高超声速三维热化学非平衡流场的数值模拟

对三维高超声速热化学非平衡流场进行数值模拟,采用双温度热化学非平衡、11组元空气模型,考虑振动-离解耦合．差分格式采用沈清博士提出的“迎风型NND”格式,用熵修正方法消除了高超声速流数值模拟中的“carbuncle现象”．与LU-SGS方法结合,提高了单步计算效率和收敛性．数值模拟结果与文献结果进行了对比,并在弹道靶中进行了钢质圆球的弓形激波位置实验验证．计算结果与文献、实验的对比说明,三维热化学非平衡流计算程序可以精确地捕捉到强弓形激波,得到合理的空气动力系数．     

二阶迎风TVD数值格式在非平衡高超声速钝体绕流中的应用

将Ｈ．Ｃ．Ｙｅｅ所发展的一种二阶迎风ＴＶＤ格式运用于半球的高超声速化学非平衡黏性绕流的数值计算，详细介绍了流体力学方程组和化学组元守恒方程组全耦合求解的过程，以前这一研究领域中仅仅运用一阶格式及松散耦合的方法。化学松弛气体考虑了七组元（Ｏ，Ｏ＿２，ＮＯ，Ｎ，ＮＯ￣（＋），Ｎ＿２，ｅ￣（－））和主要的七反应，在驻点线上的计算结果与前人结果比较表明，本文有较大改进。     

绕Apollo飞船的高超声速化学非平衡流动的数值模拟

利用混合通量分裂方法，建立了很方便求解的隐式ＮＮＤ格式，求解了完全气体和化学非平衡空气绕Ａｐｏｌｌｏ飞船的流动，计算结果和实验值作了比较，应用拓扑分析方法，研究了背风区和尾迹内的流动结构。     

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.     

对“二阶迎风TVD数值格式在非平衡高超声速钝体绕流中的应用”一文的意见

看了《力学学报》第26卷第2期（1994年3月）发表的胡光初[1]等同志的论文“M阶迎风TVD数值格式在非平衡高超声速钝体绕流中的应用”一文以后，关于计算精度和结果可靠性问题。我们提出以下不同的意见．在文问中多处讲到关于格式的精度问题，并一再强调以前这项研究工作别人用的     

对“二阶迎风TVD数值格式在非平衡高超声速钝体绕流中的应用”一文的讨论

为了方便讨论，将我们于1994年3月在《力学学报》第2期上发表的“M阶迎风TVD数值格式在非平衡高超声速钝体绕流中的应用”一文列为本文参考文献［6］．IYee．Harten二阶迎风TVD格式粘性流场计算结果的可靠性问题文［6］和本文所提到的Yee～HartenTVD格式的二阶精度是指一维标量偏微分方程离散的差分格式的计算精度（此处引用文献［1］原文作者的提法Second－OrderUnwindTVDSCheme）根据Yee；H．C．（见文献［1］）和国内学者（见文献［7～10，12］）研究表明Yee－HartenTVD格式直接推广到多维情况下，计算结果分辨率高并具有足…     

返回舱三维高超声速绕流及近尾迹流场数值模拟

为使返回舱安全、稳定、可靠地飞行，准确地计算其周围的复杂绕流流场，对飞船的初步设计是十分必要的。用Ｈａｒｔｅｎ－Ｙｅｅ的二阶迎风ＴＶＤ有限差分格式求解薄层Ｎ－Ｓ方程，模拟了返回舱三维高超声速流场，Ｍ＿∞＝７．３５，Ｒｅ＿∞＝７．５×１０￣５，α＝１０°、２０°。给出了详细的绕流结构，不同攻角、不同子午面上的物面压力分布与Ｍｏｓｅｌｅｙ和ｗｅｌｌｓ的实验数据进行了比较，符合较好。通过分析表明，在一定的攻角下，倒锥体上低压区压力的计算精度，对力矩系数及压心位置仍有明显的影响。     

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.      

高超声速非平衡流动-辐射特性数值模拟研究

飞行器高超声速飞行过程中所承受对流加热和辐射加热可能具有相当的量级,因此合理准确预测气动加热需要将二者进行综合考虑.文章发展了具有非玻尔兹曼电子能级分布和振动能级分布的高温空气碰撞辐射模型,并耦合一维激波后流动方程计算不同飞行条件下激波后的非平衡流动特性,采用逐线辐射输运模型计算获得激波后非平衡辐射特性、辐射强度和辐射输运通量,深入比较分析了不同飞行高度和马赫数对非平衡流动和辐射输运过程的影响.计算结果表明对于高空高马赫飞行条件,其波后流动存在显著的热力学非平衡、化学非平衡和能级非平衡特征,在近激波区域高振动能级和原子高束缚电子激发态明显低于玻尔兹曼分布.在高空高马赫条件下真空紫外辐射占据主导地位,主要是由高能原子束缚-束缚跃迁造成的.随着高度和马赫数的下降,激波层内气体解离和电离程度降低,原子辐射贡献下降,分子辐射贡献增加,导致红外、可见光和紫外波段的辐射输运增强,真空紫外辐射输运过程减弱.     

机动弹头高超声速流场数值模拟及拓扑结构分析

采用空间二阶精度的交替方向隐式分解的NND格式求解完全气体假定下的非定常薄层近似Navier Stokes方程 ,并采用抛物化的椭圆型方程生成复杂带翼弹头的空间网格。最后给出带控制舵机动弹头在M∞ =7.3,α=2 0 0 下的计算结果 ,并通过对表面极限流线和垂直于体轴的横截面流线的分析给出了流场的拓扑结构     

高超声速飞行流场中的最大氧离解度分析简

针对大气层内高超声速飞行时的化学非平衡现象,建立了沿驻点线流动的空气中氧离解度的计算模型. 模型假设氮气在氧气未充分离解时不发生离解,并且不涉及边界层内的复合反应. 理论计算发现,空气中氧的离解度随飞行高度的增加呈先增后减的非单调变化规律,其原因是由于化学反应平衡移动与非平衡效应相互作用的结果. 这一结论得到了数值模拟结果的验证,同时也解释了文献中当飞行高度较高时真实气体效应减弱的现象. 基于驻点线的近似理论模型,计算得到了轴对称钝头体绕流流场中的最大氧离解度及边界层外缘温度随飞行速度和高度变化的等值线图谱,相关结果可以为工程设计所用.     

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.      

火星探测器进入飞行气动测量方法研究

在火星探测任务的进入飞行过程中,开展气动测量将获取大量宝贵的气动特性数据,一方面可以验证进入探测器气动外形,掌握其准确的气动特性,另一方面,可以积累详实的火星大气数据,为后续任务提高落点精度等飞行性能提供支持. 本文针对火星探测器进入飞行任务,基于弹道重建和嵌入式大气数据传感系统(flushair data system, FADS),提出火星探测器进入飞行过程中的气动测量方法. 通过融合火星进入外测弹道信息,利用输出误差法实现攻角、侧滑角的高精度测量;基于嵌入式大气数据传感系统,利用最小二乘最优估计算法,建立了进入飞行动压的测量方法. 仿真分析表明,气动测量方案精度高,进入动压测量精度优于1%,攻角和侧滑角测量精度相较于当前火星探测器进入气动测量而言,至少提升1 个量级. 研究结果将为火星探测等深空探测任务的进入飞行气动测量提供技术参考.      

远程超低飞行轨道分析

研究了一种新的远程导弹飞行轨道的可行性,它的最大飞行高度约100 km.这种超低弹道,借鉴卫星模式,利用离心力抵抗重力.与卫星轨道运行不同的是,超低弹道周围的稀薄空气影响至关重要,必须考虑.计算和分析结果表明,在相同载荷条件和射程条件下,超低弹道和经典的最小能量弹道对于火箭动力的需求大致相当,射程10000km以上基本相同,头部半径为5cm的轴对称外形,沿超低弹道飞行时,其驻点热流在高度26km左右达到最大值50MW/m2,约为最小能量弹道驻点热流最大值的50%.由于超低弹道对升力没有要求,飞行过程中的气动加热问题,沿用成熟方法如烧蚀防热即可解决.总体而言,超低弹道对于火箭动力与外形气动力/热要求,现有技术容易满足,因此利用它增强远程导弹的突防能力是现实可能的.     

高超声速飞行器横侧向失稳非线性分岔分析

针对滑翔式高超声速飞行器大攻角横侧向失稳问题,采用延拓算法和分岔理论,求解并分析了以俯仰舵偏为连续参数的稳态平衡分岔图和以副翼舵偏为连续参数的横侧向机动稳态平衡分岔图,对平衡分支的稳定性和突变点进行了分析,并给出了特征根拓扑结构变化.研究表明,高超声速飞行器存在极限分岔点、Hopf分岔点以及叉型分岔点,且从叉型分岔点延伸出多个平衡分支,引起横侧向的自滚转失稳;从Hopf分岔点延伸出极限环分支,该分支对应较为复杂的极限环运动,其中还包含倍周期分岔、花环分岔、极限环极限点分岔等复杂的分岔现象;在横侧向机动飞行情况下,模型存在横向操作偏离失稳问题,且存在多个不稳定的平衡点.研究结果为实现高超声速飞行器的稳定飞行和控制器的设计提供了极其重要的动力学信息.      

高超声速粗糙元诱导转捩的数值模拟及机理分析

采用直接数值模拟方法细致刻画了钻石型粗糙元诱导的高超声速边界层从层流到湍流的转捩过程,从拓扑结构稳定性和边界层流动稳定性两个角度分析了钻石型粗糙元诱导转捩的机理. 流动结构的拓扑分析表明,钻石型粗糙元头部区域和底部区域分别存在不稳定的鞍点-鞍点(SS) 型轨线和鞍点-结点-鞍点(SNS) 型轨线,在扰动的作用下其会形成非定常、非对称的振荡结构. 边界层流动失稳过程计算分析表明,钻石型粗糙元会产生高波数扰动,并发现在扰动发展过程中大尺度结构会破碎. 两种不同类型的流动失稳效应同时存在. 此外,通过不同类型粗糙元(圆柱、斜坡及钻石型) 的对比,揭示了不同类型粗糙元诱导转捩机理的差异,为高超声速人工转捩装置设计提供了基础理论支撑.      

高超声速舵面热气动弹性不确定性及全局灵敏度分析

鉴于高超声速中气动热预测的不确定性影响热气动弹性分析的可靠性,提出一种温度分布参数化模型,基于此模型,对高超声速舵面热气动弹性中气动热的不确定性及全局灵敏度进行分析,分析方法:求解N-S方程得到物面的温度分布,对此温度分布进行参数化,分别采用蒙特卡罗模拟(Monte Carlo simulation,MCS)方法和稀疏网格数值积分(spare grid numerical integration,SGNI)方法生成不确定性及全局灵敏度分析所需样本,对所有样本都进行热气动弹性分析,热气动弹性分析过程为:由样本得到温度分布,基于此温度分布,考虑热应力和材料属性的影响,对结构进行模态分析,将结构模态插值到气动网格,采用基于CFD的当地流活塞理论进行了气动弹性分析.分别在两种飞行状态下进行分析,计算结果表明:(1) M=5,H=15 km,结构固有频率和颤振分析结果的变异系数约为5.83%;(2) M=6,H=15 km,结构和颤振分析结果的变异系数约为8.84%.两种状态下,两个不确定参数的全局灵敏度都在50%左右,两者耦合作用很小,约为0.与MCS方法相比,SGNI方法显著的提高了不确定性分析效率.      

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.      

天然气水合物热分解引起多场响应的特征时间分析

天然气水合物是我国的战略能源,而要实现商业化开采,必须首先回答如何避免引发地质灾害与环境问题。开采过程涉及传热、水合物相变、渗流、地层软化与应力重分布的多场响应,进而可能引起地层破坏,甚至大尺度塌陷、滑坡、甲烷喷发泄漏等灾害。本文针对天然气水合物热分解引起多场响应的问题,通过量纲分析得到传热、水合物相变、渗流、地层应力重分布的特征时间,进一步比较分析发现,它们的时间尺度之间相差2个数量级以上,从而提出解耦分析方法,该方法已在系列模型实验设计与理论分析中得到应用。