高超声速飞行复现风洞理论与方法

针对高超声速飞行伴随的热化学反应流动,本文回顾了郭永怀先生的科研理念和学科布局,综述了他亲手成立的高温气动团队在高超声速飞行风洞实验模拟理论与方法方面的研究进展.高温气体的迅速产生与迅速应用是一种理想的风洞运行方法,而激波管就是这样一种实验装备.论文首先介绍了激波管技术的基本理论与方程,指出将其用于高超声速流动实验模拟时所具有的独特优势.然后讨论了应用激波风洞复现需要的高超声速飞行状态的可行性、基本方程和需要解决的关键问题.针对这些关键问题,进一步介绍了如何应用爆轰现象研发激波风洞驱动技术的理论,并给出了基于爆轰驱动方法的技术发展和工程应用验证.最后,论文介绍了爆轰驱动激波风洞的界面匹配条件,该条件奠定了长实验时间激波风洞运行基础,是其他驱动方法尝试解决而没能完全解决的难题.高温气动团队关于高超声速飞行复现风洞的理论与技术研究,实现了郭永怀先生的战略规划,成就了国际领先的高超声速热化学反应流动研究平台.     

高超声速激波风洞研究进展

回顾了高超声速激波风洞的研制与发展,并依据高超声速实验研究对地面实验模拟技术的要求,分别介绍了应用轻气体、自由活塞和爆轰驱动技术研制的主要激波风洞的性能、特点和存在问题.重点介绍了爆轰驱动高焓激波风洞的3种主要运行模式:反向、正向爆轰驱动与双爆轰驱动. 根据这些运行模式的工作原理,分析了应用这些驱动技术产生的高温、高压气源的特点,探讨了不同驱动技术可能影响激波风洞性能的关键问题与解决方法.目前发展的激波风洞已经能够用于开展马赫数3$\sim$30的高超声速流动的试验模拟研究,但是试验气流的品质还不能满足高超声速科技研究的需求.为了获得可靠的实验结果, 通过不断改进、完善、提高激波风洞的性能,尽可能复现高超声速飞行条件是今后主要的研究方向.      

长试验时间爆轰驱动激波风洞技术研究

地面试验是先进高超声速飞行器研制的主要手段之一,获得满足高超声速气动实验研究的长时间高焓气流是发展激波风洞技术的关键难题之一.依据反向爆轰驱动方法,针对满足超燃试验有效时间的要求,讨论了爆轰驱动激波风洞运行缝合条件匹配、喷管起动激波干扰控制和激波管末端激波边界层相互作用等因素对激波风洞试验时间的制约及其相应的解决方法.应用这些延长试验时间的激波风洞创新技术,成功研制了基于反向爆轰驱动方法的超大型激波风洞,试验时间长达100ms,并有复现高超声速飞行条件的流动模拟能力.      

激波风洞高低压段钢膜片破裂特性研究

激波风洞是用于高超声速飞行器气动外形设计和优化的常用地面试验装置,基于爆轰驱动技术,激波风洞能够在短时间(毫秒级)内产生高温、高压的驱动气体来模拟高超声速试验气流.主膜片位于激波风洞中的爆轰驱动段和激波管段之间,试验时膜片在爆轰脉冲压力下打开,膜片的打开状态和脱落情况对激波风洞气流品质有很大的影响. 同时,膜片也是形成激波的先决条件. 传统的风洞采用铝质膜片进行试验,在激波风洞中需要承压能力更强的膜片, 此时铝质膜片不再适用, 需要采用钢质膜片.因此, 对激波风洞中的钢膜片破裂特性进行研究很有必要.将数值计算结果与试验结果进行比较, 发现数值计算结果与试验结果吻合得比较理想,计算结果具有可靠性. 基于膜片的应力-应变模型, 建立了膜片打开的动力学模型,根据CJ爆轰理论, 采用有限元软件计算模拟了膜片破裂的过程,分析总结了膜片破裂的机制和力学特性规律.采用控制变量法对不同厚度和凹槽长度的膜片进行分析研究,得到了膜片破膜压力和有效破膜时间的变化规律. 在激波风洞试验中,根据膜片总破膜时间设计了适用于JF-12复现风洞的膜片参数.      

触摸高温气体动力学

回顾了高温气体动力学与高超声速科技相关的一些重要研究进展,探讨几个具有基础性研究意义的方向：即高超声速流动模拟;高温气体热化学反应机制;高超声速流动滞止区预测;高超声速边界层转捩和激波/激波相互作用诱导的气动热问题．这些研究方向与高温气体效应和强激波密切相关,对高超声速科技关键技术的突破起着重要作用．     

序

激波作为气体动力学最具特色的基本物理现象之一,表现出强间断与非线性的物理特征.激波能够在超/高超速气流内部诱导漩涡,生产复杂的气体物理过程;激波能够诱导热化学反应,构成了高温气体动力学和凝聚态爆轰动力学的学科基础;激波还能够压缩可燃气体和可燃气固两相物质实现其自点火,形成能够以超声速自持传播的燃烧激波|{爆轰波.激波与爆轰物理的相关研究已经有一百多年的历史了,在各种爆炸现象的预防与弱化及其应用与防护方面;在天体物理领域的超新星和恒星的演化乃至宇宙大爆炸理论探索方面;在现代武器技术和医疗技术领域的应用方面发挥了日益重要的作用.特别是近十几年来,随着高超声速和空天飞行器研制的进展,激波与爆轰研究在近空间飞行器的气动布局,先进高超声速推进技术,高焓气体流动的气动力/热问题研究方面得到了广泛的重视和深入的探索.      

高超声速MHD球头激波脱体距离理论求解

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, 磁流体流动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, 这可以有效改善高超声速飞行器气动特性. 激波脱体距离作为高超声速磁流体流动控制较为直观的气动现象, 受到研究者重点关注; 磁场添加后激波脱体距离发生变化, 其变化幅度直接反映磁控效果, 然而基于高超声速磁流体流动控制的相关理论模型较少, 需要进一步发展. 本文基于低磁雷诺数假设和偶极子磁场分布的条件, 通过对连续方程沿径向积分以及对动量方程采用分离变量的方法, 推导了高超声速磁流体流动控制下的球头激波脱体距离解析表达式. 理论分析结果表明, 激波脱体距离随着磁相互作用系数的增加而变大; 随着来流速度的增加, 磁相互作用系数变为影响激波脱体距离大小的主要因素. 本文理论模型可以达到快速评估磁控效果的目的, 对高超声速磁流体流动控制实验方案设计和结果分析具有一定的指导意义.      

高速弹丸诱导斜爆轰激波结构实验研究

斜爆轰推进系统在高超声速推进领域具有广阔的应用前景,其释热迅速、比冲高、燃烧室结构简单的优点吸引研究人员的持续关注.然而,斜爆轰的地面试验同时涉及到高速试验环境模拟、燃料与氧化剂混合、高温燃烧流场结构测量等技术难点,当前国内外系统的试验研究仍然十分有限,难以支撑斜爆轰发动机的研制.为了研究自持传播的斜爆轰激波结构与波面流动特性,基于爆轰驱动二级轻气炮开展了高速弹丸诱导斜爆轰实验研究,使用直径30 mm球头圆柱形弹丸发射进入充满氢/氧可燃混合气体的实验舱中以起爆斜爆轰波,并采用两种阴影技术对实验流动结构进行测量.实验中在不同速度、不同充气压力下观察到三种弹丸诱导激波结构,即激波诱导燃烧、弹丸起爆爆轰波和相对弹丸驻定的斜爆轰波,实验舱充气压力下降则会造成爆轰横波尺度增加与波面流动失稳.实验中,斜爆轰激波角与理论分析结果吻合较好,弹丸气动不稳定带来较大的弹丸攻角会对激波角测量带来一定偏差.通过对斜爆轰波波面法向传播速度的测量发现,随着远离弹丸,斜爆轰传播速度由弹丸飞行速度衰减至接近实验气体CJ速度,弹丸速度的降低会加速斜爆轰波传播速度的衰减.     

关于飞行器高超声速不平衡气体绕流的数值模拟

高速飞行器气动计算是伴随着计算机技术及空气动力学的发展而发展的.较早从宏观角度出发求解欧拉方程,N-S方程,到考虑真实气体影响带化学反应和电离的N-S 方程的求解,以及从微观角度出发用蒙特卡洛法对气体分子运动直接模拟求解(DSMC),即代表计算动力学理论的发展,也是计算机技术发展的结果.虽然从理论上说DSMC方法适用于各种流动,但所需的计算时间非常巨大,因此只在不可避免的情况下才会应用,否则仍用宏观的解决方法.本文讨论的是与气动热有关的高超声速飞行问题,包括数学模型的选择,空气化学组分的确定及其化学反应,边界条件处理,辐射热的计算等等,最后推荐如何正确选择高超声速飞行的数学模拟方法.      

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.      

高超声速喷管设计理论与方法

在高超声速飞行技术领域, 特别是涉及到高焓气体流动的研究, 高超声速风洞试验仍然是目前最可靠的研究手段. 风洞流场的品质是高超声速风洞研发最重要的一项性能指标, 其取决于喷管设计采用的理论与方法, 也是风洞设计最关注的一项核心技术. 针对二维轴对称型面喷管设计, 本文首先综述了传统高超声速喷管设计的主要理论和常用方法, 它们在高超声速喷管设计中曾经发挥了重要作用, 包括理论方法, 近似方法和基于两者的修正方法. 然后, 考虑高温气体效应, 分析了高焓喷管设计时面临的困难与问题, 从流动介质物性变化、高温边界层发展和非平衡过程效应三方面, 综述了国内外在高超声速高焓喷管设计方面的研究进展. 最后, 对于高焓喷管的设计理论和方法的发展作了展望, 期望对于推动我国高超声速高焓喷管设计技术的发展提供一些有意义的启示.      

高马赫数超燃冲压发动机技术研究进展

吸气式高超声速飞行在空间运输和国家空天安全领域具有极高价值,超燃冲压发动机是其核心动力装置.目前飞行马赫数4.0～7.0超燃冲压发动机技术日趋成熟,发展更高速的飞行动力技术成为今后临近空间竞争焦点之一.本文对飞行马赫数8.0～10.0的高马赫数超燃冲压发动机技术进行了分析和综述.首先论述其亟待解决的关键问题和技术,分别...     

自由活塞激波风洞

自由活塞激波风洞是一种使用自由活塞压缩器驱动的高焓脉冲型激波风洞。这种风洞是由R J Stalker提出并在澳大利亚国立大学首先建成和逐渐发展起来的高焓实验设备。经过30多年的改进与发展,日趋完善,现已成为研究高超声速气动加热、计及真实气体效应的气体动力学现象、特别是超声速或高超声速燃氢冲压发动机(scamjet)的重要设备之一,受到国际上航空航天界的重视。本文概述了自由活塞激波风洞的发展过程,系统地阐述了这种设备的结构特点和运行原理,给出了性能参数的计算方法和算例,及其性能指标,并讨论了这类风洞的优缺点。      

高超声速高焓边界层稳定性与转捩研究进展

边界层由层流向湍流的转捩是高超声速飞行器设计面临的重大空气动力学问题. 随着飞行速域与空域的不断拓展, 高超声速高焓边界层中的高温气体效应会使得量热完全气体假设失效, 从而深刻影响流动转捩过程. 相关研究涉及多个学科, 是典型的多物理场耦合问题. 近年来, 随着相关飞行器技术的快速发展, 高超声速高焓边界层转捩问题的重要性越来越得到体现, 相关研究已成为国际上的热点领域. 本文综述相关研究进展, 首先介绍目前常用的高温气体物理模型, 尤其关注热化学非平衡模型, 并介绍激波捕捉、激波装配和边界层方程解等常用的高焓流动求解方法, 以及相关风洞和飞行试验技术的进展. 然后综述高温气体效应对转捩过程中的感受性、模态增长、瞬态增长和非线性作用等的影响的相关研究, 其中流向不稳定性中出现较大增长率的第三模态和超声速模态引起了广泛的研究兴趣. 最后进行总结, 并对未来发展略作展望.      

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.      

Measurement techniques in high-enthalpy hypersonic facilities

Interest in hypersonic aerodynamic braking and aerospace planes has led to the development of new high-enthalpy hypersonic test facilities. This paper describes available techniques and future developments for making measurements in these facilities. Emphasis is on instrumentation for use with short-duration flows in free-piston shock tunnels. Issues of free-stream calibration, surface measurements on models, flow visualization, laser diagnostics, and accuracy are addressed, with references made to representative experimental studies. The paper concludes with a summary of future research needs.     

Performance of a detonation driven shock tunnel

A detonation driven shock tunnel is useful as a ground test facility for hypersonic flow research. By attaching a convergent section ahead of the primary diaphragm in the driver section, the downstream operation mode became available to generate a high-enthalpy test flow. A 100 mm diameter shock tunnel was for the first time installed in the Laboratory of High-Temperature-Gas Dynamics (LHD), Institute of Mechanics, Chinese Academy of Sciences, and after its continuous refitments, a high performance detonation driven shock tunnel was achieved to generate high-enthalpy and high-Reynolds number test flows. A new method to burst a metal diaphragm with the downstream operation mode is discussed.Received: 13 December 2003, Accepted: 26 August 2004, Published online: 26 November 2004[/PUBLISHED]W. Zhao: Correspondence to     

基于深度学习技术的激波风洞智能测力系统研究

高焓条件气动力测量试验对高超声速飞行器气动外形设计和优化起决定性作用. 通常采用脉冲风洞(如激波风洞)产生高温、高压驱动气体以模拟高超声速高焓试验气流. 在脉冲风洞对高超飞行器模型进行测力试验时, 测力天平输出信号结果无法摆脱惯性载荷的干扰影响, 其导致的测力模型低频振动问题基本无法通过滤波彻底解决, 尤其对试验时间只有几毫秒的情况, 六分量测力天平的结构设计研究受到了极大挑战. 因此, 对实现短试验时间条件高性能测力的深入研究发现, 天平动态校准凸显重要性和必要性. 本研究提出一种新的基于人工智能深度学习技术的单矢量动态自校准方法和智能测力系统概念, 并应用于目前激波风洞测力试验中. 该动校方法的最主要特点之一是对整体测力系统的校准, 而非仅仅针对天平, 并且保证校准的测力系统即为风洞试验对象, 确保校准与应用的一致性. 在测试评估中, 测试样本和风洞试验验证均得到了较为理想的效果, 大幅度低频振动干扰基本被消除, 脉冲风洞测力的精度和可靠性得到了大幅提高.