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.     

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.      

DEEP-LEARNING-BASED INTELLIGENT FORCE MEASUREMENT SYSTEM USING IN A SHOCK TUNNEL 1)

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.     

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.      

高超声速风洞短时气动力智能辨识算法研究

风洞测力试验是高超声速飞行器研发的重要环节,随着这项技术的发展,试验模型的大尺度化成为高超声速风洞试验的趋势.在几百毫秒的有效测试时间内,大尺度测力系统刚度减弱等问题会严重导致气动力辨识精度变差,试验模型大尺度化对短时脉冲燃烧风洞精确气动力辨识带来了挑战.对此本文提出了一种新的基于传统信号处理结合深度学习的智能气动力辨...     

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.     

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.      

循环神经网络在智能天平研究中的应用

激波风洞地面试验对高超声速飞行器高焓气动特性研究至关重要, 而高精度气动力测量是其中的关键技术. 在脉冲型激波风洞中进行测力试验时, 风洞起动时流场瞬间建立, 对测力系统会产生较大的冲击. 测力系统在瞬时冲击作用下受到激励, 系统的惯性振动信号在短时间内无法快速衰减, 天平的输出信号中会包含惯性振动干扰量, 导致脉冲型风洞测力试验精准度的进一步提高遇到瓶颈. 为了解决短试验时间内激波风洞快速准确测力问题, 发展高精度的动态校准技术是提升受惯性干扰天平性能的关键方法. 因此, 本文采用循环神经网络对天平动态校准数据进行训练和智能处理, 旨在消除输出动态信号中的振动干扰信号. 本文对该方法进行了误差分析, 验证了该方法的可靠性, 并将该方法应用于激波风洞测力试验中, 切实有效降低了惯性振动对天平输出信号的干扰影响. 根据智能模型的样本验证分析, 各分量载荷相对误差比较小, 其中高频轴向力分量处理结果的相对误差约1%. 在风洞试验数据验证中, 也得到了比较理想的结果, 同时与卷积神经网络模型处理的结果进行了对比分析.      

WIND TUNNEL FREE-FLIGHT TEST WITH BIPLANAR OPTICAL SYSTEM ON THE SPINNING BLUNT CONE

在高超声速风洞中开展了双平面拍摄风洞自由飞试验, 对高超声速下(6马赫)旋转钝锥的动稳定特性进 行了研究.采用两光路垂直正交的双平面拍摄光路系统, 实现了对风洞中自由飞行的旋转钝锥在水平和垂直2个平面内飞行姿态的直接同步拍摄和记录, 实现对模型锥形运动在2个平面的直观观察和深入研究.利用双平面同步拍摄的试验数据, 对双平面数据辨识方法进行了研究, 进而获得了模型的静、动导数系数, 给出了判断模型运动稳定性的判据.     

高超声速舵面颤振的数值模拟影响因素研究

针对某高超声速舵面颤振风洞试验模型开展了数值模拟研究,采用多种气动力模型和耦合迭代策略,研究对颤振预测结果的影响。计算结果表明,采用三阶活塞理论、统一升力面理论、Euler方程和N-S方程的颤振动压预测结果较接近,与试验值误差均在7%以内。采用时域方法计算时,松耦合方法的误差较大,超过15%。同时还发现,支撑机构会带来激波边界层干扰效应,一定程度上提高了颤振动压,考虑该因素的预测结果与试验值更接近。     

对角受拉方膜褶皱变形幅值的理论预测及实验验证

柔性薄膜结构广泛应用于航天飞行器的关键部件.形面平整度是影响薄膜结构性能的主要因素之一.褶皱幅值是评价薄膜反射面天线形面平整度的重要指标.褶皱幅值的大小与垂直于褶皱方向的横向应变密切相关.本文基于薄板稳定性理论,针对对角受拉方形薄膜建立了一个能够准确预测其褶皱变形幅值的理论模型.该模型考虑了横向拉伸力对薄膜变形的影响,将垂直于褶皱方向的位移分解为由泊松效应造成的横向收缩位移、由面外变形造成的褶皱位移以及由横向拉伸力造成的拉伸位移三个部分,重新推导了褶皱幅值的理论公式. 基于数字图像相关技术,对受拉方形薄膜进行了散斑实验测试. 利用双目视觉三维测量系统,测量了方形薄膜的三维位移场, 获得了薄膜的三维变形形貌和褶皱波形图,研究了褶皱幅值与拉伸载荷之间的非线性关系. 与已有理论模型相比,该模型进一步提高了褶皱幅值的计算精度, 与实验结果吻合良好.本文呈现的理论研究可为精确数值模型的建立及算法实现提供有意义的指导.      

热喷干扰气体模型对飞行器气动特性影响分析

针对不同气体模型对高超声速飞行器喷流反作用控制系统(RCS)热喷干扰流场模拟的计算效率和准确性问题, 基于喷流燃气物理化学模型, 通过数值求解含化学反应源项的三维N-S方程, 建立了飞行器RCS热喷干扰流场数值模拟方法, 分别采用化学反应流、反应冻结流、二元异质流以及空气喷流四种气体模型开展了典型外形热喷干扰流场的数值模拟, 研究了不同气体模型对热喷干扰流场结构、飞行器气动力热特性的影响, 分析了不同马赫数、飞行高度下的变化规律. 研究表明: 化学反应流模型计算精度较高, 计算与风洞试验数据的吻合程度优于其他三种简化模型; 在本文的低空条件下, 采用简化模型进行热喷干扰流场数值模拟, 会低估分离区大小, 使飞行器气动力特性预测出现偏差, 同时也会低估表面热环境, 对防热系统设计不利, 随着马赫数增加, 简化模型对气动力热特性预估的误差进一步增大, 同时不同简化模型之间的差异也进一步增大; 飞行高度较高时, 模型之间的差异减小, 此时可采用简化模型进行计算以提高计算效率. 本文的研究结果可为飞行器热喷干扰流场数值模拟及喷流反作用控制系统设计提供参考.      

多相机3D-DIC及其在高温变形测量中的应用

将基于双目视觉的三维数字图像相关方法 (Three-dimension digital image correlation,3D-DIC)与多相机同步采集系统相结合,形成基于多相机的3D-DIC系统。依据三维空间误差(Three-dimensional residual,3Dresidual)最小原则,确定各点对应的最佳双目视觉系统,获得物体全场三维变形。以四相机3D-DIC系统为例,与测量精度达10~20nm的电子散斑干涉测量系统同时对平板的离面位移进行测量,并对测量得到的离面位移最大值进行了对比分析。结果显示,荷载较小时,四相机3D-DIC与电子散斑干涉测量系统误差稍大,最大达到2.7%;荷载增大,物体变形增大时,两种测量系统结果基本相同。文中讨论了四相机测量系统的不稳定对实验结果的影响。利用该四相机3D-DIC系统对镍合金不锈钢材料在高温场中的变形进行测量,获得了物体的三维变形场,并分析了材料的膨胀系数,得到了试件的热应变-温度曲线和膨胀系数随温度变化的关系式。     

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.      

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.      

基于主动控制策略的机翼颤振特性模拟

航空航天飞行器舵翼类结构的气动颤振是一种灾难性的动力学行为.在基于偶极子理论的气动弹性动力学模型中,气动载荷可表达为基于结构动力学响应的一种状态反馈的闭环控制力,控制律取决于翼型的几何参数、材料参数、结构动力学特性以及来流速度等多种条件,通常需通过实际飞行或风洞实验进行辨识与检验.在实验室条件下,以系统动力学响应的模态特征等效为前提,提出了一种基于人工主动控制的方式进行气动载荷下舵翼类结构自激颤振的特征值跟踪策略.建立并讨论了等效系统的非自伴随动力学微分方程及其特征方程的求解过程,并与通用软件的计算结果进行了对比,二者具有较好的一致性.通过优化搜索分别获得了位移和速度的最优反馈点、最优作动点位置及最优反馈增益系数,经对比计算拟合得到风速-位移增益曲线和风速-速度增益曲线,从而实现了由单点反馈、单点作动的集中力的闭环控制等效系统的真实气动力分布控制.仿真算例表明,由此预示的实验过程无需辨识和重构非定常气动力的时域波形,无需其他干预即可实现地面模拟实验,主动控制的效果满足预期,初步实现了自激颤振的特征值跟踪,为进一步推动主动控制模拟实验及颤振参数辨识提供了基础.      

跨超声速风洞扩散段流动分离控制设计参数研究

为抑制跨超声速风洞扩散段的分离,提出了一种较为完备的设计方法。由于影响扩散段性能的参数较多,完全通过试验方法进行设计的成本过高,该方法通过数值模拟,结合适当的边界条件,详细描述了扩散段角度、分流锥角度与长度、孔板开孔率对扩散段性能的影响;从数值模拟的结果可以看出,孔板开孔率和扩开角对扩散段性能有显著影响,通过比较得出较为合理的参数匹配,提高了扩散段的防分离性能,并改善了出口气流质量。数值结果与试验结果结论一致,表明本文所用的方法用于扩散段气动设计是可行的,为数值模拟方法应用于风洞部段气动设计创造了一定的条件。     

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。     

颤振的增益调度控制实验研究

本文对机翼外挂系统颤振的半主动抑制实验进行了研究分析,在引入电磁阻尼器对风振控制的同时,根据增益调度控制原理设计并制造了控制系统,在风洞实验中实现了电磁阻尼器对系统的颤振半主动抑制,为颤振抑制的实现又提供了一种实验的方法。