高超声速进气道飞行器一体化设计技术的发展

对高超声速进气道与飞行器一体化设计技术和发展进行了研究,包含轴对称压缩、二维压缩、侧压以及内压缩进气道在高超声速飞行器上的典型布局设计方案.对高超声速可调进气道类型进行了概述,基于轴对称类型调节、二元平面类型调节以及三维内转调节进气道的典型案例给出了其各自的设计特点,并进一步对宽域飞行和组合动力飞行器采用的多通道可调节...     

脉冲激光控制高超声速进气道来流捕获

针对高超声速进气道在非设计工况下来流捕获量减少的问题,进行了激光能量沉积控制来流捕获的物理建模和数值模拟,在连续激光能量沉积和脉冲激光能量沉积两种方式下获得了进气道的性能参数。激光功率为15kW时,脉冲重复频率越高,与连续能量注入情况下的进气道性能越接近。脉冲重复频率为100kHz时,计算了脉冲方波占空比为0.1,0.2,0.3和0.4时的进气道流场,结果表明:占空比对进气道性能的影响不大;激光脉宽为500ns时,保持激光平均功率不变,当频率为200kHz和100kHz时,流场结构与连续能量注入时类似,而当频率为500kHz和25kHz时的进气捕获量都有所降低,因此,提高激光脉冲重复频率的同时,降低平均功率,不仅可以有效增大来流捕获,还可降低能耗。     

基于内乘波概念的TBCC进气道过渡模态研究

TBCC(涡轮基组合循环)在过渡模态的工作,是这种新型高速动力系统的关键问题。本文针对基于内乘波概念的内并联式TBCC进气道进行了其过渡模态流场的研究。首先,应用本团队自主提出的内乘波式进气道设计概念,提出一种新型TBCC进气道设计方案。然后,验证了其在设计马赫数4.0下实现全流量捕获,在模态转换时,分流板的分流是有效的。针对其在过渡模态马赫数2.5的性能,通过基于数值模拟的设计参数分析,发现在内参考收缩比为3.11时进气道流通面积合适可实现自起动、且综合性能较优。研究还发现,分流板偏转角度范围越小,分流段流动越好、通流出口总压恢复系数也越高。     

脉冲激光控制高超声速进气道来流捕获

针对高超声速进气道在非设计工况下来流捕获量减少的问题,进行了激光能量沉积控制来流捕获的物理建模和数值模拟,在连续激光能量沉积和脉冲激光能量沉积两种方式下获得了进气道的性能参数。激光功率为15 kW时,脉冲重复频率越高,与连续能量注入情况下的进气道性能越接近。脉冲重复频率为100 kHz时,计算了脉冲方波占空比为0.1,0.2,0.3和0.4时的进气道流场,结果表明：占空比对进气道性能的影响不大;激光脉宽为500 ns时,保持激光平均功率不变,当频率为200 kHz和100 kHz时,流场结构与连续能量注入时类似,而当频率为500 kHz和25 kHz时的进气捕获量都有所降低,因此,提高激光脉冲重复频率的同时,降低平均功率,不仅可以有效增大来流捕获,还可降低能耗。     

内乘波式内并联TBCC进气道变几何规律优化分析

为利用内收缩进气道在流量捕获、高性能压缩等方面的优势,积极探索基于内收缩式TBCC进气道设计技术是当前高速推进系统的前沿方向。本文基于自主提出的内乘波式进气道技术,研究了内乘波式TBCC进气道变几何技术。为保证变几何作动时进气道气流密封,同时减小密封板对进气道等熵波系的影响,采用对称面带二元过渡板的内乘波进气道作为TBCC基础型面。根据TBCC变几何方案,随马赫数变化进气道进行变几何作动,得到了变几何参数随来流马赫数变化的拟合公式,为各马赫数下变几何作动提供参考和依据.数值模拟结果表明:在工作马赫数2.0～4.0范围内,变几何进气道均能成功起动,流量系数在0.86以上,喉道总压恢复系数在0.77～0.93之间,气动性能良好。     

局域能量注入对高超声速进气道流动影响研究

研究了局域能量脉冲注入条件下高超声速进气道流场的扰动情况。数值模拟采用三维雷诺平均N-S方程,分别利用ROE格式和二阶中心格式对对流通量和粘性通量进行离散处理;用高斯-赛德尔隐式格式对方程进行时间推进求解,采用k-ε两方程模型用于湍流的数值模拟。开展了高超风洞平板流场能量注入实验,获取了高速纹影图像,并对实验结果与计算结果进行比较。研究表明,能量注入产生的冲击波能与高超流动产生的斜激波发生强烈干扰,脉冲能量的引入可能引起高超声速进气道流量俘获率产生剧烈震荡,从而导致进气道流场的性能急剧下降。     

局域能量注入对高超声速进气道流动影响研究

研究了局域能量脉冲注入条件下高超声速进气道流场的扰动情况。数值模拟采用三维雷诺平均N-S方程,分别利用ROE格式和二阶中心格式对对流通量和粘性通量进行离散处理;用高斯-赛德尔隐式格式对方程进行时间推进求解,采用k-两方程模型用于湍流的数值模拟。开展了高超风洞平板流场能量注入实验,获取了高速纹影图像,并对实验结果与计算结果进行比较。研究表明,能量注入产生的冲击波能与高超流动产生的斜激波发生强烈干扰,脉冲能量的引入可能引起高超声速进气道流量俘获率产生剧烈震荡,从而导致进气道流场的性能急剧下降。     

放气槽布局形式及开槽角度对二元高超声速进气道性能的影响

通过对典型二元高超声速进气道进行数值仿真,研究了放气槽的布局形式以及放气槽的开槽角度θ对进气道总体性能的影响规律。研究结果表明:在放气总有效流通面积不变的前提下,多个放气槽的布局形式能够以更少的流量损失换取总压恢复系数的显著提升,且槽的数量越多,单个槽的有效流通面积越小,σ提升得越多,但当单个槽的有效流通面积d小于0.4H_th（按喉道高度无量纲化）时,这种变化趋势趋于平缓。当开槽角θ介于30°~120°时,放气量流量比随角度的增加而降低;当120°≤θ≤150°时,放气流量比随θ的增加而增加;30°≤θ≤150°时,喉道总压恢复系数σ随θ的增加而降低,而喉道压比Π随θ的增加而单调增加。因此采用多个0.2H_th~0.4H_th有效流通面积的放气槽为较理想的放气布局形式,而开槽角度可根据实际需要来选取。      

不同来流马赫数下激光能量形成高超声速进气道虚拟唇口的特性

用基于三维非定常可压缩雷诺平均Navier-Stokes方程的有限体积法计算了马赫数低于设计值6时一种高超声速进气道的性能参数,发现其性能存在明显下降。为提升进气道性能,将功率为15kW的激光能量注入进气道固体唇口前的流场中,形成虚拟唇口,马赫数为4.5,5.0和5.5时,计算得到来流捕获率分别提高了34%,20.6%和15.6%。绘制了不同马赫数下来流捕获率达到峰值时的流场压强云图,说明了虚拟唇口的特性及形成机制。结果表明:来流马赫数越低,来流捕获率越小,但相对于无能量注入时的来流捕获率的提升程度越明显;在不同来流马赫数条件下,通过改变激光能量引致的激波结构和位置,可达到最优状态,即激波与进气道前缘斜激波相交后的透射波打在进气道肩部位置的状态。     

高超声速低温喷管副喷管参数化设计

 通过对DF化学激光器高超声速低温(HYLTE)喷管副喷管流动与几何参数进行制约关系和敏感性分析,确定了能够对副喷管进行参数化设计的4个基本几何控制参数和2个调节参数,初步建立了HYLTE喷管副喷管的参数化设计方法。引入了相对未混合度作为衡量喷管混合效果的性能参数,建立了较完备的3维反应流数值模拟计算程序。结果表明：该方法选择的基本参数能够敏感地反映HYLTE喷管副喷管的尺寸特征和关键性能。     

组合式高超声速飞行器布局设计与优化分析

针对高超声速飞行器气动布局设计难点,文章提出了基于多个基准流场的多部件组合设计方法.以锥导乘波体为基准,采用分段接序、多片组合的高超声速可调参数的气动布局设计,将飞行器分解为前体、机翼和中心体设计.前体和机翼以乘波体为设计思路,中心体构型根据装载需求设计,从而达到飞行器在边缘能够满足压力封闭,有效容积集中在中心体附近的总体布局思路,使得飞行器各部件功能清晰化.最终实现具有"乘波特性"的高超声速巡航飞行器参数可调的布局设计.文中对比了组合布局与传统乘波体的差异,在前体不变的情况下,研究了中心体长度、长宽比和长厚比对飞行器气动性能的影响.采用自由变形技术（free-form deformation,FFD）实现了高超声速飞行器的参数化和优化设计流程.结果表明组合布局具有更高的容积效率,可实现多参数化调节,具有良好的乘波特性,可为未来提高高超声速飞行器升阻比和满足应用要求提供方案参考.      

吸气式高超声速飞行器机体/推进一体化内外流非定常耦合方法

基于吸气式高超声速飞行器机体/推进一体化的气动布局设计方式,文章提出了一种内外流一体化流场的耦合求解方法,其中燃烧室内流场采用考虑有限速率化学反应动力学模型的一维非稳态方法求解,进气道和尾喷管外流场采用二维CFD软件计算,进气道与燃烧室在耦合界面处通过一维平均方法实现静温、静压和Mach数等参数传递.并分别以日本国家航空与航天实验室（NAL）的氢燃料燃烧室模型作为内流场验证算例,以某典型高超声速飞行器一体化模型作为内外耦合流场验证算例.研究结果表明:有限速率化学反应准一维方法能较为准确地模拟燃烧室内燃烧流场,提出的内外流场耦合方法能够有效地计算出内外流耦合效应,计算后体压力分布与理论值较接近.该方法可为超燃冲压发动机的性能快速分析和吸气式高超声速飞行器机体/推进一体化的初步分析设计提供重要参考.      

高超声速磁流体力学控制霍尔效应影响

针对霍尔效应对高超声速磁流体力学控制的影响问题,考虑高超声速流动过程中高温化学反应、气体分子热力学温度激发(即平动、转动、振动以及电子温度能量模态之间的激发与松弛过程)及多电离组分等离子体霍尔系数分布,通过耦合求解各向异性霍尔电场泊松方程和带电磁源项的高温热化学非平衡流动控制方程组,建立了高超声速流动磁流体力学控制霍尔效应数值模拟方法,开展了多种条件下高超声速流动磁流体力学控制数值模拟,分析了霍尔效应"漏电"与"聚集"现象原理及其对气动力/热特性的影响机制,详细探讨了不同空域、速域和飞行器特征尺度条件下霍尔效应的作用机理和影响规律.研究表明:1)霍尔效应改变了流场等离子体洛伦兹力分布,削弱了整体的力学效果,使整体的磁阻特性降低; 2)霍尔效应对高超声速磁流体力学控制的影响,与壁面导电性和壁面附近漏电层的"漏电"现象紧密相关,要增强磁控效果,必须抑制壁面附近的"漏电"现象; 3)霍尔效应对磁控热防护效果的影响较为复杂,受"漏电"现象和电流"聚集"现象共同作用; 4)基于本文基准状态,当高度高于67 km或速度高于5.7 km/s或特征尺度大于0.5 m时,霍尔效应使磁控热防护效果增强,电...     

高超声速平板边界层流动显示的试验研究

本文在高超声速脉冲式风洞内对基于纳米示踪的平面激光散射技术(nano-based planar laser scattering, NPLS)的应用进行了探索, 并在此基础上对平板边界层流动结构的精细测量进行了研究. 试验来流Ma=7.3, 总压4.8 MPa, 总温680 K. 通过时序的分析和调试, 对各分系统实现了高精度的同步控制; 定量的粒子注入及混合, 实现了粒子的均匀撒播, 对主流获得了均匀的显示效果; 对于边界层流动, 获得了精细的瞬态流动结构图像, 显示了层流到湍流的转捩过程, 并分析了其时空演化特性.     

高超声速三角翼上横流不稳定性的实验研究

本文研究了三角翼迎风面边界层中的非定常横流不稳定性.实验在马赫6低噪声风洞中进行,模型为平板构型,攻角为5°和10°.通过温敏漆技术,观察到在远离头部的区域,边界层转捩阵面光滑且平行于前缘,通过Kulite高频脉动压力传感器得到的功率谱密度曲线中有明显的f≈10 kHz的扰动波信号峰值.利用基于纳米示踪的平面激光散射技术,在平行前缘方向对此区域进行流场可视化,观察到规则的向下游卷起的涡结构,形态与数值模拟中的横流涡形态一致,且涡结构的位置不是固定的,因此该10 kHz的信号为非定常横流波信号.只有在边界层为层流时,才能够观察到明显的10 kHz左右的非定常横流波信号峰值,边界层转捩中或转捩后,脉动压力的功率谱密度曲线为低频成分占主导的宽频分布.提高单位雷诺数,同一压力测点位置得到的横流波幅值先增长至饱和而后衰减.增大攻角时,横流行波幅值增长更加迅速,在较低的雷诺数下就可以增长至饱和.另外,还利用Kulite传感器阵列测量了横流波的相速度和传播角度,文中所测状态下,相速度分布在0.24—0.32倍来流速度之间,传播角度与来流方向夹角在40°—60°之间.并且,增大攻角时,横流波的相速度变...     

面向高超声速飞行器的激波智能预测方法

高超声速飞行器激波位置的准确预测能够有效提升数值模拟的精度和效率。一方面,对高超声速飞行器激波附近网格进行正交和加密处理,可有效提升数值计算精度;另一方面,使用高超声速飞行器激波位置对计算网格进行修正,能够加速CFD计算收敛过程。提出了一种基于机器学习的高超声速飞行器激波智能预测方法,对典型高超声速飞行器外形进行激波位置的高效准确预测。首先,针对典型高超声速飞行器外形和典型飞行状态,使用数值模拟方法获得收敛的流场,并采用基于Mach数等值线的激波提取方法,从流场中判别激波面并提取构成激波面的关键点位置,形成训练数据;然后采用有监督学习算法,学习关键点位置,并利用二次曲线沿流向拟合关键点形成初步的激波线族;最后,基于剖面压力云图,构造基于投影压力图像的智能预测神经网络,对初步形成的激波线族进行修正,并获得三维激波面。大量的实验结果表明,激波预测模型能够对高超声速飞行器激波位置做出准确预测,预测的激波面与CFD数值计算结果中提取的激波面误差在10^-4量级。     

高超声速高焓边界层转捩的超声速模态

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热化学非平衡(thermochemical non-equilibrium, TCNE)效应深刻影响了流动转捩过程。近年来,在第2模态下游区域出现的不稳定超声速模态引起了学者们的关注。超声速模态是指在边界层外缘处的相对Mach数大于1的模态,其传播速度快于远场的声波。采用线性抛物线稳定性方程(parabolized stability equations, PSE)理论研究了Mach数为20、半顶角为6°的尖楔绕流条件下超声速模态的临界壁温。研究发现,壁温越低,越容易出现不稳定的超声速模态。进而,探讨了平板边界层流动中不同Mach数条件下的超声速模态和扰动发展形式,发现Mach数增大,第2模态出现越早且最大增长率降低,N的峰值减小。在30 km的高空来流Mach数超过某个临界值时,扰动增长率和超声速模态的发展形式明显不同。     

多孔表面推迟高超声速边界层转捩的机理

利用线性稳定性理论分析（LST）结合直接数值模拟（DNS）研究高超声速多孔表面边界层流动的失稳特征,分析多孔表面推迟高超声速边界层转捩的机理.在Ma=6,Re=2.0×10⁴（参考长度为入口处边界层位移厚度）条件下获得平板边界层及不同孔隙排列情形下平板边界层的典型流动特征,并采用LST方法分析光滑平板及多孔平板扰动的增长率及累计放大率.研究表明三维顺排及错排多孔表面都可以抑制第二模扰动的发展,推迟高超声速边界层转捩,但顺排多孔表面推迟高超声速边界层转捩能力更强.     

高超声速再入试验的辐射光谱定量测量

利用膨胀管对宽度为45 mm和90 mm的半圆柱模型进行了地球再入高超声速流动试验,再入速度为8 km/s。试验利用配有ICCD相机的光谱仪,测量了具有空间分辨的激波后辐射光谱,光谱范围为250~550 nm,得到了沿流体方向的激波辐射轮廓线。分析发现在该光谱范围内辐射主要为CN(B-X)带系分子光谱。利用卤钨灯对该波段光谱进行定标,得到了激波层辐射的绝对辐射亮度。通过采用两种模型辐射亮度对模型宽度归一化后发现,绕流场高温气体辐射存在较强的自吸收现象,同时观测到了绕流场激波的三维效应。通过实验发现,CN(B-X)Δv=0带系的3-3振动带系385.2 nm波长位置和0-0带系388.4 nm波长位置辐亮度之比随着流场靠近模型边缘而逐渐下降,这表明激波层内辐射的动态非平衡特征。     

基于Ludwieg管的高超声速边界层转捩实验

高超声速边界层层/湍流转捩是高超声速飞行器气动力和气动热设计中的难点和热点问题.为了降低开展高超声速边界层不稳定性与转捩实验研究的门槛,研究基于Ludwieg管原理设计并建造了一座Mach 6高超声速管风洞,重点对Ludwieg管风洞的启动和运行过程开展了数值模拟,分析了储气段弯管布局对试验段流场的影响;之后,对该高超...