行工作范围宽的要求。为拓宽跨声速离心压气机的稳定工作范围，利用全三维数值模拟系统研究了机匣处理结构型式及几何参数对扩稳的作用规律及机理，提出在通道激波后进行机匣开槽抽吸的跨声速离心压气机流动控制方法。试验结果表明，采用优化后的机匣处理结构，压气机稳定工作范围由20.8%提高到33.6%。

摘要： 本文进行了基于伴随方法的高升阻比跨声速弹性机翼气动优化设计方法研究.优化设计过程中考虑了在真实飞行条件下的静气动弹性变形的影响.气动载荷及结构静弹性变形量由气动/结构方程的耦合求解得到.目标函数对设计变量的敏感性信息通过求解相应的伴随方程获得.大展弦比跨声速弹性机翼气动优化设计算例的结果表明：此方法是成功的，优化得到的弹性机翼在满足升力系数约束条件下提高了升阻比.

摘要： 大飞机采用超临界机翼,并具有尺度大、飞行雷诺数高等特点,其研制必须解决高升阻比布局、推进系统/机体一体化设计、气动弹性特性及动稳定性预测等关键的跨声速关键气动力问题,建立我国自主的大飞机跨声速风洞试验能力体系、试验技术体系和数据应用与相关性研究体系是确保我国大飞机工程研制成功的必要条件和基础.

摘要： 返回舱(钝物体)外形在跨声速、大攻角状态下,由非定常数值计算、风洞自由飞实验、弹道靶自由飞给出的俯仰角θ(等于或近似于攻角)的时间观测值[θi,ti]i=0.1…,N,经非线性模式的气动参数识别,给出了气动俯仰力矩刚度项对俯仰角θ非线性三次幂的解析表达式.数值模拟与两种(风洞、弹道靶自由飞)满足运动动力学模拟相似的地面风洞实验的结果均表明:在宏观雷同的条件下,非线性三次项的俯仰力矩一攻角曲线(气动刚度项)可以出现一个配平角,可以呈现三个配平角,这将使返回舱俯仰运动的动态特性趋于复杂.

摘要： 应用NUMECA软件对带有楔形扩压器的跨声速离心压气机级动静叶相干形成的三维非定常粘性流场进行了数值模拟,给出了不同时刻叶片表面压力系数的变化曲线、不同时刻不同流向位置截面上相对速度沿流道宽度方向分布的变化曲线、不同时刻扩压器吸力面附近的空间流线以及不同时刻压气机间隙泄漏流与静压的关系等.模拟结果表明非定常流动状况更接近真实流动,在高性能的压气机的设计中具有更广泛的应用前景。

摘要： 基于公开发表的研究成果,完善了一种新的跨声速轴流压气机总压损失及落后角预测模型,并发展了相应的跨声速轴流压气机非设计性能分析方法,建立了相应的计算机模拟程序.应用于两个跨声速轴流压气机设计及非设计性能进行了数值模拟,所得到的计算结果与实验结果比较表明本模型与方法能够应用于工程计算.

摘要： 对跨声速离心压气机两种工况下三维非定常流场进行了数值模拟,依据计算结果分析了叶轮叶片尾缘和扩压器叶片前缘附近叶轮尾迹流体的输运形式,描述了叶轮叶片尾缘涡脱落行为,给出了叶轮尾缘脉动压力频谱特性图和脉动速度动能分布图.研究结果表明,叶轮尾缘流出的低熵流体在沿扩压器叶片流道向下游输运时还存在一个从压力面侧高叶高位置向吸力面侧叶根区域的迁移;在近堵塞工况,气流在扩压器叶片通道近叶根位置形成的高涡量气团导致扩压器叶片吸力面侧叶根位置存在一个明显的高损失区域;主叶片与分流叶片尾缘涡脱落过程交替进行;转静干涉和转子叶片尾缘的涡脱落行为是造成叶轮尾缘气流脉动行为的主要原因,随着时间的推进,转静干涉与涡脱落在气流脉动行为中交替起着主导作用。

摘要： Menter的k-ω SST两方程湍流模型在流体力学计算中有良好表现。本文利用均匀试验设计方法对k-ωSST模型中八个参数在小攻角亚声速、跨声速和大攻角三种典型的翼型绕流流场计算中的影响规律进行了分析。分析结果表明在附着流中参数a1是对流场的影响最大的参数；而在分离流中，参数a1对流场的影响与湍流产生与耗散等项的作用相当，模型中的四个参数：σω2、β2、β*和a1的取值都会对计算结果有较大的影响，接下来以翼身组合体DLR-F4的跨声速流动为研究对象，探讨了湍流模型参数辨识方法在气动系数计算中的初步应用。

摘要： 本发明公开了一种基于跨时空声速剖面聚类的声速分布快速估计方法，属于海洋参数估计技术领域。本发明首先判定声速分布估计区域的类型：根据目标区域所处纬度，分为存在表面层区域和无表面层区域；对含表面层区域进行历史声速剖面数据样本聚类；对无表面层区域进行历史声速剖面数据样本聚类；对目标区域声速剖面所属类型进行时空映射，判断目标区域声速剖面所属类型，获得目标区域声速剖面所属类型估计输出；最后得到目标区域声速剖面分布估计。本发明解决了水下声速剖面分布的快速估计问题，缩短了目标区域水下声速分布估计时间开销，提高了水下声速分布估计实时性，以便水下定位导航授时系统提高水下测距、定位、导航与授时精度。

摘要： 本发明公开了一种可应用于中小型跨超声速风洞的流场校测装置，该装置包括测压排架、风洞中部支架、驱动轴、传动组件和动力组件；所述风洞中部支架可拆卸安装于风洞；所述驱动轴通过导向套贯穿安装于所述风洞中部支架，并且一端与所述测压排架连接；所述传动组件安装于驱动轴；优选的，所述驱动轴为丝杠；所述动力组件布置于风洞外与所述传动组件连接并带动驱动轴在风洞中部支架中轴向移动。本发明要解决的技术问题在于为中小型跨超声速风洞提供一种基于伺服电机驱动的流场校测装置，能够移测实现风洞试验段轴向截面压力的连续测量。

摘要： 一种超声速飞行器跨声速段脉动压力频域识别方法，本发明涉及超声速飞行器跨声速段脉动压力频域识别方法。本发明为了解决实际工程中所面临的超声速飞行器跨声速段脉动压力频域识别的问题。本发明包括：步骤一：利用有限元软件建立飞行器的有限元模型；步骤二：对飞行器的飞行遥测响应数据进行预处理；步骤三：将飞行器跨声速段肩部过渡段脉动压力等效为N个集中力，选取飞行器跨声速段肩部过渡段脉动压力N个峰值点的位置作为集中力作用位置并标号，利用有限元模型得到集中力作用位置与遥测响应点之间的频率响应函数矩阵H；步骤四：进行飞行器跨声速段肩部过渡段脉动压力识别。本发明应用于超声速飞行器跨声速段脉动压力频域识别领域。

摘要： 本发明提供一种兼顾跨声速和高超声速气动性能的新概念翼型，该新概念翼型的最大厚度为4.0％C，最大厚度位置为47.4％C，最大弯度为1.17％C，最大弯度位置为74.4％C，其中，C为翼型弦长。本发明提供的兼顾跨声速和高超声速气动性能的新概念翼型，其在高超声速状态下的升阻特性优于常规高超声速翼型，而在跨声速状态下比常规高超声速翼型具有更加优异的升阻特性，从而满足了高超声速飞行器的跨声速爬升阶段和高超声速巡航阶段的性能需要。

摘要： 一种超声速飞行器跨声速段脉动压力频域识别方法，本发明涉及超声速飞行器跨声速段脉动压力频域识别方法。本发明为了解决实际工程中所面临的超声速飞行器跨声速段脉动压力频域识别的问题。本发明包括：步骤一：利用有限元软件建立飞行器的有限元模型；步骤二：对飞行器的飞行遥测响应数据进行预处理；步骤三：将飞行器跨声速段肩部过渡段脉动压力等效为N个集中力，选取飞行器跨声速段肩部过渡段脉动压力N个峰值点的位置作为集中力作用位置并标号，利用有限元模型得到集中力作用位置与遥测响应点之间的频率响应函数矩阵H；步骤四：进行飞行器跨声速段肩部过渡段脉动压力识别。本发明应用于超声速飞行器跨声速段脉动压力频域识别领域。

摘要： 本发明提供一种兼顾跨声速和高超声速气动性能的新概念翼型，该新概念翼型的最大厚度为4.0％C，最大厚度位置为47.4％C，最大弯度为1.17％C，最大弯度位置为74.4％C，其中，C为翼型弦长。本发明提供的兼顾跨声速和高超声速气动性能的新概念翼型，其在高超声速状态下的升阻特性优于常规高超声速翼型，而在跨声速状态下比常规高超声速翼型具有更加优异的升阻特性，从而满足了高超声速飞行器的跨声速爬升阶段和高超声速巡航阶段的性能需要。

摘要： 一种亚跨超风洞的亚跨声速引射开车方法，能够实现一类亚跨超风洞亚跨声速试验的引射开车方式，降低模型载荷，进而提高试验精度。本发明采用基于模型的PI鲁棒控制方法提高引射压力控制的稳定性，减小引射压力波动，从而减小前室总压波动，提高流场品质；同时搭建了一阶RC低通滤波电路去除引射压力传感器反馈的高频噪声，减少执行器高频做动。本发明提出的亚跨声速引射开车方法流程如下：根据风洞试验马赫数确定引射压力，同时确定相关控制参数；开启引射器，利用基于模型的PI鲁棒控制方法控制引射压力；待引射压力稳定后开启主调压阀开始主调压阀调压；待试验数据采集完毕，关闭主调压阀和引射器，试验完成。

摘要： 本发明公开了一种抽吸式跨声速平面叶栅试验台进气装置，包括进气前段、进气中段和进气尾段，所述进气尾段设有PIV示踪粒子投放器，所述PIV示踪粒子投放器的横向截面上具有迎向进风来向的迎风面和背离进风来向的背风面，所述迎风面的横截面曲线为弧线，背风面的横截面曲线为由所述弧线的两端逐渐向后缩小的结构，缩小结构的端部设有PIV示踪粒子投放器的粒子投放出口；本发明采用三段式结构，组装加工均较为简单，同时，优化PIV示踪粒子投放器的型线构造，实现了PIV示踪粒子的快速均匀掺混，保证了抽吸式跨声速平面叶栅风洞对均匀来流的要求；本发明很好的在不改变进气流场均匀性的前提下在抽吸式跨声速平面叶栅试验进气装置中加入了PIV示踪粒子投放装置，该方案具有结构简单、容易实施等诸多优点。

摘要： 本发明属于高速风洞试验技术领域，公开了一种用于亚跨声速颤振试验的连续变速压控制方法。该连续变速压控制方法通过调节超声速扩散段调节片第二节点实现第二喉道的面积改变，即通过动态调节超扩段第二节点位置的方式控制马赫数，将超扩段第二节点的位置调节加入风洞试验马赫数控制程序。本发明的用于亚跨声速颤振试验的连续变速压控制方法稳定、可靠、控制精度高、节省气源，在连续变速压开车方式下总压线性变化速率为0.5千帕/秒～2千帕/秒，马赫数控制精度在0.002范围内，能够用于亚跨声速颤振试验。

摘要： 本发明属于高速风洞试验技术领域，公开了一种获取高速自由射流风洞亚跨声速流场均匀区边界试验方法。包括以下步骤：竖直安装一字型的静压排架；建立高速自由射流风洞的流场均匀区；运行移测机构采集数据；建立测点坐标矩阵；计算各测点位置处受扰动影响的马赫数；计算各测点位置处的马赫数差量矩阵；进行流场马赫数差量矩阵插值；判断各测点位置是否超出流场均匀区的边界；确定流场均匀区的边界坐标点；确定XOY平面流场均匀区的边界。本发明的获取高速自由射流风洞亚跨声速流场均匀区边界试验方法能够克服静压排架堵塞扰动干扰量影响，快速确定亚跨声速射流均匀区边界，具有简便、高效的优点。