高超声速模型尾迹电子密度二维分布反演方法

弹道靶利用二级轻气炮将模型加速到高超声速状态,模型在靶室内超高速飞行时形成等离子体尾迹.为实现高超声速模型尾迹电子密度径向二维分布诊断,利用七通道微波干涉仪测量系统获得了高超声速模型尾迹截面不同位置处平均电子密度.该系统采用一发七收的方式,实现平面波照射等离子体及平面波接收,天线波束可完全覆盖尾迹径向范围.多通道微波干涉仪数据处理过程常将等离子体视为分层介质,考虑到分层界面上折射效应的影响,本研究利用射线追踪方式建立电磁传播模型,结合测量数据建立目标函数,通过遗传算法优化来反演高超声速模型尾迹电子密度径向二维分布.该数据处理方法的电子密度反演结果与相同来流条件下的数值模拟结果对比吻合较好,初步验证了该方法的有效性.分析了分层模型对电子密度分布特性的影响,结果表明利用七层模型对尾迹建模效果最佳,且适用于不同厚度尾迹,最大化利用接收通道数,确保了计算精度.利用该方法实现弹道靶高超声速球模型尾迹电子密度二维分布诊断,并给出了给定实验状态下模型尾迹电子密度二维分布的一些规律.     

光学诊断专题序言

光学诊断技术主要是以激光技术、光谱技术、光电探测技术、数据图像处理技术等为基础的一种综合性测试诊断技术可以实现复杂流场温度、组分浓度、速度、流场结构等参量信息的高时空分辨精确测量而且对测量流场无扰动.近年来光学诊断技术已开始从实验室基础研究走向于各类风洞、发动机等重要设备的工程应用这对于深入研究高超声速流动和燃烧化学反应动力学过程如高焓非平衡流动、高超声速边界层转捩、超声速燃烧动力学、汽车/飞机/火箭/卫星等发动机燃烧不稳定性和污染控制等具有重要意义.     

钝头体中的广义雷诺比拟关系

钝头体壁面的摩阻和热流分布规律不同,平板流动中的雷诺比拟关系在钝头体壁面失效. 文章在前期高超声速广义雷诺比拟理论研究工作的基础上,利用数值仿真的方法对不同外形和来流参数条件下的钝头体广义雷诺比拟关系开展进一步研究. 通过建立钝头体绕流边界层的理论分析模型,得到了钝头体壁面雷诺比拟系数的线性分布预示公式. 采用数值求解 N-S 方程的方法,计算了圆柱和幂次体壁面的摩阻和热流以及二者之间的比拟系数. 通过与前期数值和理论结果对比,以及计算收敛性和网格无关性检验,对数值方法进行了验证. 通过在不同雷诺数 ($Re_\infty = 3.98\times 10^2 \sim 1.59\times 10^6$) 和马赫数 ($M_\infty = 3\sim 12$) 条件下的计算结果对比分析雷诺比拟系数的分布,总结了钝头体中广义雷诺比拟关系受外形和来流条件的影响,评估了广义雷诺比拟理论的适用性. 研究发现,在较高雷诺数条件下,离驻点较远的下游 ($\theta > 60^\circ$) 部位,雷诺比拟系数的分布不同程度地偏离理论预示的线性规律. 相比于圆柱外形,幂次体壁面的雷诺比拟系数分布的线性规律相对较好,其分布斜率略低于圆柱壁面的结果. 研究表明,如果针对实际外形和雷诺数进行适当修正,可以提高广义雷诺比拟关系的预示精度.      

基于等效密度流体模型的地声参数分析

目前的地声参数反演多采用液态海底模型,但是实际海底为多孔弹性海底。该文在等效密度流体模型基础上,通过计算液态海底和多孔弹性海底的反射系数及传播损失,给出了等效密度流体模型和液态海底模型的等效性分析。数值仿真结果表明在低频情况下,多孔弹性海底给出的快纵波声速与等效密度流体模型给出的声速以及等效密度流体的实部与真实的海底密度基本一致。将等效密度流体模型近似看作液态海底模型进行反射系数和传播损失计算,在小掠射角和远距离时,计算结果表明与多孔弹性海底计算结果具有较好一致性,从而以此为依据确定海底为液态,进行地声参数反演。     

一种用于分散化滤波的融合算法及其在组合导航系统中的应用

提出了一种局部估计相关时的最优融合算法，其特点是加权矩阵是对角阵，即全局估计中的各分量分别是局部估计中相应分量的线性组合，在此融合算法中局部估计是最优的，并且不存在由主滤波器向子滤波器的信息反馈，因此具有较好的客措性。给出了最优加权矩阵的存在性和唯一性的证明，并通过与现有类似融合算法的对比，表明该算法具有计算量小的优点。最后，以组合导航系统为例作了仿真计算，结果表明该融合算法是可行的。     

高压声速测量与卸载路径

介绍了利用光分析法和加窗VISAR(Veloeity Interferometer System for Any Reflector)测量强冲击压缩下的声速的原理和方法，以及利用加窗VISAR技术测量高压卸载路径的方法。     

高速飞行器壁板颤振的分析模型和分析方法

壁板颤振是壁板结构在高速气流中产生的一种自激振动,在超声速和高超声速飞行器上特别容易发生这种现象。壁板颤振引发的非线性振动将对高速飞行器结构的疲劳强度、飞行性能和飞行安全带来不利的影响。随着高速飞行器设计中各项研究工作的开展,壁板颤振问题受到了到越来越多的重视。本文阐述了目前国内外学者在高速飞行器壁板颤振分析领域的研究现状及壁板颤振研究中常用的六种分析模型,并根据壁板颤振分析中使用的结构理论和气动力理论,详述了这种分类的依据。文中还介绍了温度、气流偏角、壁板几何尺寸及边界条件对壁板颤振的影响规律和目前常用于分析壁板颤振问题的频域和时域方法,总结了各种分析方法的优缺点。最后归纳了目前在高速飞行器壁板颤振研究中得出的几个重要结论,提出了今后在高速飞行器壁板颤振研究中需要解决的若干问题。     

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.     

柔性扑翼的气动特性研究

以往扑翼的气动力计算研究都很少考虑扑翼的柔性,而在鸟的扑翼动作中,在外加气动力和鸟自身的扑动力作用下,扑翼的柔性变形相当大。本文在原有匀速刚性模型的基础上,提出考虑了扑翼扑动速率变化和形状变化的扑翼分析模型,使之更接近鸟翼柔性扑动真实情况。通过计算分析气动特性发现,控制适当的话,柔性变形能大大改善扑翼的气动性能。本文通过模拟鸟扑翼的柔性运动,计算了时柔性扑翼气动力以及平均升力系数和平均推力系数随着扑动角、倾斜角等参数变化的情况,从而从气动的角度解释了为什么鸟在不同的飞行阶段扑翼规律各不相同,并为柔性扑翼飞行器的设计提供了理论依据。