中国科学院高温气体动力学重点实验室研究进展

<正>中国科学院高温气体动力学重点实验室是在钱学森先生和郭永怀先生创立的科研队伍的基础上于1994年组建的.实验室成立以来一直坚持钱学森先生倡导的"工程科学"理念,面向国家安全和国民经济的重大战略需求,主要研究高温、高超声速极端条件下,具有分子振动与转动激发、解离、电离等内态变化介质的流动规律,推动气体动力学科的创新与发展;并通过发展新理论、     

建设高温气体动力学国家重点实验室支撑我国高超声速科技发展

高温气体动力学国家重点实验室(筹)(State Key Laboratory of HighTemperature Gas Dynamics, LHD)以空天科技发展为主要背景,致力于高温气体动力学的基础学科研究,以支撑我国高超声速技术发展的需求.LHD是20世纪50年代末在钱学森和郭永怀先生建立中国科学院力学研究所气动科研力量和学科方向的基础上发展壮大的,作为中国科学院重点实验室正式成立于1994年. 十几年来,在俞鸿儒院士的指导下, LHD以创新求发展,逐步建设成为理论、实验和数值模拟研究相结合、装备配套的高温气体动力学开放研究基地.1998年、2004年和2005年,LHD先后多次以优良成绩通过中国科学院或国家重点实验室评估.特别是在2009年的中国科学院重点实验室评估中,在20个数理领域的重点实验室中取得了排名第一的优秀成绩.      

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．     

近空间高超声速飞行器气动特性研究的若干关键问题

在30～70 km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.     

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.      

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.      

面向控制研究的高超声速飞行器气动力与动力一体的建模新方法

高超声速飞行器采用乘波构形后,将对其模型研究带来新挑战,主要体现在建模过程中应充分考虑气动、推进与控制作用相互耦合,因此为了保证建模的准确性,有必要引入新方法来研究高超声速飞行器的模型.本文基于高超声速空气动力学理论,提出了一种高超声速飞行器纵向模型研究的新方法,该方法采用斜激波理论、普朗特-迈耶关系式及瑞利流原理来估...     

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.      

吸气式高超声速飞行器动力学建模研究进展

高超声速飞行以及飞行器机身/超燃冲压发动机一体化设计的典型特点导致吸气式高超声速飞行器具有不同于常规飞行器的飞行动力学特性,而飞行器总体设计和控制系统设计都必须考虑这些新动力学特性的影响,因此为吸气式高超声速飞行器建立能够包含这些新特性的飞行动力学模型非常重要.本文对吸气式高超声速飞行器动力学建模的相关研究进行了总结: 首先,简略地回顾了从超燃冲压发动机研究到飞行器系统研究发展历程; 其次,详细阐述了宽飞行包线、高超声速效应、超燃冲压发动机约束、气动/推进耦合和气动弹性效应等吸气式高超声速飞行器的新动力学特性;然后,讨论了在选择坐标系、抽象飞行器外形、建立弹性机身模型、建立空气动力模型、建立超燃冲压发动机系统模型以及推导运动方程等每个具体步骤中需要考虑的问题和可用的方法;最后,评述了现有吸气式高超声速飞行器动力学模型,并指明了未来发展方向.      

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.      

关于吸气式高超声速推进技术研究的思考

回顾了吸气式高超声速推进技术的研究进展, 分析了超燃冲压发动机研制面临的关键科学问题, 并从不同角度探讨了增大超燃冲压发动机推力的可能方法.这些方法包括: 能够降低总压损失的高超声速来流压缩方法、生成三维涡流的超声速混合增强技术、碳氢燃料的预热喷射、可以控制燃烧过程的燃烧室设计优化方法、通过减小发动机流道湿面积来降低摩擦阻力和催化复合解离的燃气降低高温气体效应.考虑到等压热力学循环的热效率,还建议研究在高超声速推进系统中应用热效率高的爆轰过程, 并探讨了爆轰推进方法研究的进展与问题.吸气式高超声速推进技术是高超声速飞行器发展的关键技术, 认真思考和探索其发展方向是非常必要的.      

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.      

METHODOLOGY OF AERODYNAMIC RESEARCH FOR HYPERSONIC TECHNICAL PROJECT “HYPER-X”

高超声速技术项目“Hyper-X” 不仅实现了在大气中的高超声速飞行, 验证了超声速燃烧与一体化设计的核心原理, 而且促进了世界范围高超声速技术的持续发展. 分析了Hyper-X 在高超声速基础技术和应用技术领域的研究过程, 特别是理论计算、地面试验和飞行试验相结合系统解决所面临的主要空气动力学问题的研究特色, 尝试在气动研究方法学上归纳整理Hyper-X 研究思路和方法, 指出所具有的分解与集成、递进与过渡、知识与准则、验证与确认等方法学精髓. 还介绍了该方法学在解决吸气式高超声速飞行器主要气动问题方面的一些应用.     

高超声速流场激光测速技术研究进展

高超声速气流条件下飞行器内/外部流动中存在强湍流及脉动、边界层转捩、激波-边界层干扰和高温真实气体效应等耦合效应,表征该非定常流动现象对飞行器气动力、气动热以及目标光电特性等产生的影响是高超声速流动研究中的前沿课题.速度作为表征流动过程最重要的参数之一,准确的速度测量对于深入理解上述复杂流动-传输机理以及高超声速飞行器设计具有重要指导意义.文章针对高超声速流场速度测量中几种常用的非接触式激光测试技术进行了综述,主要包括基于空间法的粒子图像测速,基于激光吸收光谱、激光诱导荧光和瑞利散射的多普勒测速,基于飞行时间法的分子标记测速,以及基于流场折射率的聚焦激光差分干涉测速技术.首先简要介绍每种激光测速技术的基本原理,然后进一步介绍该技术在高超声速自由流、层/湍流边界层、激波/边界层干扰、尾流或其他复杂流动区域的速度及其脉动度测量等方面的典型应用,分析各种技术环境适用性及面临的局限性和挑战.最后对基于激光技术的高超声速流场速度测量进行了总结及发展趋势展望.     

高超声速飞行器控制研究综述

高超声速飞行器控制研究主要讨论吸气式高超声速飞行器巡航控制问题和无动力高超声速飞行器返回再入控制问题.吸气式的高超声速飞行器主要针对于两种构型:锥体加速器构型和X-30构型,无动力高超声速飞行器主要考虑X-33和X-38构型.分别对锥体加速器构型、X-30构型和再入模式的动力学模型和控制进行了综述,并指出了近来高超声速飞行器控制研究的热点问题.      

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.      

高温热化学非平衡气动热试验与仿真技术研究进展

临近空间新型飞行器向全空域、更高马赫数发展,面临的气动热环境会越发恶劣,高温流场气动热预测技术是该类飞行器发展的关键技术之一.高超声速气流通过激波压缩或黏性阻滞减速,分子动能转化为内能,产生了高温.高温引起体分子振动、电子激发,伴随离解、电离反应等一系列复杂气动物理现象,其流场气动热预测面临诸多挑战.文章对高温热化学非平衡气动热预测技术的发展情况进行了分析探讨.首先,阐述了国内外高温气动热地面试验技术的发展历程,重点介绍分析了气动热风洞试验设备的模拟能力及目前试验测试技术的研究水平;然后,调研和讨论了高温气动热数值模拟研究现状,分别从热化学模型、辐射输运和壁面催化/烧蚀等多个角度探讨了热化学非平衡流场气动热数值模拟规律;最后,对气动热预测技术的发展趋势进行了讨论,提出了高温气动热试验与仿真技术后续应重点解决的问题.     

高超音速飞行器及其关键技术简论

简要评述了高超音速飞行器及其关键技术, 包括: 高超音速飞行的定义、高超音速流动的特征、高超飞行覆盖范围、高超飞行器蒙皮温度、以及高超飞行设计特点; 高超飞行器的背景;高超飞行器研制的发展简史, 及经验与思考; 吸气式高超飞行器典型设计过程、发展战略、技术规划、和关键技术领域.