六相交流放电再入飞行器热环境地面模拟研究

再入飞行器高速飞行过程中,其表面受到强烈的气动加热作用,所产生的复杂高温气体环境会破坏飞行器材料,影响飞行器结构的可靠性.因此,基于地面装置实现高速飞行器再入过程中表面热环境的模拟,对于再入飞行器的热防护测试具有十分重要的意义.文章基于数值模拟,分析了工作气压的变化对等离子体中非平衡能量输运过程以及等离子体气体温度等参数的影响规律,提出了通过改变工作气压来调节等离子体冲击壁面的热流密度的方法.基于此,首先以表面热流密度和加热时间与真实飞行条件下一致为原则,基于六相交流电弧放电等离子体实验平台,产生了大体积、高气体温度,且壁面热流密度可调的等离子体电弧射流.然后,对采用酚醛浸渍基碳热防护材料的烧蚀体进行了地面烧蚀实验,在壁面热流密度为1.07～3.95 MW/m2范围内获得了与文献报道吻合较好的实验结果,初步验证了该方法的可行性.对高速再入飞行器典型部件进行了烧蚀实验,在壁面最高热流密度为5 MW/m2的实验条件下,获得了与空间飞行实验吻合良好的地面模拟实验结果.这表明在不采用高成本风洞的前提下,本论文所提出的地面模拟实验方法可在一定程度上模拟飞行器再入过程中的表面热环境.     

考虑振动非平衡的可压缩库埃特流动及其传热

新型近空间高超声速飞行器大多具有尖头薄翼的外形,驻点下游机身附近的强剪切流动及气动加热具有显著的非平衡特征.由于加热总量预估和实验测热数据辨识的需要,工程上越来越关注强剪切非平衡流动及气动加热预测问题.本文结合理论建模和直接模拟蒙特卡洛数值模拟,研究了振动非平衡条件下的可压缩库埃特流动的气动力/热问题.首先基于参考温度...     

高超声速飞行器气动热关联换算方法研究

气动热风洞实验是地面研究和预测飞行器气动热环境的重要手段之一, 但由于风洞实验模拟能力的限制, 风洞实验的流场参数和模型的几何尺度都会与实际飞行情况存在一定的差别, 导致地面风洞实验中得到的模型表面气动加热率数据无法直接用于飞行条件下的热环境预测和热防护设计. 以往通过针对具体飞行器的试验结果进行数据拟合后外插的气动热关联换算方法指向性较强, 没有考虑到气动热的具体影响参数, 存在一定局限性, 难以外推应用于其他外形的飞行器. 为解决通过气动热风洞实验数据外推预测飞行条件下气动热的技术难题, 基于无量纲NS方程和边界层理论分析研究了影响气动热的主要参数, 并通过推导化简边界层近似解热流公式, 针对层流流态建立了气动热关联换算方法, 可以考虑当地边界层外缘参数的影响, 具有一定通用性. 在此基础上, 利用建立的方法将Reentry-F飞行器缩比模型的风洞实验数据换算到该飞行器飞行条件下的典型工况, 并与飞行测量结果进行了比较, 外推预测结果与飞行测量结果符合较好, 表明建立的关联方法可以用于气动热风洞实验数据的外推换算.      

高超声速飞行器气动热关联换算方法研究

气动热风洞实验是地面研究和预测飞行器气动热环境的重要手段之一,但由于风洞实验模拟能力的限制,风洞实验的流场参数和模型的几何尺度都会与实际飞行情况存在一定的差别,导致地面风洞实验中得到的模型表面气动加热率数据无法直接用于飞行条件下的热环境预测和热防护设计.以往通过针对具体飞行器的试验结果进行数据拟合后外插的气动热关联换算方法指向性较强,没有考虑到气动热的具体影响参数,存在一定局限性,难以外推应用于其他外形的飞行器.为解决通过气动热风洞实验数据外推预测飞行条件下气动热的技术难题,基于无量纲NS方程和边界层理论分析研究了影响气动热的主要参数,并通过推导化简边界层近似解热流公式,针对层流流态建立了气动热关联换算方法,可以考虑当地边界层外缘参数的影响,具有一定通用性.在此基础上,利用建立的方法将Reentry-F飞行器缩比模型的风洞实验数据换算到该飞行器飞行条件下的典型工况,并与飞行测量结果进行了比较,外推预测结果与飞行测量结果符合较好,表明建立的关联方法可以用于气动热风洞实验数据的外推换算.     

虚拟飞行中气动、运动和控制耦合的数值模拟技术

随着计算机科学和计算流体力学的发展, 以非定常数值模拟为核心, 开展气动/运动/控制等多学科耦合的“数值虚拟飞行” 模拟成为可能. 数值虚拟飞行有助于飞行器设计师在设计之初和整个设计过程中分析和评估飞行器的非线性飞行力学和稳定性与控制性能. 该文综述了国内外数值虚拟飞行中“气动/运动/控制” 耦合的一体化模拟技术的研究进展, 分析了其中的关键科学和技术问题, 重点介绍了气动/运动/控制耦合一体化计算方法, 并介绍了作者在一体化耦合计算方法方面取得的进展及初步应用情况. 最后探讨了数值虚拟飞行中的一些挑战性问题, 并对未来发展趋势进行了展望. 可以预期, 随着E 级计算的到来, 在不久的将来, 数值虚拟飞行将给新型飞行器设计带来革命性的变化.      

非线性热环境下高温合金蜂窝板隔热性能研究

金属蜂窝板结构在高温热环境下的隔热特性是高速飞行器热防护设计的重要参数. 使用自行研制的高速飞行器瞬态气动热试验模拟系统, 对高温合金蜂窝平板结构在高达800℃的非线性热环境下的隔热性能进行实验研究, 获得了蜂窝板结构的瞬态和稳态传热特性以及在多种不同温度下金蜂窝平板结构隔热效果的实验数据. 在考虑结构内部蜂窝芯壁面间辐射、金属结构的传热以及蜂窝腔内空气传热的多重热交换条件下, 采用三维有限元计算方法对蜂窝板的隔热特性进行了数值模拟, 计算结果和试验结果的吻合性良好, 验证了数值模拟方法的可信性和有效性, 并为数值模拟方法能够在一定程度上较好地替代价格昂贵的气动热模拟试验打下了基础. 讨论了在复杂非线性高温环境下金属蜂窝板隔热效率的变化, 加热面温度的升降速度与隔热效率的关联性以及金属蜂窝板表面发射率的选取等问题, 对高速飞行器金属蜂窝结构的热防护研究具有重要的参考价值.      

螺旋桨滑流对飞行器气动特性的影响机理研究

通过基于有限体积的CFD数值方法研究了MA60飞机螺旋桨滑流对于该飞行器的气动特性影响机理。为了高效计算、准确描述螺旋桨的旋转运动产生的非定常流场,本文采用嵌套网格技术来实现这一过程,有效避免了螺旋桨运动过程中产生的网格变形失效等问题。数值模拟结果表明:滑流非定常计算的表面气动压力可以很好地与实验结果吻合;螺旋桨滑流状态的非定常气动力与定常计算的结果有较大差异,螺旋桨具有较大的拉力且为同向旋转,产生不对称的气动载荷,导致飞机的升力增大,侧向力增大,并且产生正的滚转力矩和负的偏航力矩。本文研究表明,在该类型飞行器设计过程中,考虑滑流影响可以更加准确地描述飞行过程中的气动载荷。     

翼型连续变形过程中非定常气动特性研究

可变形飞行器的优越性,使其成为近年来研究者关注的热点。当前对于可变形飞行器气动方面的研究工作主要集中于采用数值模拟或风洞实验,开展可变形飞行器气动布局概念和不同变形模态气动特性研究,而关于连续变形过程中非定常气动特性的研究则很少,几为空白。本文在无粘不可压(Ma=0.2)流场中,数值模拟了儒可夫斯基翼型连续改变厚度、弯度所引起的气动特性变化,分析了不同变形幅度、变形速度以及变形加速度对非定常升力系数的影响情况,这也为以后的三维数值模拟提供了基础。     

飞行器变后掠过程非定常气动特性形成机理

可变体飞行器变后掠过程中的时变气动力与力矩特性对于飞行安全具有重要意义,是亟待深入研究的基础问题.通过风洞实验对其开展了研究,揭示了可变体飞行器变后掠引起的气动特性动态迟滞现象及滞回环大小与方向的影响因素.基于风洞实验结果和力学中一些重要概念,提出了3种物理效应:流场迟滞效应、附加运动效应、固壁牵连效应,以此定性与定量论证了可变体飞行器变后掠过程中非定常气动特性的形成机理.除了能解释实验现象,这一机理研究亦可用于后续可变体飞行器变后掠过程中的气动特性建模.     

局部粗糙机翼表面气动特性影响研究

采用柱型粗糙元,以尖劈和机翼外形为基础,利用CFD数值模拟方法,研究机翼表面局部粗糙区域对其周围气动特性的影响。研究相同粗糙元高度下,粗糙元位于尖劈表面不同位置时局部边界层和气动特性的变化情况;基于流动分区理论,采用空气动力学理论分析与数值模拟结合的方法,分析F16机翼可接受的局部粗糙元高度;根据分析结果,在改进平板外形基础上,验证不同粗糙元高度对改进目标块区域气动特性的影响程度,并给出流经局部粗糙区域的流体发展状况。为了验证数值结果的准确性,采用S-A与SST湍流模型进行对比求解。本文工作对复杂大气环境引起的飞行器局部粗糙表面区域气动特性变化的研究具有指导意义。     

高速飞行器中空翼结构高温热振动特性试验研究

远程高速飞行器飞行速度快, 滞空时间长, 飞行过程中翼、舵等结构会出现长时间的剧烈振动, 由气动加热产生的高温还会使飞行器材料和结构的弹性性能发生变化, 从而引起翼、舵等结构振动特性的改变.因此获得高温与振动复合环境下的远程高速飞行器翼、舵等结构的振动特性参数对于高速飞行器的安全设计具有非常重要的意义.将高温热环境试验系统与振动试验系统相结合, 在对中空翼面结构进行振动激励的同时使用红外辐射加热方式对翼面结构生成可控的热环境, 并通过自行设计的耐高温引伸装置将中空翼结构的振动信号传递到非高温区进行数据采集与分析的方式, 实现了高达800℃~900℃的力热复合环境下的翼结构固有频率、模态等振动特性参数的试验测试, 其试验结果为远程高速飞行器中空翼结构在高温振动环境下的动特性分析和安全可靠性设计提供了重要依据.     

铝-镁合金5A06在瞬态热冲击条件下的力学性能研究

通过热强度试验,测试并确定航空航天材料在复杂高速热冲击条件下的强度极限等关键参数,对于航空航天材料和结构的可靠性评定、寿命预测以及高速飞行器的安全设计具有重要的意义。针对强度设计手册中没有航空航天材料在高速热冲击环境下的强度极限等表征参数的现状,使用自行研制的高速飞行器瞬态气动热试验模拟系统,对铝-镁合金材料5A06在多种不同的瞬态热冲击条件下,进行气动加热模拟与热载联合试验研究,得到在瞬态热、力学环境的共同作用下铝-镁合金5A06材料的强度极限、承载时间等力学性能变化状况。为研究分析航空航天材料和结构在高速热冲击环境下的承载能力和结构减重提供了可靠依据。     

近空间高速飞行器气动特性研究与布局设计优化

高空高速飞行中的黏性干扰效应、真实气体效应和稀薄气体效应成为决定未来空天飞行器能否实现安全飞行、精确控制和制导的重大基础科学问题.介绍了黏性干扰效应、真实气体效应和稀薄气体效应对高空高速飞行器气动特性影响,回顾了飞行器气动布局设计优化的发展过程,给出典型高速高升阻比飞行器气动布局设计及优化的结果.      

超高温、大热流、非线性气动热环境试验模拟及测试技术研究

超高温、大热流、非线性气动热环境试验模拟技术及相应的极端高温环境力学测试技术,是高超声速飞行器防热材料和结构安全设计中事关研制成败的关键技术。本文介绍了自行研制的可实现高至210℃/s的极快非线性升温速率、能够生成高达2MW/m2的瞬态非线性热流密度、实现高达1500℃超高温氧化热环境的石英灯红外辐射式气动热环境试验模拟系统。基于这一性能优越的超高温气动热环境试验模拟系统,发展了如下超高温热环境力学测试技术:1)提出对环境光变化不敏感的主动成像数字图像相关方法,实现了C/SiC复合材料1550℃高温变形的非接触、全场光学测量;2)发展了1400℃超高温热/力联合试验环境下SiC/SiC复合材料结构的断裂特性试验测试技术。本文还简要介绍了高速巡航导弹翼面结构900℃高温热振联合试验,950℃高温非线性热环境下的蜂窝结构隔热性试验等研究内容。本文所发展的超高温气动热环境试验模拟技术和高温热环境力学测试技术,对航天航空领域高超声速飞行器的研制具有重要的军事工程应用价值。     

近空间高超声速飞行器气动特性研究的若干关键问题

在30$\sim$70km空域机动飞行的高超声速飞行器的优点是可以耦合利用所处空域的空气产生的升力和高速飞行的离心力进行远距离机动滑翔飞行,具有重要的实用价值.尽管过去数十年在高超声速流动研究方面取得显著进展,但在设计研究近空间远程滑翔的高超声速飞行器方面仍然存在许多挑战,特别是对特定飞行条件下的流动机理了解不清楚.本文介绍了作者研究团队在开展近空间高超声速飞行器有关的关键气动问题方面的研究进展,主要包括:建立了近空间高超声速飞行的流动模型,发展了系统的相关计算空气动力学方法,针对高空高速飞行条件下稀薄气体效应和真实气体效应的耦合作用影响研究了合适的滑移边界条件,考虑了不同组分存在条件下的温度、速度和压力的滑移效应影响;提出了飞行器气动外形的动态优化方法,获得了可工程实用化的高升阻比飞行器气动外形;建立了高速飞行器动稳定性理论,在实现高超声速飞行器动态稳定飞行方面取得重大进展;最后讨论了高超声速飞行器设计中进一步需要关注的若干关键技术和科学问题、可能解决的途径及其所涉及的学科发展方向.      

涡波一体乘波飞行器宽速域气动优化设计研究

涡波一体宽速域乘波飞行器通过在低速引入涡效应,显著改善了传统乘波体在低速状态下的升阻特性,具有在未来宽速域空天飞行器总体气动设计当中得到广泛应用的巨大潜力.但是,该设计方法的研究尚不完善,特别是在基准流场建立过程中忽略了三维效应、低速效应、黏性效应以及头部/前缘的钝化效应,因此其高低速气动特性均有优化设计的空间.针对此问题,本文结合高保真RANS求解器、自由变形参数化方法、鲁棒的结构网格变形方法、离散伴随方法以及序列二次规划算法,发展了基于离散伴随的宽速域飞行器气动优化设计方法.基于上述方法,针对涡波一体乘波飞行器开展了兼顾低速与高超声速气动性能的三维整机气动优化设计研究,获得了宽速域优化构型并对其进行了流动机理分析.结果表明,相较于初始构型,宽速域优化构型可以将飞行器高超声速状态下升阻特性略微提升的同时,显著增强低速状态飞行器背风面的旋涡效应,进而使飞行器低速状态的升力和升阻比均提升10%以上,改善了涡波一体宽速域乘波飞行器的高低速气动性能.     

Thermochemical nonequilibrium viscous shock layer studies of the orbital reentry experiment (OREX) vehicle

In 1994, the Orbital Reentry Experiment (OREX) was conducted by the National Aerospace Laboratory and National Space Development Agency of Japan. During this experiment aerodynamic heating and saturated ion current were successfully measured. In this paper, the thermochemical nonequilibrium shock layer of the OREX vehicle has been reconstructed using a VSL (Viscous Shock Layer) numerical simulation. In addition, heating to the OREX vehicle and electron density have been calculated and compared with the flight data. The numerical simulation has been made for the flight conditions at altitudes ranging from 96.7 km to 59.6 km, using a three temperature model composed of translational-rotational, vibrational and electron-electronic temperatures. The catalytic efficiency of the coating material on the nose of the vehicle was determined by comparing the flight data for heat flux with the numerical result for the finite catalytic wall. The calculated electron density values were in approximate agreement with the flight values. Received 17 June 2001 / Accepted 23 September 2001     

近空间飞行器的气动复合控制原理及研究进展

简单回顾与讨论了在飞行器穿越大气层时,使用气动复合控制方案的必要性与可能性.其中最复杂情况为发动机喷流推力与舵面空气动力共同使用所形成的复合控制.喷流与外流相撞引起的强干扰形成了十分复杂的干扰流场,文中介绍了复杂流动形成的原因、流场结构的特点以及干扰引起的流场改变影响了飞行器性能的预估.基于3种研究途径:理论建模与数值模拟技术、地面试验模拟技术、飞行试验技术的研究,以及它们的发展及互相验证, 用来预估飞行器的性能.为了保证地面模拟与真实飞行之间存在相似关系, 研究相似准则的作用,及分析目前的模拟能力, 涉及到许多空气动力学界至今尚未解决的难题,为了解决这些困难对今后的研究及应用提出了多方面的需求.      

基于高温气体效应的磁流体流动控制研究进展

高超声速飞行器强激波后高温气体形成具有导电性的等离子体流场,电离气体为磁场应用提供了直接工作环境.磁流体控制技术利用外加磁场影响激波后的离子或电子运动规律,可有效地改善高超声速飞行器气动特性,在飞行器气动力操控和热环境管理等方面均具有广阔的应用前景; 同时,超导材料及电磁技术的发展又重新推动了这一领域的研究热潮.虽然国内外在高超声速磁流体流动控制领域已开展了一些研究工作,但其实验研究依然极具挑战, 且由于实验条件及测量技术等限制,其压力、热流等参数的测量并没有得出较为系统的结论,因此需要对影响脱体激波距离、热流、压力变化的规律及机理进行深入研究; 同时,数值模拟方法和理论分析也亟待可靠的实验数据来对其进行验证.本综述调研和讨论了基于高温真实气体效应的磁流体流动控制技术研究,主要针对磁流体流动控制的试验技术、数值模拟、理论方法以及流动控制的主要研究方向等进行了总结,并对其发展趋势进行了讨论和展望.      

真实气体效应试飞器气动布局研究

针对真实气体效应飞行试验的要求对试飞器气动布局开展了设计研究,采用平衡气体模型对真实气体效应进行数值模拟,通过与理想气体状态方程数值模拟结果的比较,分析了真实气体效应对不同试飞器外形气动特性的影响规律,总结出真实气体效应试飞器外形的基本设计要素,给出了适用于真实气体效应飞行试验的试飞器气动布局．