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．     

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.      

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.      

高超声速三维内收缩式进气道/乘波前体一体化设计研究评述

论述了国内外在高超声速三维内收缩式进气道研究方面的最新研究动态,重点阐述了三维变截面内乘波式进气道的研究进展.介绍了常规矩形进口进气道与乘波体外形一体化相关研究,并对三维内收缩式进气道与前体的一体化问题提出了关注. 最后,对高超声速进气道与前体一体化设计的研究趋势进行了展望,提出三维内收缩式进气道与乘波前体的``双乘波'一体化设计可能为高超声速研究带来新的变革.      

ON THE INFLUENCE OF THE CHOICE OF TRANSPORT AND CHEMICAL MODELS FOR NON-EQUILIBRIUM HYPERSONIC FLOW SIMULATIONS

SUMMARY

The influence of the choice of transport and chemical models on the numerical simulation of hypersonic flows in chemical non-equilibrium is investigated. A coupled Euler/boundary layer method is employed, which facilitates the incorporation of different models and simplifies the calculation of the resulting flowfields. By considering hypersonic flows with different freestream conditions, it is shown that for flows dominated by chemical reactions, the computed flowfields can be sensitive to the choice of model. This sensitivity must be taken into account when defining test cases for the validation of numerical simulations of hypersonic re-entry flows.     

Constant-temperature anemometry in hypersonic flow: critical issues and Sample results

The critical issues are examined in the application of constant-temperature hot-wire anemometry to hypersonic boundary layers. While continuous turbulence measurements are more challenging to make in hypersonic flows, it is shown here that the difficulties can be overcome for a wide range of flow conditions. An extensive review of the literature reveals that many of the heat transfer complexities associated with hypersonic anemometry have already been resolved. Frequency-response tests, calibration results and boundary-layer measurements in hypersonic flow are also presented. A hot-wire frequency response of about 500 kHz was obtained in a Mach 11 flow, and the resulting boundary-layer spectra are smooth and repeatable.The work of the first author was supported by NASA-Langley Grant NAG-1-1400, under the supervision of Dr. Stephen K. Robinson. The assistance of Mr. Mark Sheplak in acquiring some of the data presented in §3 is gratefully acknowledged.     

乘波构形和乘波飞行器研究综述

乘波构形的特点是高升阻比,下表面上的流动是均匀的,因此是推进系统/机身一体化设计的理想候选构形.乘波飞行器是源于乘波构形的高超音速飞行器,利用了乘波构形的高升阻比,并可为吸气发动机提供已知的均匀流场.本文比较全面地总结了乘波构形的生成方法和乘波飞行器的设计方法,介绍了乘波构形的优化方法及影响因素,给出了优化的乘波构形, 并介绍了乘波飞行器的研究进展,提出了今后的研究重点.      

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.      

Three-dimensional boundary layer on a plane delta wing in the intermediate hypersonic interaction regime

The results of calculating the three-dimensional boundary layer on a plane delta wing of finite length in the intermediate hypersonic interaction regime are presented. The effect of the hypersonic interaction parameter on the gas flow in the boundary layer and the aerodynamic characteristics is investigated.Translated from Izvestiya Akademii Nauk SSSR, Mekhanika Zhidkosti i Gaza, No. 3, pp. 110–116, May–June, 1991.     

克服“高超声障''的途径”

在高超声速飞行条件下, 流入冲压发动机燃烧室并降至低速的空气温度, 随着飞行马赫数增 加升得愈来愈高. 燃料与高温空气混合燃烧释放的化学能将部分转化为解离能. 这些解离能 在长度受限的尾喷管中难以充分复合形成推力, 使冲压发动机性能随飞行马赫数增大而急剧 下降. 导致冲压发动机不适应高超声速飞行器的推进要求. 将此定名为``高超声障'. 半个 世纪以来, 广泛采用``超声速燃烧'降低流入燃烧室的空气温度来克服这种障碍. 虽已取得 不少进展, 然而关键性难点仍需继续攻克. 为了多途径促进吸气推进高超声速飞行的实现, 提出克服``高超声障'的另一种思路：保持现有冲压发动机吸气与燃烧方式, 通过催化促进 燃气解离组分在尾喷管膨胀过程中的复合, 增大冲压发动机的推力, 达到满足高超声速飞行 器的推进要求.     

Magnetohydrodynamic control of supersonic flow past bodies: Possibilities and undesirable effects

Basic problems of super-and hypersonic magnetohydrodynamics (MHD) associated with the determination of the integral characteristics of bodies and vehicles inside which there are systems generating a uniform magnetic field are considered. Three classes of flows, namely, flow in a hypersonic multimode fixed-geometry air-intake; internal and external flow in a model of a hypersonic vehicle containing an air-intake with an MHD generator, a combustion chamber, and a supersonic nozzle; and hypersonic flow past a blunt cone are studied using numerical simulation and theoretical analysis (on the basis of the complete averaged system of Navier-Stokes equations and the electrodynamic equations). Attention is concentrated on the presence of an additionalmagnetic force acting on the system generating themagnetic field and, consequently, on the body and initiating an additional drag (in the case of a vehicle-reducing its thrust). Attractive possibilities for MHD flow control, namely, an increase in the degree of flow compression in the air-intake, a reduction in the ignition length in the combustion chamber, and a decrease in the heat flux to the nose of the body, are noted, as well as negative effects associated with the action of the magnetic force on the bodies considered.     

高超声速稀薄流中横向喷流干扰特性实验研究

喷流干扰是高超声速飞行高精度控制的一种有效手段,研究者们以往大部分都主要集中于连续流条件下喷流干扰效应的机理研究,并给出了喷流干扰流场的典型结构,而稀薄流条件下喷流干扰特性的实验数据还十分匮乏.本文利用JFX爆轰激波风洞产生高超声速稀薄自由流,基于平板模型开展不同喷流压力和自由来流参数对横向喷流干扰特性影响的实验研究,采用高速纹影成像及图像处理技术,获得稀薄流条件下喷流干扰流场演化过程及流场结构的变化规律.相比于无喷流条件形成的流场,横向喷流与稀薄自由流相互作用形成的流场结构更为复杂,喷流压力由于受到稀薄来流的扰动,斜激波会短暂穿透喷流干扰流场并延伸至楔形体上部.喷流干扰流场内桶状激波的影响范围随着喷流压力的升高而逐渐变宽,位于三波点上游的斜激波空间位置不会随喷流压力的变化而改变,而位于三波点下游的弓形激波则向上游移动,当喷流压力过低时,桶状激波不会与其他两种激波交汇形成三波点.高超声速稀薄来流压力的降低同样会使桶状激波的影响范围变宽,弓形激波同样也会向上游移动,但基本不会对斜激波空间位置产生任何影响.     

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.      

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.     

Aeroheating CFD analysis of missile slots

This paper develops a hypersonic aerothermal simulation method for missile slot flow. The finite volume method of structure grid solver is developed for solving Euler and Navier-Stokes equations. The solver includes Park's two temperature model and the air multi-species reaction model. The second-order accuracy TVD numerical method was deduced to compute the hypersonic aeroheating which improves the computational efficiency. Computational results are given to show the high accuracy comparing to the existing experimental data.     

PIV技术在超及高超声速流场测量中的研究进展

本文分析了超声速流场对测量技术的特殊要求, 归纳了目前将粒子影像测速仪(particle image velocimetry, PIV)技术应用于超声速流场的测量时所面临的主要技术难点以及主要的解决方法, 分析了超声速流场中所用PIV粒子的主要要求、粒子特性、投放方法等, 介绍了PIV技术在超声速、高超声速流场测量中最新的国内外进展, 特别是给出了国内外关于高超声速流场中激波/附面层的相互干扰, 以及高超声速飞行器超燃冲压发动机主要部件内流场的PIV试验研究的最新进展.      

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.      

轻质多孔材料研究进展

高超声速武器是军事装备的发展方向,在未来战争中起着重要作用.轻质材料是高超声速飞行器设计与制造的关键技术之一,它是实现高超声速飞行器高超声速、高机动性、远程打击等性能的基础和保障.高超声速飞行器轻质材料主要有蜂窝材料、泡沫金属材料、点阵材料.这些材料具有超轻、高比强、高比刚度、高强韧、高能量吸收等优良机械性能,以及减震、散热、吸声、电磁屏蔽等特殊性质,它兼具功能和结构双重作用,是一种性能优异的多功能材料.本文从材料制备、结构设计、力学与物理性能表征等方面综述了高超声速飞行器轻质材料的研究与应用现状,比较了三种轻质材料的机械和物理性能,重点评述了新型点阵材料的制备工艺、结构构型、力学及其他性能,指出了其发展趋势.     

高超声速静风洞特点和发展概述

普通的高超声速风洞来流噪声和脉动要比实际飞行高一到两个数量级,要在风洞中进行高超声速转捩机理现象的研究,发展高超声速静风洞是十分必要的。为此,首先介绍了静风洞的基本概念,讨论了静风洞的几个关键技术和层流喷管的设计方法,并对静风洞的噪声特性和诊断手段进行了简单的分析。同时论述了国际上高超声速静风洞的发展现状、基本过程和发展水平,介绍了NASA几个代表性的高超声速静风洞实例。最后,整理了国外发展静风洞的经验和成果,对建设我国高超声速静风洞具有参考和借鉴价值。