高超声速飞行器前缘流固耦合计算方法研究

对高超声速流场和结构温度场进行了耦合计算分析, 同时基于准静态假设对结构应力进行了分析. 流场部分采用基于非定常Navier-Stokes (N-S)方程的有限体积法, 湍流模型采用SST k-ω 模型, 固体部分采用基于非稳态热传导方程的有限元法, 同时基于准静态假设对固体结构的应力应变进行了分析. 在流固交界面处, 高速流体从固体结构得到温度边界条件, 固体结构从高速流体得到热流边界条件, 从而实现了流场和固体温度场的紧耦合计算.通过与超声速无限长圆管绕流试验结果进行对比, 验证了该方法的可靠性. 同时对二维圆管结构在气动加热过程中的温度、应力等的变化进行了比较详细的分析. 研究结果表明: 随着气动加热时间的推进, 由于圆管结构的高温区在不断扩大, 导致了结构的热变形在不断地增大; 圆管最小变形区出现在θ为60°处; 同时研究发现在计算时间内圆管热变形对外部流场的影响可以忽略不计.     

吸气式高超声速飞行器气动力气动热的数值模拟方法及应用

对吸气式高超声速飞行器而言,物面热流和摩阻的准确预测对飞行器设计及安全十分关键.介绍采用CFD准确预测气动力和气动热的方法,包括流动的控制方程、湍流模型及湍流的先进壁面函数边界条件,介绍流动的数值求解方法.对典型超声速层流和湍流流动的摩擦阻力和热流进行详细的验证与确认,考察CFD工具在使用先进壁面函数边界条件后,湍流计算的法向网格无关性能力.对设计的一种吸气式高超声速飞行器的气动力和气动热进行数值模拟,为飞行器的气动设计及热防护提供了可靠的数据.     

Modelling flow transition in a hypersonic boundary layer with Reynolds-averaged Navier-Stokes approach

Based on Reynolds-averaged Navier-Stokes approach,a laminar-turbulence transition model is proposed in this study that takes into account the effects of different instability modes associated with the variations in Mach numbers of compressible boundary layer flows.The model is based on k-ω-γ three-equation eddy-viscosity concept with k representing the fluctuating kinetic energy,ωthe specific dissipation rate and the intermittency factorγ.The particular features of the model are that:1)k includes the non-tu...     

Experimental study on supersonic film cooling on the surface of a blunt body in hypersonic flow

The experimental study focuses on the heat flux on a double cone blunt body in the presence of tangential-slot super- sonic injection into hypersonic flow. The tests are conducted in a contoured axisymmetric nozzle with Mach numbers of 7.3 and 8.1, and the total temperature is about 900 K. The injection Mach number is 3.2, and total temperature is 300 K. A constant voltage circuit is developed to supply the temperature detectors instead of the normally used constant current circuit. The schlieren photographs are presented additionally to visualize the flow and help analyze the pressure relationship between the cooling flow and the main flow. The dependence of the film-cooling effectiveness on flow parameters, i.e. the blow ratio, the convective Mach number, and the attack angle, is determined. A semi-empirical formula is tested by the present data, and is improved for a better correlation.     

跨流域高超声速绕流环境Boltzmann模型方程统一算法研究

如何准确可靠地模拟从外层空间高稀薄流到近地面连续流的航天器高超声速绕流环境与复杂流动变化机理是流体物理的前沿基础科学问题. 基于对Boltzmann方程碰撞积分的物理分析与可计算建模, 确立了可描述自由分子流到连续流区各流域不同马赫数复杂流动输运现象统一的Boltzmann模型速度分布函数方程, 发展了适于高、低不同马赫数绕流问题的离散速度坐标法和直接求解分子速度分布函数演化更新的气体动理论数值格式, 建立了模拟复杂飞行器跨流域高超声速飞行热环境绕流问题的气体动理论统一算法. 对稀薄流到连续流不同Knudsen数0.002 ≤Kn_∞ ≤1.618、不同马赫数下可重复使用卫星体再入过程(110–70 km)中高超声速绕流问题进行算法验证分析, 计算结果与典型文献的Monte Carlo直接模拟值及相关理论分析符合得较好. 研究揭示了飞行器跨流域不同高度高超声速复杂流动机理、绕流现象与气动力/热变化规律, 提出了一个通过数值求解介观Boltzmann模型方程, 可靠模拟高稀薄自由分子流到连续流跨流域高超声速气动力/热绕流特性统一算法.     

进入轨道偏差对火星科学实验室气动力特性的影响

针对火星科学实验室(MSL)高超声速进入过程,利用三维并行程序求解流体力学Navier-Stokes方程,耦合真实气体模型,分析火星大气中真实气体效应对进入器气动力特性的影响量在进入轨道发生偏差时的变化规律.结果表明:对海盗号的计算结果与飞行数据符合很好,验证了火星大气真实气体模型和计算方法;真实气体效应影响下,激波层厚度大为减小,温度下降明显,进入器阻力系数明显增加,升力系数变化不大,俯仰力矩系数增加,基准状态下配平攻角较完全气体减小约2.2°;高度不变,Ma数增加导致阻力系数和俯仰力矩系数增大,配平攻角和完全气体的差值由1.6°增加到2.6°,表明Ma数变大时真实气体效应引起的气动力变化增强;Ma数不变,高度增加略微减弱波后化学反应,对进入器气动力特性基本没有影响.     

二维高超声速后台阶表面传热特性实验研究

高超声速后台阶流动是大气层内高速飞行器发动机设计、表面热防护以及高超声速拦截器红外成像窗口气动光学效应校正等诸多先进高超声速技术研发过程中所涉及的一类基础流动问题. 研究高超声速后台阶流动特性对有效提升飞行器综合性能, 进一步掌握高超声速流动机理具有重大基础 意义. 本文以二维高超声速后台阶流动为研究对象, 在KD-01高超声速激波风洞中测量了二维后台阶模型表面传热系数和表面静压, 并将实测台阶下游表面传热系数分布同采用高超声速边界层理论所得估计值进行了比较. 为进一步验证实验结果, 使用NPLS技术测量了其中一种实验状态下台阶周围流动结构. 研究发现, 对于二维高超声速后台阶流动, 台阶下游表面传热分布受台阶处边界层外缘流动特性的直接影响; 在台阶下游分离区和再附区内, 气体黏性占主导作用; 在台阶下游远场区域, 边界层流动特性趋同于平板边界层; 下游边界层基本结构取决于台阶处边界层相对厚度. 对高超声速后台阶流动, 若使用数值模拟方法研究气动热问题, 应当使用湍流模型.     

高超声速飞行器热管冷却前缘结构一体化建模分析

针对高超声速飞行器工作时前缘恶劣的气动加热环境, 为了保证飞行器前缘的尖锐外形, 提出内嵌高温热管前缘结构. 针对热管内部复杂流动与换热情况, 对内嵌高温热管前缘结构进行一体化建模, 将模型的核心部件液态金属热管工作状况的计算与实验进行对比以验证模型的可靠性. 本文还分析了给定工况下内嵌高温热管前缘结构的热防护效果, 其中壁面最高温度下降了11.6%, 最低温度上升了8%, 高温区和低温区均被封闭在前缘外层区域, 内层温度更加均匀, 实现了热流由高温区向低温区的转移, 削弱了高温区的热负荷. 本文还分析了接触热阻对热管冷却前缘结构效果的影响. 关键词： 热管 前缘 疏导式热防护 气动热     

Nonlinear Modeling Study of Aerodynamic Characteristics of an X38-like Vehicle at Strong Viscous Interaction Regions

Strong viscous interaction and multiple flow regimes exist when vehicles fly at high altitude and high Mach number conditions. The Navier–Stokes(NS) solver is no longer applicable in the above situation. Instead, the direct simulation Monte Carlo (DSMC) method or Boltzmann model equation solvers are usually needed. However, they are computationally more expensive than the NS solver. Therefore, it is of great engineering value to establish the aerodynamic prediction model of vehicles at high altitude and high Mach number conditions. In this paper, the hypersonic aerodynamic characteristics of an X38-like vehicle in typical conditions from 70 km to 110 km are simulated using the unified gas kinetic scheme (UGKS), which is applicable for all flow regimes. The contributions of pressure and viscous stress on the force coefficients are analyzed. The viscous interaction parameters, Mach number, and angle of attack are used as independent variables, and the difference between the force coefficients calculated by UGKS and the Euler solver is used as a dependent variable to establish a nonlinear viscous interaction model between them in the range of 70–110 km. The evaluation of the model is completed using the correlation coefficient and the relative orthogonal distance. The conventional viscous interaction effect and rarefied effect are both taken into account in the model. The model can be used to quickly obtain the hypersonic aerodynamic characteristics of X38-like vehicle in a wide range, which is meaningful for engineering design.     

飞机尾翼转角测量系统设计

针对飞机尾翼转角测量及远距离监控问题,设计了一种基于数字式MEMS加速度传感器测量飞机尾翼转角的测量系统。分析了电容式加速传感器测角原理;利用数字式MEMS加速度传感器ADXL345,结合无线ZigBee技术采用CC2430模块,以嵌入式STM32单片机作为控制器构建了一种测量飞机尾翼转角大小的测量系统。采用三维转台对飞机尾翼转动进行了模拟,完成了±90°范围内转角的测量。实验结果表明,在±90°转角范围内,测量误差的最大值为0.277°,满足小于0.3°的误差要求。该测量系统可以有效地完成飞机尾翼转角测量工作。     

Influence of small angles of attack and sweep on the rolling moment at a hypersonic flow around the bodies of revolution

The influence of small attack and sweep angles on the rolling moment variation at a supersonic flow around the bodies close to the bodies of revolution is considered. Based on the method of the differential hypothesis of locality the integral expressions are obtained for the derivatives of the rolling moment coefficient with respect to the attack and sweep angles. The norm of these derivatives is defined and the estimates for the norm are obtained.     

Temperature-insensitive FBG tilt sensor with a large measurement range

A novel two-dimensional tilt sensor with a large measurement range is demonstrated by using four fiber Bragg gratings (FBGs) attached on a cylindrical cantilever-based pendulum. Experimental results show that tilt accuracy of ±0.2° and resolution of 0.013° have been achieved in the range of −40°-40°. The temperature effect is automatically eliminated without additional temperature compensation elements.     

某1＋1／2对转涡轮的气动设计及分析

针对某1＋1／2对转涡轮进行了气动设计及流场分析。在设计中,以降低高压转子通道中激波损失为目标,低压级载荷系数选择了较高和较低两种方案。分析表明,虽然第二种方案可以降低高压转子出口马赫数,但该方案亦具有过渡段损失较大等劣势,故本文最终选择了第一个方案。利用该方案,本文完成了1＋1／2对转涡轮的气动设计并对该涡轮进行了三...     

三级跨音压气机设计工况气动性能分析

本文针对某三级高负荷轴流压气机开展数值研究,获得并分析其在设计工况下的总体气动性能以及各级性能的匹配特性.采用商业软件NUMECA作为CFD计算工具,并结合实验结果对数值方法进行验证.分析表明,网格无关性能够满足当前气动性能分析要求,设计转速与设计点性能计算结果与实验符合较好.第三级,特别是静叶,表现出较大的损失以及与...     

绝对重力测量中振动传感器振动补偿性能的分析

绝对重力测量的精度主要受振动噪声的限制.振动补偿是一种简单可行的振动噪声处理方法,它通过传感器探测振动噪声来对测量结果进行修正.现阶段对于不同传感器的振动补偿性能缺乏系统的分析与评估,仅停留在应用阶段.本文从理论出发分析了传感器性能对补偿效果的影响,并通过实验评估了不同振动环境下不同传感器的振动补偿性能.实验结果显示,采用低噪声地震计的振动补偿效果主要受带宽和量程的限制,在安静环境下可实现优于百微伽的单次测量标准差,但补偿效果随振动噪声高频成分的增强而降低,在动态环境下地震计则受量程限制而无法工作.采用加速度计的振动补偿效果主要受分辨率的限制,在复杂和动态环境下均可实现毫伽量级的单次测量标准差.本文为振动补偿技术应用于绝对重力测量提供了振动传感器选型的理论和实践依据,有望为振动补偿技术的进一步发展提供技术支撑.     

光学系统受迫振动的激光测量方法

将激光信号与高帧频CCD结合,解决了光学系统中振动信号和激光信号之间的转换问题,不仅能够测量振动对系统光束指向稳定性的影响,而且能够得到振动信号本身的频率特性。利用该方法对振源为150 Hz和200 Hz两种条件下的光学系统受迫振动进行测量,得到了与输入信号相吻合的振动信号属性。通过实验与分析得知:时域振幅测量精度为6.25 m,频域分辨力为2 Hz,方法简便高效,测量结果准确,已应用于角多路准分子激光主振荡功率放大器系统打靶试验平台光束指向稳定性的研究中。     

单摆非线性振动的计算机辅助测量

介绍了用计算机辅助测量单摆非线性振动的实验方法,给出了非线性区单摆的振幅和周期和测量结果。     

基于立体视觉的风洞模型姿态测量方法

探讨一种基于立体视觉的风洞模型姿态测量新方法。在模型壳体上安装一个可生成2根双向准直激光束的合作目标,然后将模型安放在两个幕墙之间。投射在幕墙表面的激光束生成4个指示光斑,借助于立体视觉技术测量出每个指示光斑在世界坐标系内的3D坐标,然后根据向量的坐标变换原理确定风洞模型的姿态。给出了确定模型姿态的解析表达式,此外在实验室环境下对该方法作了验证,初步的实验结果表明:当幕墙间距约为6m时,姿态角的最大测量误差不超过0.05°。     

A numerical investigation of the evolution of 2-D disturbances in hypersonic boundary layers and the effect on the flow structure due to the existence of shocklets

The evolution of 2-D disturbances in hypersonic boundary layer with Mach number 6,8, and 10 was investigated numerically by three different numerical schemes. At the entrance, second mode T-S waves with different amplitudes were introduced, and the relation between the Mach number and the amplitude of the disturbance when shocklets started to appear was investigated. By comparing the disturbance velocity profiles with those provided by linear stability theory, the effects of shocklets on flow structures were also investigated.