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基于POD和代理模型的高压捕获翼表面流场快速预测方法 被引量：1
1
作者 崔凯 杨靖 +3 位作者 常思源 田中伟 肖尧 李广利 《力学学报》 北大核心 2025年第4期883-894,共12页
高超声速飞行器气动特性的快速预测是其多学科优化设计中的核心环节.当前,针对升力体和翼身组合体等常规气动布局,高超声速气动特性工程计算方法已趋于成熟并得到广泛应用.然而,面对部件间存在显著气动干扰的高压捕获翼新型气动布局,传... 高超声速飞行器气动特性的快速预测是其多学科优化设计中的核心环节.当前,针对升力体和翼身组合体等常规气动布局,高超声速气动特性工程计算方法已趋于成熟并得到广泛应用.然而,面对部件间存在显著气动干扰的高压捕获翼新型气动布局,传统工程计算方法面临显著的局限性.为解决这一问题,文章结合计算流体力学(CFD)技术、本征正交分解(POD)方法与径向基函数代理模型,提出了一种高效准确的高压捕获翼表面流场快速预测方法,并据此构建了完整的气动特性快速预测框架.基于高压捕获翼基本设计原理,综合考虑了关键几何参数和来流条件的影响,对典型构型捕获翼下表面的复杂压强分布进行了预测验证.研究结果表明,当保留13个POD基模态时,所提出的快速预测方法与直接CFD计算结果相比,翼面压强预测的平均相对误差仅为1.6%,气动力预测误差更是低至0.3%.值得注意的是,进一步增加POD基模态数量对预测精度的提升效果并不显著.该方法在确保高精度流场重建和预测的同时,显著提升了计算效率,为高压捕获翼构型的优化设计提供了可靠的技术支持. 展开更多
关键词 高超声速 高压捕获翼 本征正交分解 代理模型 数值仿真
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高温CO气体热非平衡效应的实验研究
2
作者 何东 刘铁楼 +3 位作者 李仁杰 李飞 司廷 罗喜胜 《实验流体力学》 北大核心 2025年第2期30-37,共8页
高超声速科技是航空航天和深空探测领域研究的焦点之一。热化学非平衡是高超声速流动的主要特征。CO是碳氢燃料燃烧的重要中间产物,也是飞行器进入火星和金星大气过程的主要辐射来源,其热非平衡效应研究具有重要意义。本文基于无吸收干... 高超声速科技是航空航天和深空探测领域研究的焦点之一。热化学非平衡是高超声速流动的主要特征。CO是碳氢燃料燃烧的重要中间产物,也是飞行器进入火星和金星大气过程的主要辐射来源,其热非平衡效应研究具有重要意义。本文基于无吸收干扰的可调谐二极管激光吸收光谱技术(Tunable Diode Laser Absorption Spectroscopy,TDLAS),进行化学激波管反射激波波后CO混合气转振温度演化规律和热非平衡效应的定量测量研究,并将测量结果同Landau-Teller模型和Schwartz-Slawsky-Herzfeld模型的预测结果进行对比分析。基于文献中修正的振动弛豫时间参数(包括CO−Ar体系和N_(2)-N_(2)体系),上述模型的预测结果与测量数据吻合较好。相关分析表明:CO和N_(2)之间的振动-振动-平动内能传递模式使CO和N_(2)的振动温度演化规律趋于一致。因此,对于1.0%CO+99.0%N_(2)混合气,测量的CO振动温度演化规律可以用于表征高温N_(2)的热非平衡效应。 展开更多
关键词 化学激波管 TDLAS 振动温度 定量测量 转动温度 热非平衡效应
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高超声速低密度风洞FLEET测速实验研究
3
作者 殷一民 陈爱国 +2 位作者 李猛 陈力 陈爽 《力学学报》 北大核心 2025年第2期361-367,共7页
高超声速低密度风洞试验对高超声速飞行器的气动特性研究至关重要,气流速度是其中最受关注的重要参数之一.高超声速低密度风洞流场具有流速快和密度低等特点,给速度测量带来很大挑战.常规测速技术在高超声速低密度流场中应用时局限较多,... 高超声速低密度风洞试验对高超声速飞行器的气动特性研究至关重要,气流速度是其中最受关注的重要参数之一.高超声速低密度风洞流场具有流速快和密度低等特点,给速度测量带来很大挑战.常规测速技术在高超声速低密度流场中应用时局限较多,而FLEET技术具有不干扰流场和无需外加示踪物等优点,且直接以风洞工作气体为示踪分子,有望在高超声速低密度流场速度测量中发挥重要作用.文章首先研究了不同压强对FLEET信号的影响,发现随着压强的降低,光丝中心宽度逐渐展宽;在低密度条件下FLEET信号仍具有较高强度,可用于流场的速度测量分析.随后在Φ0.3 m高超声速低密度风洞中分别对Ma5.0和Ma16.0来流条件开展了FLEET测速实验,结果表明,随延迟时间的增加,光丝中心宽度保持展宽趋势,荧光信号强度逐渐降低;与Ma5.0相比,在Ma16.0条件下荧光信号强度衰减速率更慢和光丝中心宽度更宽.通过FLEET实验测得的Ma5.0和Ma16.0条件下,风洞来流速度与皮托管测量值的最大相对偏差分别为0.31%和0.49%,表明FLEET技术能够为高超声速和低密度稀薄流动速度测量提供有效技术手段. 展开更多
关键词 飞秒激光电子激发标记测速技术 高超声速低密度风洞 速度测量 压强 飞秒光丝
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临近空间细长旋成体绕流场分层特性研究
4
作者 石伟龙 甘才俊 +4 位作者 张隽研 李晓辉 王利 程晓丽 何仕培 《力学学报》 北大核心 2025年第4期929-936,共8页
针对细长旋成体在临近空间中绕流场结构是否存在非对称性、非定常性这一富有争议的问题,采用粒子示踪技术(平面和体式)和高精度数值模拟技术,结合量级分析方法对高超声速细长旋成体绕流场进行了研究.试验获得了细长旋成体流向和多个展... 针对细长旋成体在临近空间中绕流场结构是否存在非对称性、非定常性这一富有争议的问题,采用粒子示踪技术(平面和体式)和高精度数值模拟技术,结合量级分析方法对高超声速细长旋成体绕流场进行了研究.试验获得了细长旋成体流向和多个展向截面的流场结构粒子图像,从这些图像中发现高超声速细长旋成体绕流空间场存在3层结构,除了与高超声速平板壁面绕流场或亚跨声速旋成体一样存在的自由流与边界层外,还在两者之间新发现一层粒子严重堆积的特殊“界面层”.通过数值模拟和量级分析发现,该界面层中法向速度不再为0,并存在压力峰值和很大的压力法向梯度,这是前缘激波与膨胀波的存在以及大曲率型面共同作用的结果.试验结果还表明:界面层是绕流场结构出现非对称性和非定常性的主要区域;界面层的厚度随着攻角增大而增大,大攻角和雷诺数提高时界面层发生扭曲变形,进而导致了绕流场的非对称和非定常特性.这些发现可以为临近空间高速导弹气动性能分析与控制奠定理论基础. 展开更多
关键词 细长旋成体 临近空间 高超声速 界面层 非对称流动
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含能结构靶标的超高速碰撞闪光双通道辐射特征表征研究
5
作者 董文朴 刘立恒 +2 位作者 石安华 马兆侠 黄洁 《空间科学与试验学报》 2025年第5期83-91,共9页
超高速碰撞闪光辐射的表征和归类预测,对被撞击对象结构材料的损伤评估诊断至关重要。在中国空气动力研究与发展中心超高速碰撞靶上,开展了铝球、铝球与聚碳酸酯组合体两种弹丸对黑索金(Hexogen,RDX)裸药、空药盒、RDX药盒等三种结构靶... 超高速碰撞闪光辐射的表征和归类预测,对被撞击对象结构材料的损伤评估诊断至关重要。在中国空气动力研究与发展中心超高速碰撞靶上,开展了铝球、铝球与聚碳酸酯组合体两种弹丸对黑索金(Hexogen,RDX)裸药、空药盒、RDX药盒等三种结构靶标的撞击辐射特性试验。在2.6~7.3 km/s撞击速度范围内,测量了800.0 nm、393.4 nm双通道碰撞辐射强度时序信号。对比辐射强度时序信号数据,发现不同靶标的超高速撞击辐射特征存在显著差异,且与撞击速度相关联。通过对信号中辐射特征的量化提取,研究了不同试验状态下的辐射特征量与撞击速度的幂指数变化规律,分析获得不同靶标对应的辐射信号特征差别。进一步,将辐射特征量映射到二维平面进行归类分析,结果显示,不同靶标的辐射特征量具有明显的归类特征,可应用于不同类型靶标碰撞过程的评估判别。 展开更多
关键词 碰撞闪光 辐射强度 特征量化 归类
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高超声速主流中平/曲面上超声速气膜冷却特性
6
作者 陈泊宏 易仕和 《国防科技大学学报》 北大核心 2025年第1期126-135,共10页
超声速气膜冷却技术被广泛应用于高超声速飞行器主动热防护。针对平面和曲面,采用数值模拟方法研究了冷却气体入口马赫数、吹风比以及喷缝高度对于超声速气膜冷却特性的影响,并对气膜冷却效果进行了试验验证。结果表明,无论被冷却壁面... 超声速气膜冷却技术被广泛应用于高超声速飞行器主动热防护。针对平面和曲面,采用数值模拟方法研究了冷却气体入口马赫数、吹风比以及喷缝高度对于超声速气膜冷却特性的影响,并对气膜冷却效果进行了试验验证。结果表明,无论被冷却壁面是平面或曲面,超声速气膜均具有良好的壁面附着特性,可以对壁面进行有效冷却。相较而言,超声速气膜作用于曲面上的冷却效果优于平面。提高冷却气体入口马赫数及吹风比可以提高冷却效率。随着喷缝高度的增大,气膜冷却效率随之增大,并逐渐达到一个恒定值。即当喷缝高度足够大时,进一步增大喷缝高度的优势不大。 展开更多
关键词 冷却效率 超声速气膜 数值模拟 可压缩流
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NSDBD等离子体激励对飞翼布局飞行器纵向特性的影响
7
作者 郭丰领 张正科 +2 位作者 蔡晋生 翟琪 田永强 《气体物理》 2025年第6期66-78,共13页
为改善飞翼布局飞行器纵向气动特性,采用数值模拟的方法对飞翼布局飞行器开展了纳秒脉冲介质阻挡放电(nanosecond pulse dielectric barrier discharge,NSDBD)等离子体流动控制研究。通过纳秒脉冲等离子体唯.象学模型与流动控制方程耦... 为改善飞翼布局飞行器纵向气动特性,采用数值模拟的方法对飞翼布局飞行器开展了纳秒脉冲介质阻挡放电(nanosecond pulse dielectric barrier discharge,NSDBD)等离子体流动控制研究。通过纳秒脉冲等离子体唯.象学模型与流动控制方程耦合的形式,模拟NSDBD等离子体激励,研究等离子体激励对飞翼布局飞行器的升力、阻力和俯仰力矩的影响。结果表明,飞翼翼面发生流动分离时外翼区分离要早于内翼区。当翼面未发生大面积流动分离时,施加激励,流动控制效果不明显,飞翼的升力、阻力、俯仰力矩变化不大。当翼面发生大面积流动分离,进入完全失速状态后,施加激励,可有效抑制机翼前缘流动分离,提升飞行器的全机纵向气动特性,升力最大提升16.54%,阻力最大降低20.86%,升降舵效率最大提升77.78%。 展开更多
关键词 纳秒脉冲 等离子体 流动控制 飞翼布局 升降舵效率
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Mach数对高超声速旋转圆锥边界层稳定性的影响
8
作者 顾翌阳 董昊 +1 位作者 刘是成 姜应磊 《气体物理》 2025年第3期27-36,共10页
高超声速旋转飞行器通过绕纵轴旋转产生陀螺效应,从而保持稳定飞行。然而,边界层转捩显著影响飞行器的飞行稳定性。旋转圆锥作为旋转飞行器的典型外形,利用线性稳定性分析(linear stability theory, LST)对高超声速流动中圆锥表面边界... 高超声速旋转飞行器通过绕纵轴旋转产生陀螺效应,从而保持稳定飞行。然而,边界层转捩显著影响飞行器的飞行稳定性。旋转圆锥作为旋转飞行器的典型外形,利用线性稳定性分析(linear stability theory, LST)对高超声速流动中圆锥表面边界层线性失稳机制进行了细致研究。为了分析Mach数效应的影响机制,着重对Mach数范围5~10的线性失稳机制进行研究,选取了不同的旋转速度以区分离心诱导失稳机制。研究表明,Mach数效应对不同线性失稳机制产生不同的影响规律。最不稳定修正Mack模态、横流模态和离心模态随着Mach数增大向低频、低流向和周向波数移动,同时,最不稳定修正Mack模态、横流模态和离心模态的最大增长率随着Mach数的增大而减小。此外,证实了第2模态在旋转效应影响下本质上是斜波模态,Mach数效应减弱了第2模态波的波角。 展开更多
关键词 高超声速流动 旋转圆锥 边界层 转捩机制 线性稳定性
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壁温和声阻抗边界对高焓边界层稳定性影响
9
作者 温景浩 万兵兵 +2 位作者 涂国华 张锐 李晨辉 《实验流体力学》 北大核心 2025年第3期32-41,共10页
边界层从层流到湍流的转捩是高速飞行器设计面临的重要难题。高速边界层流动中的高温化学非平衡过程使流动失稳机制更加复杂,其机理认识有待深化。通过考虑高温化学非平衡和声阻抗边界的线性稳定性分析方法,研究了不同壁温和不同声阻抗... 边界层从层流到湍流的转捩是高速飞行器设计面临的重要难题。高速边界层流动中的高温化学非平衡过程使流动失稳机制更加复杂,其机理认识有待深化。通过考虑高温化学非平衡和声阻抗边界的线性稳定性分析方法,研究了不同壁温和不同声阻抗边界对流动稳定性的影响。研究发现,当壁温相同时,与量热完全气体状态相比,高温化学非平衡效应使主导模态更不稳定,但对模态峰值频率的影响较小。在高焓流动中,壁面冷却促进第二、第三模态失稳,该效应比化学非平衡效应更能影响边界层内模态同步过程,从而导致最不稳定模态对应频率向高频移动。微槽和微圆孔壁面均能明显抑制第二、第三模态,但随壁温升高,二者抑制效果的差异减小。 展开更多
关键词 流动稳定性 化学非平衡 声阻抗边界
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高超声速飞行器受热壁板的气动弹性声振分析 被引量：14
10
作者 杨智春 刘丽媛 王晓晨 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第12期3578-3587,共10页
高超声速飞行器壁板在非定常气动力、热载荷和噪声载荷构成的多物理场联合作用下,将表现出复杂的非线性气动弹性声振响应,特别是在颤振临界动压附近,受热载荷以及声载荷作用,壁板表现出复杂的跳变运动。基于von Karman大变形板理论,建... 高超声速飞行器壁板在非定常气动力、热载荷和噪声载荷构成的多物理场联合作用下,将表现出复杂的非线性气动弹性声振响应,特别是在颤振临界动压附近,受热载荷以及声载荷作用,壁板表现出复杂的跳变运动。基于von Karman大变形板理论,建立了热-声载荷和气动力共同作用下的壁板运动方程,分析了超声速气流中受热壁板的屈曲变形及热屈曲稳定性,借助势阱概念初步分析了壁板跳变运动产生的机理。通过定义"穿零频次"给出了跳变运动定量的分类方法,并计算得到不同温升和动压情况下,壁板发生跳变运动所对应的临界声压级。结果表明:在颤振临界动压之前,随着动压的增加,受热壁板势阱的深度先增大后减小,且受热壁板的势阱深度随着温升的增加而增大。 展开更多
关键词 壁板 气动弹性 气动加热 声振响应 跳变 热屈曲 势阱
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点火方式对旋转爆震发动机工作特性的影响 被引量：8
11
作者 彭磊 王栋 +3 位作者 李飞 马虎 杨成龙 武晓松 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第11期2193-2200,共8页
为研究并改善旋转爆震发动机的点火-起爆性能,进一步深入了解点火方式对旋转爆震发动机工作特性的影响,采用小能量火花点火装置、高能量火花点火装置、爆震管三种点火方式,进行了一系列旋转爆震发动机起爆实验,发动机采用环缝-喷孔对撞... 为研究并改善旋转爆震发动机的点火-起爆性能,进一步深入了解点火方式对旋转爆震发动机工作特性的影响,采用小能量火花点火装置、高能量火花点火装置、爆震管三种点火方式,进行了一系列旋转爆震发动机起爆实验,发动机采用环缝-喷孔对撞式掺混方式,燃料为H2,氧化剂为空气。实验对比研究了不同点火方式下旋转爆震发动机的点火起爆性能及点火方式对发动机工作特性影响。实验结果表明三种点火方式均成功起爆旋转爆震波,并周向稳定传播。通过对旋转爆震波起爆过程详细分析发现,不同点火方式引燃的不同初始状态的火焰均需在环形燃烧室经历一个类似DDT的火焰发展过程才能成功建立爆震波,且火焰发展过程的时间间隔表现出很强的随机性,但总体来看爆震管点火时爆震波建立时间较其他两种点火方式短。此外,该工况条件下三种点火方式起爆发动机时其工作状况可重复性均可达100%,稳定工作过程中的传播特性与点火方式无明显关系,爆震波传播频率较为稳定,在5437~6440Hz波动。 展开更多
关键词 旋转爆震波 氢-空气混合 点火方式 工作特性
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DSMC/EPSM混合算法研究 被引量：11
12
作者 陈伟芳 吴明巧 任兵 《计算力学学报》 CAS CSCD 北大核心 2003年第3期274-278,共5页
将EPSM算法与DSMC方法结合,构造了可模拟含近连续流区及过渡流区的DSMC/EPSM混合算法。运用混合算法模拟了马赫数等于5时超音速竖板绕流及马赫数等于4时超音速平板绕流,并将结果与DSMC算法的结果进行比较,证明了DSMC/EPSM混合算法的有效... 将EPSM算法与DSMC方法结合,构造了可模拟含近连续流区及过渡流区的DSMC/EPSM混合算法。运用混合算法模拟了马赫数等于5时超音速竖板绕流及马赫数等于4时超音速平板绕流,并将结果与DSMC算法的结果进行比较,证明了DSMC/EPSM混合算法的有效性,同时将EPSM算法与DSMC算法的效率进行了比较。 展开更多
关键词 DSMC/EPSM混合算法 气体动力学 蒙特卡罗直接模拟法 平衡粒子模拟法 超音速平板绕流 稀薄气体流动
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一种鼻锥钝化高超声速轴对称进气道流动特性实验 被引量：12
13
作者 高文智 李祝飞 杨基明 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第1期302-310,共9页
前缘钝化尺度是高超声速进气道设计中的关键参数。针对一种前体锥加弯曲压缩面的高超声速轴对称进气道,选取最大尺度为3.2mm(5%唇缘半径)的几种典型鼻锥钝化半径,在马赫数Ma=6来流,及模型安装攻角为0°、4°、7°的条件下... 前缘钝化尺度是高超声速进气道设计中的关键参数。针对一种前体锥加弯曲压缩面的高超声速轴对称进气道,选取最大尺度为3.2mm(5%唇缘半径)的几种典型鼻锥钝化半径,在马赫数Ma=6来流,及模型安装攻角为0°、4°、7°的条件下开展鼻锥钝化尺度对进气道流动性能影响的实验研究。采用纹影拍摄及压力测量记录各来流条件下进气道前体流场结构及壁面压强分布,并在无攻角来流条件下利用微型扰流器进行边界层强制转捩研究。结果表明,对无攻角来流而言,即使是尺度高达3.2mm的钝化半径对进气道前体流场结构及壁面静压分布也基本没有影响。此来流条件下,几种不同鼻锥钝化半径的前体压缩面均出现小范围流动分离,而添加扰流器后该分离区均消失。钝化尺度的影响随着攻角的增加而显现,尽管不同鼻锥钝化尺度下迎风面流场及壁面压强分布几乎没有差别,但背风面随钝化尺度增大表现为边界层明显增厚、流动趋于不稳定。其中最大钝化尺度R=3.2mm的构型在4°攻角来流时背风面即出现明显的分离区,而7°攻角来流时背风面更是出现大范围流动分离、进气道背风侧不起动,并导致进气道内部壁面压强显著下降。 展开更多
关键词 高超声速流 轴对称进气道 鼻锥钝化 攻角来流 流动分离
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超高速碰撞可见光谱辐射强度测量技术 被引量：9
14
作者 石安华 柳森 +3 位作者 黄洁 李毅 韩冬 马平 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第4期83-85,共3页
针对航天器防护技术及超高速碰撞物理现象研究需要,为超高速碰撞靶研制了超高速碰撞光谱辐射强度测量系统。笔者对该系统的设计和应用该系统对半无限靶碰撞可见光谱辐射强度测量结果进行了介绍。结果表面:所研制的可见光谱辐射强度测量... 针对航天器防护技术及超高速碰撞物理现象研究需要,为超高速碰撞靶研制了超高速碰撞光谱辐射强度测量系统。笔者对该系统的设计和应用该系统对半无限靶碰撞可见光谱辐射强度测量结果进行了介绍。结果表面:所研制的可见光谱辐射强度测量系统满足超高速碰撞可见光谱辐射强度测量要求,并具有成本低、使用方便和易于扩展功能等特点。 展开更多
关键词 超高速碰撞 光谱辐射 测量
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旋转爆震发动机爆震波建立过程实验研究 被引量：6
15
作者 彭磊 王栋 +3 位作者 裴晨曦 马虎 杨成龙 武晓松 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第10期1801-1809,共9页
为了深入研究旋转爆震发动机爆震波建立过程及形成机理,采用小能量火花单次点火的方式进行了一系列旋转爆震发动机起爆实验。发动机采用环缝-喷孔对撞式掺混方式,燃料为H2,氧化剂为空气,实验成功起爆旋转爆震波,并连续旋转稳定传播,爆... 为了深入研究旋转爆震发动机爆震波建立过程及形成机理,采用小能量火花单次点火的方式进行了一系列旋转爆震发动机起爆实验。发动机采用环缝-喷孔对撞式掺混方式,燃料为H2,氧化剂为空气,实验成功起爆旋转爆震波,并连续旋转稳定传播,爆震波传播频率为5.09~6.45k Hz,传播速度为1286~1644.8m/s。在发动机稳定工作过程中,集气腔与燃烧室相互影响,二者处于平稳的动态平衡。其次,通过对旋转爆震波起爆过程详细分析发现,点火形成的初始火焰在环形燃烧室经历一个类似DDT的火焰发展过程,成功转变为爆震波,且从点火到爆震波建立之间的火焰发展传播过程和时间间隔均表现出很强的随机性。此外,为验证小能量火花点火的可靠性,还进行了小能量点火重复性实验,发现在稳定工况条件下采用小能量点火成功率最高可达100%,各组旋转爆震波传播速度在1440m/s附近波动。 展开更多
关键词 旋转爆震波 氢-空气混合 DDT过程 小能量点火
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支板凹腔一体化超燃冲压发动机实验研究 被引量：19
16
作者 陈立红 顾洪斌 张新宇 《工程热物理学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第4期717-719,共3页
本文针对以凹腔支板一体化燃烧室为基本结构的超燃冲压模型发动机在自由射流风洞中的性能,主要研究了燃料在不同位置喷入时,燃烧室几何结构/气动性能/燃料混合及燃烧特性的相互耦合,以及对发动机推力性能的影响．结果表明支板与凹腔的... 本文针对以凹腔支板一体化燃烧室为基本结构的超燃冲压模型发动机在自由射流风洞中的性能,主要研究了燃料在不同位置喷入时,燃烧室几何结构/气动性能/燃料混合及燃烧特性的相互耦合,以及对发动机推力性能的影响．结果表明支板与凹腔的一体化在合理配置燃料分布情况下可以获得较好的发动机性能． 展开更多
关键词 超燃冲压发动机 凹腔 支板
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高超声速三维碳-碳烧蚀流场的数值研究 被引量：9
17
作者 董维中 高铁锁 张巧芸 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2001年第4期388-394,共7页
本文针对高超声速再体的烧蚀现象 ,利用简单隐式TVD差分格式和激波捕捉法 ,数值求解三维化学非平衡Navier Stokes方程 ,其中化学模型是碳 碳 (C C)空气化学模型 ,考虑 12个化学组分和 31个化学反应过程 ,研究了C C烧蚀对再入体头部区... 本文针对高超声速再体的烧蚀现象 ,利用简单隐式TVD差分格式和激波捕捉法 ,数值求解三维化学非平衡Navier Stokes方程 ,其中化学模型是碳 碳 (C C)空气化学模型 ,考虑 12个化学组分和 31个化学反应过程 ,研究了C C烧蚀对再入体头部区域的壁面温度和热流分布的影响。为了计算效率和稳定性提出壁面条件显式处理的方法。对再入高度为 6 5km和速度为 8km/s的再入体头部区域烧蚀流场进行了数值模拟 ,用飞行迎角α =0°的计算结果与国外文献进行了比较 ,符合得较好。同时给出了三维小迎角α 展开更多
关键词 化学非平衡流 TVD格式 高超声速弹头 再入阶段 碳-碳烧蚀流场 数值模拟
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高超声速飞行器前体边界层强制转捩数值模拟 被引量：8
18
作者 周玲 阎超 孔维萱 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第6期1487-1495,共9页
边界层强制转捩是保证超燃冲压发动机进气道正常启动的关键技术之一,k-ω-γ转捩模式是适用于高超声速边界层转捩预测的方法。为研究该方法对边界层强制转捩的预测性能及不同转捩带对边界层强制转捩的影响特征,对原始的k-ω-γ转捩模式... 边界层强制转捩是保证超燃冲压发动机进气道正常启动的关键技术之一,k-ω-γ转捩模式是适用于高超声速边界层转捩预测的方法。为研究该方法对边界层强制转捩的预测性能及不同转捩带对边界层强制转捩的影响特征,对原始的k-ω-γ转捩模式进行了壁面温度影响修正,采用修正的k-ω-γ转捩模式对高超声速飞行器进气道前体边界层强制转捩进行数值分析,计算了光滑外形、钻石型转捩带外形和斜坡型转捩带外形在马赫数Ma=6,7条件下的边界层转捩,并与试验结果进行了对比。研究结果表明,修正的k-ω-γ转捩模式对边界层强制转捩具有较好的预测能力,计算得到的转捩起始位置与试验结果基本吻合。两种转捩带强制转捩效果明显,其中:钻石型转捩带产生的扰动强于斜坡型转捩带,且转捩区长度较斜坡型转捩带短;斜坡型转捩带在控制边界层流动分离、减小流动横向溢出效果上优于钻石型转捩带。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 边界层 强制转捩 转捩模式 转捩带 壁面温度
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超音速飞行器机翼颤振的时滞反馈控制 被引量：9
19
作者 齐欢欢 徐鉴 方明霞 《应用数学和力学》 CSCD 北大核心 2016年第2期210-218,共9页
采用时滞反馈主动控制方法对超音速飞行器机翼颤振进行控制,以提高飞行器机翼系统的颤振临界速度.首先根据二元机翼的力学模型,制定时滞反馈控制策略并建立时滞反馈控制系统的数学模型;分别对无控、零时滞反馈控制和有时滞反馈控制系统... 采用时滞反馈主动控制方法对超音速飞行器机翼颤振进行控制,以提高飞行器机翼系统的颤振临界速度.首先根据二元机翼的力学模型,制定时滞反馈控制策略并建立时滞反馈控制系统的数学模型;分别对无控、零时滞反馈控制和有时滞反馈控制系统进行稳定性分析,获得时滞反馈控制系统的颤振稳定性边界.利用MATLAB/SIMULINK进行时域数值模拟,验证理论稳定性分析结果的正确性.结果表明:通过调节时滞量,可有效提高飞行器机翼的颤振临界速度,且控制策略简单,效果较好. 展开更多
关键词 超音速 颤振 时滞反馈控制 稳定区域 时域分析
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吸气式高超声速飞行器气动热试验研究 被引量：10
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作者 徐大军 蔡国飙 乐川 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第5期1004-1009,1095,共7页
为获得吸气式高超声速飞行器气动热环境的数据,开展了气动热试验研究。在激波风洞中,来流马赫数Ma=6.12,来流单位雷诺数Re/L=1.37×107(1/m)试验条件下,对吸气式高超声速飞行器1/4缩比模型进行了表面气动热的测量。试验获得了小攻... 为获得吸气式高超声速飞行器气动热环境的数据,开展了气动热试验研究。在激波风洞中,来流马赫数Ma=6.12,来流单位雷诺数Re/L=1.37×107(1/m)试验条件下,对吸气式高超声速飞行器1/4缩比模型进行了表面气动热的测量。试验获得了小攻角变化范围内的飞行器头部前缘、头部上下交线、机身上下表面中心线、机身横截面周向、平尾垂尾前缘、发动机唇口等位置的热流率分布。研究结果表明,吸气式高超声速飞行器头部前缘、前体进气道壁面、发动机唇口、平尾垂尾前缘气动加热最为严重,另外乘波体外形的设计与布局影响热流的分布。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 乘波体 热流率 风洞试验
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