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一种基于浸没边界-大涡模拟的降落伞流固耦合计算方法
1
作者 张扬 濮天梅 +2 位作者 周春华 欧阳弘扬 童旭东 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第2期96-109,I0002,共15页
降落伞充气过程涉及复杂的流固耦合(fluid-structure interaction,FSI)现象,浸没边界(immersed boundary,IB)方法作为一种边界非协调方法,适合处理这种非线性大变形FSI问题。将Mittal等提出的尖锐界面IB方法与大涡模拟(large eddy simul... 降落伞充气过程涉及复杂的流固耦合(fluid-structure interaction,FSI)现象,浸没边界(immersed boundary,IB)方法作为一种边界非协调方法,适合处理这种非线性大变形FSI问题。将Mittal等提出的尖锐界面IB方法与大涡模拟(large eddy simulation,LES)相结合(LES/IB),应用于中高雷诺数(Re)降落伞绕流的模拟。在此基础上,结合非线性有限元方法,建立了一种基于适合复杂外形非均匀湍流的动态Vreman亚格子(Vreman subgrid-scale,Vreman SGS)模型的FSI方法,用于模拟降落伞充气过程。最后,通过经典的圆柱绕流算例(Re=3900)验证所发展的LES/IB方法的准确性。结果表明,LES/IB方法对平均阻力系数(C_(D))、后缘点平均背压系数(-C_(p,b))和斯特劳哈尔数(St)的计算结果与直接数值模拟、LES和实验结果吻合较好,误差均低于8%。此外,利用发展的Vreman SGS模型对典型的圆伞和十字伞充气过程中的气动性能和结构响应进行了分析,并与Smagorinsky SGS模型进行了对比。结果表明,在降落伞充气呼吸阶段,两者对阻力系数和投影面积的计算结果吻合较好,相对误差均在5%以内,验证了本文FSI方法的可靠性。 展开更多
关键词 降落伞充气 流固耦合 浸没边界方法 大涡模拟 亚格子模型
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风廓线雷达高空风的火箭最大气动载荷适用性分析 被引量：1
2
作者 程胡华 康钊菁 +3 位作者 商临峰 杨春生 罗东升 韩琛锐 《航天控制》 2025年第1期73-80,共8页
以探空气球高空风资料为基准,对风廓线雷达、数值天气预报模式预报第1~4天的高空风及对应最大气动载荷精度进行对比分析,结果表明:高空风精度由低到高依次为风廓线雷达、预报第4~1天,风廓线雷达在高度7.6 km及以上的高空风精度明显偏低... 以探空气球高空风资料为基准,对风廓线雷达、数值天气预报模式预报第1~4天的高空风及对应最大气动载荷精度进行对比分析,结果表明:高空风精度由低到高依次为风廓线雷达、预报第4~1天,风廓线雷达在高度7.6 km及以上的高空风精度明显偏低,绝对差超过5 m/s;最大气动载荷精度由低到高依次为风廓线雷达、预报第4~1天,风廓线雷达、预报第1~4天的最大气动载荷平均绝对差分别为326.72、126.53、162.26、183.15和212.59,单位为Pa∙rad,相关系数值分别为0.76、0.98、0.96、0.95和0.92。因此,风廓线雷达高空风产生的最大气动载荷精度较低,不能用于火箭飞行的安全保障,需进一步改造提高其精度。 展开更多
关键词 火箭飞行安全 最大气动载荷 风廓线雷达 数值天气预报模式 适用性分析
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行星探测用柔性降落伞跨/超声速气动特性及耦合机理
3
作者 贾贺 蒋伟 +3 位作者 包文龙 徐欣 荣伟 余莉 《航空学报》 北大核心 2025年第1期32-54,共23页
中国针对金星、木星等行星的星际探测新征程已经开启,且正在论证之中。然而,这些行星均具有稠密的大气和更高的大气压力,这与地球、火星的大气环境有较大区别。在以往成功的行星探测中发现,此类复杂的行星大气环境中的气动减速过程需要... 中国针对金星、木星等行星的星际探测新征程已经开启,且正在论证之中。然而,这些行星均具有稠密的大气和更高的大气压力,这与地球、火星的大气环境有较大区别。在以往成功的行星探测中发现,此类复杂的行星大气环境中的气动减速过程需要多级降落伞来完成,且需在跨/超声速条件下开伞和工作,同时第一级引导伞的名义直径会明显小于主伞,也小于前体直径,不同尺寸的两级伞与前体之间的流固耦合机理及其气动特性至今尚不明确,同时相关研究报道亦极少。本文基于稠密大气行星探测任务中适用的锥形带条伞和盘缝带伞,采用浸入边界方法研究不同行星大气环境中柔性降落伞工作过程的流固耦合机理,深入考察不同来流马赫数、伞型、大气成分及参数与直径比影响下的流固耦合特性。研究结果发现:土卫六大气环境中,盘缝带伞(直径比0.3)在跨声速时进行稳降,随着时间变化,伞衣的投影面积逐渐增大,阻力系数在马赫数1.5时达到最大,但其波动变化随着马赫数的增大而单调增大。另外,在马赫数为0.95、直径比0和1时伞衣均出现了极为剧烈的摆动现象。相比之下,木星大气环境中,跨声速条件下锥形带条伞伞衣随着时间推进,投影面积变化越来越小。阻力系数及其波动会随着马赫数增大而单调增大,横向力系数及其波动程度在马赫数1.5时出现最大。最后比较土卫六、金星和木星大气环境中的降落伞气动表现,发现木星大气环境中锥形带条伞性能最佳,阻力系数较大,且稳定性较好。 展开更多
关键词 深空探测 跨/超声速降落伞系统 气动特性 流固耦合机理 气动减速技术
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稀薄流区的摩阻测量技术及减阻试验
4
作者 刘春风 何啸天 +2 位作者 苗文博 王雪枫 程晓丽 《航空学报》 北大核心 2025年第12期85-96,共12页
面向稀薄流区发展了基于摩阻天平的摩阻测量技术,并以提高表面光洁度实现减阻作为应用实例,在高超声速低密度风洞中设计了一种对比测量试验,包括带有光滑壁面和常规壁面的平板模型和摩阻天平,平板模型的光滑壁面和常规壁面对称布置,并... 面向稀薄流区发展了基于摩阻天平的摩阻测量技术,并以提高表面光洁度实现减阻作为应用实例,在高超声速低密度风洞中设计了一种对比测量试验,包括带有光滑壁面和常规壁面的平板模型和摩阻天平,平板模型的光滑壁面和常规壁面对称布置,并依次搭配感应面为光滑壁面和常规壁面的摩阻天平。天平结构体基于悬臂梁原理设计,考虑过载保护和热防护,并通过载荷渐进法实现与试验状态最为接近的微量摩阻载荷校准。通过风洞试验误差的定量评估和主动控制,感应面表面压力引入的误差可控制在1%以内,浮动头错位引入的误差可控制在2%以内。Ma=22的7次重复性风洞试验显示摩阻天平的测量标准偏差不超过2.9%,光滑壁面相比常规壁面可有效减阻,平均减阻率为25.1%。 展开更多
关键词 稀薄流 摩阻天平 光滑壁面 减阻 风洞试验 误差控制
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高速有迎角圆锥绕流底部复杂流动结构研究
5
作者 陈智 马乐 +1 位作者 靳旭红 艾邦成 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第5期11-30,共20页
在非零攻角下,圆锥外形底部流动将失去轴对称性,其流动结构将显著区别于零攻角工况。本文以Reentry-F飞行器飞行试验中高度为37.5 km、马赫数为19.13的工况为基准工况,利用数值模拟方法开展了5°半锥角圆锥外形非轴对称层流底部流... 在非零攻角下,圆锥外形底部流动将失去轴对称性,其流动结构将显著区别于零攻角工况。本文以Reentry-F飞行器飞行试验中高度为37.5 km、马赫数为19.13的工况为基准工况,利用数值模拟方法开展了5°半锥角圆锥外形非轴对称层流底部流动结构研究,分析了来流攻角、马赫数、雷诺数等因素对底部流动结构以及底面热流、压力等参数的影响规律。研究结果表明:与零攻角时的锥形回流区不同,非零攻角下回流区为非规则形状,且回流区长度较零攻角大幅减小,最大减小了44.6%。随着攻角增大,底部涡与前体背风侧涡发生相互作用,导致回流区长度随攻角增大呈现先减小后增大再减小的非线性变化规律;模型底面的无量纲压力、斯坦顿数峰值总体上呈现先减小后增大的趋势。随着马赫数增大,流动的可压缩性增强,小尺度的涡面及波系结构减少,回流区长度单调减小,无量纲压力和斯坦顿数峰值则分别呈单调增大、单调减小的变化趋势。雷诺数对波系结构的影响相对较小,随单位雷诺数增大,黏性效应减弱,回流区背风侧凹陷逐渐增强,回流区长度单调增加,无量纲压力及斯坦顿数峰值均单调减小。 展开更多
关键词 圆锥外形 底部流动 高速流动 流动结构 数值模拟
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吸气式电推进系统进气道性能数值研究与可行性分析
6
作者 苏鹏辉 刘奕豪 +1 位作者 靳旭红 程晓丽 《航空学报》 北大核心 2025年第16期1-14,共14页
针对上层大气层吸气式电推进系统进气道的宽范围设计难题,采用直接模拟Monte Carlo方法对进气道内部流动问题进行了系统的数值模拟,考虑进气道几何外形和气固相互作用(GSI)的影响,从气体动理论的角度阐明了其作用机理,并开展了进气道的... 针对上层大气层吸气式电推进系统进气道的宽范围设计难题,采用直接模拟Monte Carlo方法对进气道内部流动问题进行了系统的数值模拟,考虑进气道几何外形和气固相互作用(GSI)的影响,从气体动理论的角度阐明了其作用机理,并开展了进气道的性能评估和可行性分析。结果表明,对于GSI为完全漫反射的情形,内凹型进气道的汇聚作用导致其气体压力和质量通量最大,且高压区域最靠近电离加速段;内凸型的发散作用导致其气体压力和质量通量最小,且高压区远离电离加速段。对于GSI适应系数σ为0.5的情形,由于气体分子在内凹型压缩段类抛物面发生镜面反射后的汇聚作用,压缩比和质量通量在电离加速段的类焦点位置存在局部峰值。GSI适应系数的降低能明显提高进气道的压缩性能和收集性能,σ从1降低到0.5导致电离加速段的压缩比升高85%~125%,收集效率增大55%~77%。无论GSI为完全漫反射还是部分漫反射部分镜面反射,内凹型进气道的压缩性能和收集性能最好,在电离效率和排气速度的合理假设下,对于180 km的飞行高度,适应系数σ=0.5的内凹型进气道产生的推力大于阻力,因此在概念上是可行的。 展开更多
关键词 上层大气层 吸气式电推进 进气道设计 气固相互作用 气体压缩和收集
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耦合固体场传热三维缝隙气动热数值计算
7
作者 戴刚 赵文文 +1 位作者 杨帆 陈伟芳 《航空动力学报》 北大核心 2025年第1期101-110,共10页
为了研究高超声速飞行器表面缝隙或凹槽对飞行器表面热环境以及飞行器热防护系统的设计产生的影响,构建了耦合固体场传热的气动热数值模拟方法,对二维矩形缝隙和三维正、逆“T”形缝隙开展了等温壁完全气体、耦合固体场传热壁温分布完... 为了研究高超声速飞行器表面缝隙或凹槽对飞行器表面热环境以及飞行器热防护系统的设计产生的影响,构建了耦合固体场传热的气动热数值模拟方法,对二维矩形缝隙和三维正、逆“T”形缝隙开展了等温壁完全气体、耦合固体场传热壁温分布完全气体数值模拟研究。结果表明:二维和三维缝隙后侧立面上拐角处受到的气动加热作用最明显。正、逆“T”形缝隙的横竖交叉点侧面位置都存在热流峰值。正“T”形交叉点缝隙后侧立面由于直接受到气流冲击,其产生一个值为26.18 W/cm^(2)的最高的气动热峰值。逆“T”形交叉点缝隙前立面由于缝隙内涡结构的冲击作用,产生一个值为6.125 W/cm^(2)局部热流峰值。考虑耦合固体温度场影响后,气动加热使壁温升高,流场中的高温气体对固体场热传导作用降低,缝隙内部、缝隙侧立面和缝隙上表面热流总体下降25%左右,后侧立面上拐点气动热峰值下降程度最高达32.04%。 展开更多
关键词 气动热预示 流固耦合 三维缝隙 “T”形缝隙 隔热瓦
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基于风洞试验和飞行试验数据的转捩判据标定
8
作者 赵明潇 苏伟 +2 位作者 李强 张桀 昌玉婷 《导弹与航天运载技术(中英文)》 北大核心 2025年第5期99-106,共8页
基于线性稳定性分析的e^(N)方法是目前应用最广泛的转捩预测方法之一,但在高马赫数下其转捩判据N_(T)值的选取散差较大。采用基于线性稳定性分析的eN方法,针对马赫数5、8时的升力体标模和马赫数20时的Reentry F开展稳定性分析和N值包络... 基于线性稳定性分析的e^(N)方法是目前应用最广泛的转捩预测方法之一,但在高马赫数下其转捩判据N_(T)值的选取散差较大。采用基于线性稳定性分析的eN方法,针对马赫数5、8时的升力体标模和马赫数20时的Reentry F开展稳定性分析和N值包络计算,结合由风洞试验和飞行试验获取的转捩起始位置,开展了高马赫数下转捩判据N_(T)值的标定工作。结果表明,对于升力体标模,马赫数5时不同攻角下转捩判据N_(T)约为5.3~6.5,马赫数8时不同攻角下转捩判据N_(T)约为4.8~5.3;对于Reentry F,不同高度下转捩位置差异较大,转捩判据N_(T)无明显变化,约为9.55~9.73。 展开更多
关键词 稳定性分析 eN方法 转捩判据 试验数据 高马赫数
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基于气动系数拟合模型的再入飞行器主动持续滚转控制
9
作者 张雪颖 宋加洪 +2 位作者 颜楚雄 李瑾 苏伟 《导弹与航天运载技术(中英文)》 北大核心 2025年第5期90-98,共9页
为实现对迎风面沿飞行器周向位置的精确控制以减轻恶劣再入力热环境对飞行器的影响,提出一种基于气动系数拟合模型的再入飞行器主动持续滚转控制方法。首先建立结合二次项和负指数幂项的气动系数拟合模型,利用最小二乘法对气动系数进行... 为实现对迎风面沿飞行器周向位置的精确控制以减轻恶劣再入力热环境对飞行器的影响,提出一种基于气动系数拟合模型的再入飞行器主动持续滚转控制方法。首先建立结合二次项和负指数幂项的气动系数拟合模型,利用最小二乘法对气动系数进行拟合。其次基于坐标系转换关系建立迎风角模型和迎风误差角模型,描述迎风面在飞行器锥身的移动轨迹。然后基于BTT/STT复合控制方法设计匀速滚转控制指令,并比较加入不同滚转控制指令对飞行过程的影响。基于飞行器载荷设计非线性滚转控制指令,使得滚转速度与载荷的变化趋势保持一致。最后,进行六自由度仿真验证了该控制方法具有良好的滚转控制能力,可以使迎风面沿锥身均匀分布,有滚转条件下的飞行器各个子午线的载荷标准差是无滚转条件下的20%。 展开更多
关键词 再入飞行器 气动系数拟合 BTT/STT复合控制 滚转控制指令 姿态控制
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考虑多种物理效应的轨控喷流数值计算研究
10
作者 万钊 华如豪 +2 位作者 陈琦 江定武 王新光 《上海航天(中英文)》 2025年第2期194-202,共9页
轨控喷流预测精度是高速拦截武器的关键技术。目前针对高空高马赫数条件下的喷流干扰问题研究还相对较少,此空域高速飞行环境下的多种物理效应对喷流干扰的影响规律还不够系统。通过数值求解带滑移边界条件的三维化学非平衡Navier-Stoke... 轨控喷流预测精度是高速拦截武器的关键技术。目前针对高空高马赫数条件下的喷流干扰问题研究还相对较少,此空域高速飞行环境下的多种物理效应对喷流干扰的影响规律还不够系统。通过数值求解带滑移边界条件的三维化学非平衡Navier-Stokes方程,分析了高温热化学非平衡效应、燃气二次燃烧效应、稀薄气体效应对轨控喷流干扰的影响,获得了不同来流条件下多种物理效应对轨控喷流干扰气动特性的影响规律。研究表明:高空高马赫数条件下,来流空气和燃气组分的高温离解反应是冷/热喷流差异的的主要因素,其影响程度随高度升高而较小,随马赫数增大而增大,稀薄气体效应对飞行器整体喷流干扰气动力/力矩的影响较小。 展开更多
关键词 高温真实气体效应 稀薄气体效应 热喷干扰 数值模拟
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基于数字孪生理念的航空器火灾精细化仿真分析
11
作者 宋洋 张鹏 《中国安全生产科学技术》 北大核心 2025年第7期150-157,共8页
为研究航空器在火灾事故中综合要素耦合作用下火灾特征及演化规律,以双层航空器A380为例,基于数字孪生理念结合航空器传感器数据建立集成化的航空器信息镜像数字模型,阐述数字孪生理念下的物理实体与虚拟空间的火灾仿真思路,以航空器客... 为研究航空器在火灾事故中综合要素耦合作用下火灾特征及演化规律,以双层航空器A380为例,基于数字孪生理念结合航空器传感器数据建立集成化的航空器信息镜像数字模型,阐述数字孪生理念下的物理实体与虚拟空间的火灾仿真思路,以航空器客舱行李火灾为例,采用火灾仿真软件对航空器火灾进行推演,得到CO体积分数、温度、能见度距离范围等火灾参数的时空分布数值。研究结果表明:当上层客舱中部位置发生行李火灾时,在航空器紧急事件疏散时间90 s内,在上层客舱中,除靠近火源点位置在44 s时该位置的能见度降至5 m以下,其余位置的火灾参数均未达到ASET(可用安全疏散时间)的判别标准,对人员无较大影响,在下层客舱中由于上下2层楼板的隔档,火灾参数并未发生明显变化。研究结果可为增强航空器火灾事故推演的分析能力提供参考。 展开更多
关键词 数字孪生 仿真分析 航空器火灾 数值模拟 火灾动力学
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大口径天线卫星挠性耦合计算仿真分析
12
作者 许海玉 王皓 +1 位作者 关欣 曾擎 《计算机仿真》 2025年第3期67-73,共7页
微波遥感卫星图像分辨率越高,要求天线口径越大,天线挠性就越大,低频模态越密集,加之天线旋转扫描成像,极易与太阳电池阵等挠性附件产耦合共振,严重影响了卫星姿态稳定精度,造成遥感图像质量下降。以某高轨微波遥感卫星为例,首先建立了... 微波遥感卫星图像分辨率越高,要求天线口径越大,天线挠性就越大,低频模态越密集,加之天线旋转扫描成像,极易与太阳电池阵等挠性附件产耦合共振,严重影响了卫星姿态稳定精度,造成遥感图像质量下降。以某高轨微波遥感卫星为例,首先建立了挠性卫星动力学模型,根据大尺寸微波天线,太阳电池阵有限元模型,得到约束模态特性和耦合系数,最后结合整星质量特性,在运动部件不同转速下,对可能产生的耦合共振进行分析,给出了耦合共振对卫星平台稳定精度影响程度及相应的控制措施,为卫星在轨业务运行提供了有效保证。 展开更多
关键词 共振 模态特性 耦合系数 姿态稳定 挠性附件
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基于试验数据的驻点热流预示方法建模研究
13
作者 于江鹏 张立坤 +2 位作者 李巍 郭阳 郭志恒 《导弹与航天运载技术(中英文)》 北大核心 2025年第5期82-89,106,共9页
氢氧混合气作为推进剂广泛应用于航空航天领域,其热力学特性、输运特性和化学反应过程等远比纯空气复杂,对其流动过程的分析和预测也更加困难。利用高温燃气风洞产生高速氢氧燃气,结合数值计算,分析、比较了相同状态参数下的空气和燃气... 氢氧混合气作为推进剂广泛应用于航空航天领域,其热力学特性、输运特性和化学反应过程等远比纯空气复杂,对其流动过程的分析和预测也更加困难。利用高温燃气风洞产生高速氢氧燃气,结合数值计算,分析、比较了相同状态参数下的空气和燃气的流动和气动加热特性。发现在喷管中流动,燃气有更高的静温、速度和更小的马赫数;球头绕流时燃气的激波脱体距离和驻点压力小于空气;摩阻和壁面热流均大于空气;燃气中活跃的化学反应使气动加热更为严重,并基于对数据的分析,给出驻点热流预测公式。 展开更多
关键词 氢氧燃气 喷管流动 气动加热 预测公式 驻点热流
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一种宽速域二元曲面压缩可调进气道设计
14
作者 朱永志 匡正 +2 位作者 母忠强 郭丽强 袁化成 《固体火箭技术》 北大核心 2025年第5期763-771,共9页
针对进气道模态转换点在临界状态及巡航点在通流状态下出口性能较低的问题,开展了一种等熵曲面压缩与楔面压缩相结合的高超声速混压式二元变几何进气道气动设计研究,根据流量需求确定进气道捕获面积,以Ma=5.5为设计点开展进气道全速域... 针对进气道模态转换点在临界状态及巡航点在通流状态下出口性能较低的问题,开展了一种等熵曲面压缩与楔面压缩相结合的高超声速混压式二元变几何进气道气动设计研究,根据流量需求确定进气道捕获面积,以Ma=5.5为设计点开展进气道全速域变几何方案设计;以该方案为基础,通过变几何改变总收缩比,从而提高进气道总压恢复系数。结果表明,随着总收缩比的增加,两典型工况下进气道喉道马赫数不断下降,下降幅度与总收缩比的增加程度成正比,进气道性能参数均呈非线性变化。针对Ma=3.5临界状态,进气道出口马赫数在既定范围总收缩比下均维持在2.5左右,在总收缩比为7.14时性能最优。针对Ma=6.0通流状态,进气道出口马赫数与总收缩比成正比,在总收缩比为5.71时性能最优。通过变几何方式降低喉道马赫数以减少喉道后流动损失,并采取肩部抽吸等方式,改善了激波/边界层干扰现象,拓宽了进气道工作范围,大幅提高了进气道抗反压能力。Ma=3.0时,进气道临界总压恢复系数为0.827,Ma=6.0时进气道总压恢复系数为0.341。 展开更多
关键词 高超声速 二元进气道 变几何 宽速域 宽空域
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高速柔性气动减速器关键技术研究进展 被引量：1
15
作者 薛晓鹏 贾贺 +6 位作者 荣伟 蒋伟 包文龙 王臻 邹天琪 代雨柔 周一苇 《航空学报》 北大核心 2025年第1期1-31,共31页
柔性气动减速技术是航天器高速进入地外天体或再入地球大气安全着陆的关键核心技术,随着中国载人航天和深空探测等重大任务的持续推进,航天器更快的进入速度和更重的载荷对于高速柔性气动减速器的需求日益迫切。而高速柔性气动减速器的... 柔性气动减速技术是航天器高速进入地外天体或再入地球大气安全着陆的关键核心技术,随着中国载人航天和深空探测等重大任务的持续推进,航天器更快的进入速度和更重的载荷对于高速柔性气动减速器的需求日益迫切。而高速柔性气动减速器的力学模型兼具强非线性和强耦合特性,且涉及研究领域极广,如需考虑钝性和多孔结构的气动特性、非线性结构动力学、可压缩湍流、结构气动热及其相互耦合等问题。因此,开展高速柔性气动减速器的基础理论和关键技术研究具有极大的难度和复杂性但意义重大。首先对高速柔性气动减速器进行分类;然后分析梳理了高速柔性气动减速技术的技术内涵,并系统地回顾和综述了其关键技术的发展历史和研究进展;最后,对高速柔性气动减速器关键技术的未来发展方向和亟需解决的关键问题进行了总结展望。 展开更多
关键词 进入减速着陆 超声速降落伞 充气式进入减速器 气动特性 流固热耦合
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主动式气膜冷却对高超声速飞行器等离子体鞘套的影响
16
作者 徐春光 张源耕 《中山大学学报（自然科学版）（中英文）》 CAS 北大核心 2025年第1期250-256,共7页
以钝锥模型为研究对象,采用热化学非平衡计算方法并结合可压缩N-S方程、SST k-ω湍流模型,对钝锥模型肩部台阶喷流和头部逆向喷流流场进行了数值模拟。在考虑不同喷流压强、喷口位置和数量等因素的基础上,分析了主动式气膜冷却对等离子... 以钝锥模型为研究对象,采用热化学非平衡计算方法并结合可压缩N-S方程、SST k-ω湍流模型,对钝锥模型肩部台阶喷流和头部逆向喷流流场进行了数值模拟。在考虑不同喷流压强、喷口位置和数量等因素的基础上,分析了主动式气膜冷却对等离子体鞘套的影响。结果表明:高超声速飞行器采用主动式气膜冷却技术时,喷口的数量、位置及喷流压强对等离子体密度均具有显著的影响。肩部的切向喷流可有效抑制模型壁面附近的等离子体密度,进而可能对高频电磁波的传输和目标雷达散射截面(RCS)产生影响。头部逆向喷流可显著改变等离子体的分布情况,不同的逆向喷流参数配置会导致明显的差异。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 等离子体鞘套 主动式气膜冷却 热化学非平衡 双温模型
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两级推进单轨火箭橇试验研究 被引量：1
17
作者 夏有财 孔维红 +5 位作者 孙其会 张浩 刘奎显 安明明 李俊耀 马骏 《航空动力学报》 北大核心 2025年第3期467-473,共7页
为了在现有条件下提高火箭橇试验速度,设计了两级推进单轨火箭橇车结构,开发了软件进行试验弹道设计和计算。采用减速伞对一级橇车、泡沫水盒对二级橇车进行减速回收,试验验证了减速效果;研究了多级单轨橇车高速运动过程中发动机动点火... 为了在现有条件下提高火箭橇试验速度,设计了两级推进单轨火箭橇车结构,开发了软件进行试验弹道设计和计算。采用减速伞对一级橇车、泡沫水盒对二级橇车进行减速回收,试验验证了减速效果;研究了多级单轨橇车高速运动过程中发动机动点火技术和橇车级间分离技术,试验验证了时控器控制二级发动机点火和减速伞抛出方案效果;使用高速相机、网靶等进行测量,得到了橇车运动速度、图像等数据。结果表明:两级橇车结构合理可靠,较好完成试验任务;时控器按设定时间触发二级发动机和减速装置,表明其能安全、可靠应用于火箭橇试验;减速伞在高过载下被提前甩出,需对减速装置改进设计;二级橇车在轨道上成功刹车回收,泡沫水盒对单轨橇车减速效果高效可靠。 展开更多
关键词 两级火箭橇 单轨火箭橇 火箭橇试验 弹道计算 火箭橇车回收 减速伞
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吸气式高超声速飞行器气动布局研究
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作者 杜志博 刘明坤 +2 位作者 张中洲 刘凯鹏 李天龙 《导弹与航天运载技术(中英文)》 北大核心 2025年第5期31-38,共8页
气动布局作为高超声速飞行器的重要支撑技术,是设计良好飞行性能指标、实现良好飞行品质的关键,也是其他各专业的重要基石。吸气式高超声速飞行器作为现代高超声速飞行器重要的研究领域,是实现可持续高超声速飞行的重要途径之一。通过... 气动布局作为高超声速飞行器的重要支撑技术,是设计良好飞行性能指标、实现良好飞行品质的关键,也是其他各专业的重要基石。吸气式高超声速飞行器作为现代高超声速飞行器重要的研究领域,是实现可持续高超声速飞行的重要途径之一。通过对典型吸气式高超声速飞行器气动布局的梳理,分析气动布局的设计理念,从组合循环动力出发,着重分析动力和布局的关系,从而为气动布局工作提供设计参考。 展开更多
关键词 高超声速 飞行器 吸气式 气动布局 组合动力
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航天器着陆/上升过程羽流效应评估方法综述 被引量：1
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作者 孙兴亮 吴成赓 +3 位作者 商圣飞 王黎珍 王闯 黄震 《航天器环境工程》 2025年第3期276-287,共12页
在载人月球探测及月球以远天体探测任务中,针对航天器的高精度、高效益、高可靠和高安全等要求,进行航天器的总体设计、地外天体着陆/起飞方案设计和空间环境适应性设计及验证时需要准确的羽流环境条件作为输入。文章归纳了航天器羽流... 在载人月球探测及月球以远天体探测任务中,针对航天器的高精度、高效益、高可靠和高安全等要求,进行航天器的总体设计、地外天体着陆/起飞方案设计和空间环境适应性设计及验证时需要准确的羽流环境条件作为输入。文章归纳了航天器羽流效应评估的基本方法,调研了国内外羽流效应地面试验和仿真分析的重要研究进展,系统梳理了航天器在月球及以远天体着陆/上升过程面临的羽流问题并提出解决思路和羽流效应研究发展建议,可为后续载人登月任务研制实施及月球以远深空探测航天器羽流效应评估和防护设计提供参考。 展开更多
关键词 地外天地探测 着陆/上升 羽流效应 评估方法 数值仿真
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一种高效的霍尔电场数值模拟方法
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作者 李恒 金科 +3 位作者 寇勇 李凯 王斌 叶柳青 《力学学报》 北大核心 2025年第1期79-88,共10页
针对高超声速飞行器电磁调控分析中霍尔电场高效数值模拟方法的需求,以磁流体动力学基本原理为基础,构造了双曲形式的霍尔电场控制方程.基于自行开发的计算流体力学数值求解框架,在非结构混合网格上通过格心有限体积方法建立了新的霍尔... 针对高超声速飞行器电磁调控分析中霍尔电场高效数值模拟方法的需求,以磁流体动力学基本原理为基础,构造了双曲形式的霍尔电场控制方程.基于自行开发的计算流体力学数值求解框架,在非结构混合网格上通过格心有限体积方法建立了新的霍尔电场数值模拟方法.迎风分裂格式基于Rusanov格式,时间推进基于LU-SGS隐式算法.以立方体区域泊松方程算例和分段电极流动通道霍尔电势算例为例对文章数值方法的准确性、收敛特性以及计算效率进行了考核和验证.数值模拟结果表明,当前数值方法计算结果与传统方法相同,且具有良好的收敛特性,对于立方体区域泊松方程算例,当前方法所需墙上时间为传统方法的28.76%,而对于分段电极流动通道霍尔电势算例,当前方法所需墙上时间仅为传统方法的0.61%.文章提出的新的霍尔电场数值模拟方法具有较高的计算效率. 展开更多
关键词 计算流体力学 磁流体动力学 霍尔效应 泊松方程 数值模拟
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