高超声速

摘要： 高超声速气动热弹性分析涉及流场、结构场和热力场间的相互耦合,计算复杂且耗时长。根据分层求解策略提出了一种基于降阶模型的高超声速气动热弹性分析框架。分别采用系统辨识法和本征正交分解法对高超声速气动力和气动热建立降阶模型,并与模态叠加法耦合实现热配平状态下气动热弹性问题的快速计算。以典型高超声速三维机翼为例,预测热结构的颤振动压,并与全阶流⁃固⁃热耦合计算结果对比吻合较好。所提出的气动热弹性分析框架提高了计算效率,而且精度高,可应用于工程分析中。

摘要： 2021年以来,以美、俄为首的世界大国继续推动高超声速飞行器以及相关技术和试验能力的发展,同时高超声速技术武器化研究受到更多国家的重视。从当前发展应用的方向来看,一次性使用高超声速导弹武器仍为当前高超声速技术应用的重点方向,可重复使用的高超声速飞机和高超声速运载器设计研究加快。同时,以动力为代表的高超声速飞行器关键技术取得重要进展,高超声速地面和飞行试验能力也不断完善,将为高超声速装备的工程研制提供支撑。

摘要： 随着高超声速飞行器速度增大,激波层空气等离子体中的原子发射谱线成为辐射加热主要来源,因此研究原子激发非常重要.考虑到处于热非平衡态的空气等离子体,平衡态统计理论不适用.精细物理模型(如碰撞辐射模型)虽然可以处理热非平衡问题且准确度高,但计算量太大,难于工程应用.本文采用束缚态特征温度法,结合FIRE II激波管实验中的非平衡空气等离子体,对原子激发进行了分析.计算得到的原子能级布居与碰撞辐射模型符合,说明简化计算是合理的,计算效率提高了2000倍以上,且能够保证一定的精度.

摘要： 在高超声速热化学非平衡流动计算中,当地气体能量松弛时间、化学反应特征时间与流动时间推进步长量级差异过大会带来严重数值刚性问题,且在高雷诺数条件下,壁面、拐角等强干扰区网格加密使得该问题加剧,导致初始最大CFL数极小,收敛速度缓慢。原始LU-SGS算法仅考虑化学反应源项和对流项的隐式处理,通过推导黏性项Jacobian矩阵谱半径并采用对角近似处理,发展了热化学非平衡FLU-SGS和BLU-SGS两种全隐LU-SGS算法;针对高焓二维圆柱和轴对称返回舱算例,对比改进前后三种算法的收敛特性。结果表明,FLU-SGS及BLU-SGS算法能够快速建立强黏性干扰和大分离流场、解决热化学非平衡复杂流计算中的刚性问题,实现初始最大CFL数3至5个量级的提升,加速收敛效果明显。

摘要： 两级入轨(two stage to orbit,TSTO)飞行器在高超声速来流条件下级间分离,会在两级之间产生复杂的非定常气动干扰,直接增加TSTO级间分离失败风险.级间分离过程中的这种复杂气动干扰伴随着两级之间的激波与边界层干扰、马蹄涡、激波与尾流干扰的综合作用.本文将TSTO助推级和轨道级的复杂模型简化为两个三维楔,采用重叠动网格技术,耦合求解流动控制方程及六自由度刚体动力学方程组对级间分离过程开展模拟分析,探究级间分离流动特性及其物理机制.在数值分析过程中,针对不同抬升角度下的TSTO三维流场进行了静态和动态数值模拟,给出了不同抬升角度下的干扰流场流动规律和特性,结合流场结构和壁面压力分布以及分离流动模式阐明了两级之间这种气动干扰对TSTO气动分离的影响机制,并探讨了轨道级抬升角对TSTO安全分离的影响.结果表明两级间的气动干扰强度随着轨道级抬升角的增大而增强,并且在动态分离过程中随着两级间隙的增加而减弱;在轨道级释放前两级间气动干扰和三维分离拓扑结构随着抬升角的增大变得更加复杂,流动分离区域增大,临界点数量增加;在级间分离过程中,两级气动特性变化幅度随着轨道级抬升角增大而增大,分离时间则随之减小.另外,当轨道级抬升角度在6°~8°时可实现该TSTO更加安全可靠的分离.

摘要： 针对临近空间高超声速飞行器目标探测与识别研究的需求,开展了高超声速飞行器非均匀等离子体电磁散射特性模拟测量研究.利用弹道靶设备发射高超声速类HTV2模型形成模拟的超高速复杂外形目标,弹道靶高精度阴影成像系统和雷达测量系统分别测量高超声速类HTV2模型姿态、全目标C波段/X波段电磁散射特性,获得了不同实验条件下模型全目标雷达散射截面积(RCS)等实验数据.研究结果表明:在不同实验状态下,包覆等离子体鞘套的高超声速类HTV2模型同一测量波段的RCS差别超过1个数量级,模型姿态角对包覆等离子体鞘套的高超声速类HTV2模型RCS影响较大,最大相差1个多数量级;在给定的实验条件下,模型尾迹C波段RCS远小于包覆等离子体鞘套的模型RCS,模型尾迹X波段RCS显著增强;高超声速类HTV2模型全目标C波段电磁散射能量主要分布在模型及其绕流区域, X波段电磁散射能量主要分布在模型及其绕流区域和等离子体尾迹区域.根据弹道靶实验条件,开展了包覆等离子体鞘套的高超声速类HTV2模型电磁散射特性数值仿真,仿真结果与实验结果之间的最大误差小于4 d B,验证了本文提出的非均匀等离子体包覆目标电磁散射特性建模方法的有效性.

摘要： 在考虑飞行器结构温度约束的轨迹设计问题中,采用一般约束热流密度的轨迹优化模型存在反复迭代、不能考虑轨迹、传热之间耦合关系等缺点。针对这些问题,提出一种传热增广的轨迹优化模型。利用空间差分将传热方程转化为一阶微分方程组,与运动方程组成传热增广的系统状态方程,从而能在轨迹优化中对结构温度直接进行约束。算例仿真说明了基于增广模型求解的高效性与结果的合理性;在此基础上分析了再入轨迹与防热结构之间的相互影响关系,对方案设计阶段的防热结构设计提供参考。

摘要： 本文梳理了高超声速飞机总体气动布局的设计因素变化情况,完成了对某高超声速飞机概念方案和美国洛克希德·马丁(简称洛马)公司提出的SR-72高超声速飞机方案的分析,总结出高超声速飞机总体气动布局设计的多个矛盾点,以现有方案数据为基础,创新性地提出了综合考虑升力机制、焦点变化、动力形式变化、内部容积等因素的高超声速飞机总体气动布局的综合设计思路,提出了高超声速飞机设计的重点关注领域和关键问题,为我国高超声速飞机的研究工作提供了参考和发展建议。

摘要： 横流效应显著影响高超声速飞行器的三维边界层转捩过程,深化对该流动机制的认识有助于提升和改善飞行器气动性能及热力学环境.针对HIFiRE5椭圆锥绕流问题,采用大涡模拟方法计算分析了超声速边界层横流转捩特性,并揭示其中的流动机理.参考HIFiRE5风洞模型试验条件,数值模拟中椭圆锥来流入口处施加人工速度扰动以激发边界层内不稳定扰动波,进而预测了高超声速边界层流动横流失稳、转捩过程等基本流动特征,并基于转捩热流分布形态对比,获得了与试验数据基本吻合的计算结果.研究发现,椭圆锥中心线流动汇聚形成的流向涡结构非常容易失稳,另外在中心线及侧缘之间的中部区域存在较强的横流不稳定性,两种机制共同作用影响边界层转捩过程.此外,分析了来流扰动幅值对边界层横流失稳转捩的影响,并发现静来流条件下,横流区域出现两组独立的定常横流涡结构,而强噪声来流条件下,中心线主涡和中部横流涡均发生失稳转捩,且在椭圆锥表面形成多峰状的转捩阵面.最后,深入分析流场的压力脉动动力学特性,揭示了三维边界层发生失稳转捩的非线性演化机制.

摘要： 近年来,伴随高超声速技术飞速发展,各国积极推动高超声速导弹武器系统研究,在加快进攻性高超声速导弹武器研制的同时,加紧开展临近空间高超声速导弹防御技术研究。深入分析了国外高超声速进攻武器的发展布局及高超防御体系的概况,归纳了高超声速武器攻防作战的应用样式,并分析了对国家安全构成的挑战。可以对高超声速进攻武器与防御技术发展起到借鉴参考作用。

摘要： 高超声速全尺度模型气动力测量具有重要意义,但由于激波风洞的脉冲特性,传统测力方式难以适用,测力面临着极大的挑战.本文提出了一种基于拉杆式多点支撑测力技术,并对该技术的测力理论原理、关键技术、技术优势等做了讨论.此外,应用HB2标准模型对新测力技术的测力效果开展了风洞试验验证.试验结果表明,新测力技术使得测力系统具有极其良好的刚度特性,克服了传统块式应变天平测力分量间干扰问题,且拉杆布置方案具有可设计性.HB2标准模型气动力测量结果与标准值吻合较好.

摘要： 针对二元双楔翼型在高超声速流动条件下的气动弹性问题进行了分析,气动力模型分别采用三阶活塞理论、Euler方程和N-S方程,采用基于气动力插值技术的Runge-Kutta方法进行CFD/CSD时域耦合.计算结果表明,Euler方程和三阶活塞理论的预测颤振边界基本一致,但二者与N-S方程差别较大.其原因在于激波与边界层的干扰导致流场马赫数和压力分布有明显不同,造成气动力差别较大.另外,采用N-S方程时绝热壁面和等温壁面的颤振速度结果相差不大,把边界层等效为附加结构厚度可以改善Euler和活塞理论的颤振速度预测结果.

摘要： 本文针对一种采用非圆截面构型的非常规前体,开展高超声速气动特性和流动机理研究,研究表明:与采用圆形截面的常规前体相比,非常规前体具有更大的升力、升阻比及横向静稳定性,其主要流动机理是:非常规前体迎风侧正压力更大,背风侧分离区范围更大且存在更强的旋涡结构,从而产生更大的升力。

摘要： 通过求解N-S方程进行导弹高超声速气动特性的计算研究。结果表明导弹在马赫5和马赫6的飞行条件下气动特性随攻角的变化趋势相同。对给定的空空导弹气动外形，30°攻角内法向力随攻角的增加单调增大，而横侧向力和力矩随攻角的增加非单调变化，侧向力、偏航力矩随攻角的增加甚至出现极性的改变，表明针对横侧向力和力矩的攻角设计工况并非对应于最大攻角处。

摘要： 介绍了在中国科学院力学研究所的JF12长试验时间爆轰驱动激波风洞上开展的10°半锥角尖锥标模的天平测力试验研究结果.JF12激波风洞的试验时间为100～130ms,名义马赫数为7.0,喷管出口直径为Φ2.5m,以及总焓高达2.5MJ/kg,可复现35km高空的高超声速飞行条件.该测力试验采用六分量应变天平,分别对-5°、0°、5°、10°和14°攻角下的半锥角为10°、长度为1.5m、质量为50kg的尖锥标模的气动力和气动力矩进行了多次测量.试验结果表明,在l00～130ms的试验时间里,应变天平的输出信号含有3～4个完整周期,可以通过对天平的输出信号进行平均直接获得气动力/矩测量结果,而不再需要进行加速度补偿,且气动力系数的重复测量误差小于2％.JF12上气动力系数的测量结果与传统高超声速风洞的结果符合得较好,表明在2.5MJ/kg的总焓下,真实气体效应对该模型气动力特性的影响不是非常明显.

摘要： 采用激波风洞实验与数值模拟相结合的方法,考察了钝头体驻点处设置凹腔对第Ⅳ类激波干扰非定常振荡特性的影响规律,以求进一步揭示第Ⅳ类激波干扰的振荡机制.结果表明,第Ⅳ类激波干扰中,流动既可能呈现稳定的波系干扰结构,也可能出现较为剧烈的非定常振荡现象.在本文的实验条件下,观察到了高频前后振荡和低频上下振荡两种不同的振荡模式;数值模拟结果与实验吻合较好,既验证了本文使用的计算方法的可靠性,也有助于对非定常激波干扰过程和机理的分析与探讨,结果有助于在高超声速流动中有激波干扰时对带凹腔钝头体流动的认识.

摘要： 采用'降维'的三维激波激波相互作用的分析方法,将三维双楔面的定常激波干扰问题转换为特征面内的二维非定常激波干扰问题,对高超声速三维压缩进气道无粘激波干扰流动进行理论分析.考虑了三维双楔定常超高声速流动的一些重要参数对波系结构和各个区域的流场特性的影响,这些重要参数包括马赫数、掠角、楔角和二分角.数值模拟求解三维无粘Euler方程,对理论分析得到的激波干扰结构和结果进行了对比验证.通过理论分析和数值模拟,得出了这些重要参数对三维双楔流场的温度、压力、密度和总压恢复系数的影响规律.此外,还考虑了来流马赫数对激波位置的影响.

摘要： 由于火星大气相对于地球大气十分稀薄,因此流场的稀薄气体效应显著,不再能用连续介质的方法研究高速低密度气流的特性.针对火星稀薄气体环境,研究基于DSMC的火星着陆器的气动力特性计算方法,建立DSMC仿真流程,在分子水平上模拟低密度大气的特性及其对高超声速着陆器的复杂作用过程.仿真结果表明,当质心位置相对与几何中心位置分布在一个窄带范围内时,着陆器的稳定性和Knudsen数(Kn)有关,Kn大于0.3时,受稀薄气体粒子的影响下的转矩使着陆器变得不稳定,稳定与否取决于质心的位置和切向动量协调系数(TMAC); Kn小于0.3时,气体自由分子的作用开始下降,着陆器变得稳定.

摘要： 本文采用高速可压缩KurganovandTadmor中心-迎风求解算法，以及能够在同时刻满足耦合界面两侧温度和热流皆相等的耦合处理方式，搭建了高速可压缩气动流场流固耦合计算平台。以高超声速来流冲击圆管为例，结合已有实验数据，从激波位置、圆管表面温度分布等多角度验证了高速瞬态耦合程序的准确性。随后运用该程序，通过对N-S控制方程中各控制项数量级大小对比，分析了圆管表面不同位置处非稳态项、导热项以及耗散项在传热过程中起到的不同作用，探讨了圆管表面与平板表面"准稳态"现象形成的不同机理，最终结合圆管边界层温度分布状况总结了圆管表面不同位置在不同时刻满足"准稳态"特征的特点。

摘要： 本文采用三种不同的方法分析了高阶混合型耗散紧致格式(HDCS)的稳定性。首先，考虑不同的时间离散方法,通过Fourier分析得到HDCS格式求解一维波动方程的放大因子,从而分析格式的内部单个点的稳定性；其次，通过渐进稳定性方法,分析HDCS内点格式以及邻近边界格式的稳定性;最后,考虑一维波动方程的时空全离散方程的特征形式,通过特征变量分析求解系统地稳定性。

摘要： 本发明提供一种扩大高超声速静音喷管静试验区的方法及高超声速喷管。该扩大高超声速静音喷管静试验区的方法包括：确定喷管的转捩位置T；确定第一抽吸孔位置，第一抽吸孔贯穿喷管的管壁，且第一抽吸孔与喷管的内壁面相交形成第一交面，转捩位置T位于第一交面内；确定第一抽吸孔的轴线与喷管的轴线之间的夹角α；确定第一抽吸孔的截面形状，并确定第一抽吸孔的截面积。通过该扩大高超声速静音喷管静试验区的方法能够扩大高超声速静音喷管的静试验区。

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： 本发明提供一种扩大高超声速静音喷管静试验区的方法及高超声速喷管。该扩大高超声速静音喷管静试验区的方法包括：确定喷管的转捩位置T；确定第一抽吸孔位置，第一抽吸孔贯穿喷管的管壁，且第一抽吸孔与喷管的内壁面相交形成第一交面，转捩位置T位于第一交面内；确定第一抽吸孔的轴线与喷管的轴线之间的夹角α；确定第一抽吸孔的截面形状，并确定第一抽吸孔的截面积。通过该扩大高超声速静音喷管静试验区的方法能够扩大高超声速静音喷管的静试验区。

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。