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.     

高超声速飞行器复杂外形转捩预测

采用k-ω-γ 转捩模式对某新型飞行器外形的典型流动特征和边界层失稳特性进行了分析.研究结果表明,横流是影响飞行器大面积转捩的主要因素.随着高度增加,来流Reynolds数减小,迎风面和背风面的转捩起始位置均向下游移动.随着攻角增加,头部附近背风面的展向压力梯度增大,横流效应增强,转捩起始位置向上游移动;另一方面攻角增...     

高超声速飞行器热气动弹性仿真计算方法综述

高超声速飞行器遭遇的热气动弹性问题具有危险性和复杂性,而型号设计又对计算环境下的热气动弹性仿真提出了效率和精度的双重要求.针对此问题,首先回顾了热气动弹性分析中气动力、气动热、结构热传导、热结构动力学等子学科的仿真计算方法,包括工程方法、数值模拟及降阶建模方法.其中,降阶建模方法有望解决目前计算效率和精度的矛盾,是调研的重点.之后,从时空耦合的角度总结了热气动弹性分析的多场耦合计算架构,包括单向、双向空间耦合策略,以及全耦合、松耦合、时域-频域耦合等时间耦合策略.在结论中,提出了基于子学科降阶模型进行多场耦合仿真的思路,并对热气动弹性分析的发展趋势进行了展望.      

激波的格子玻尔兹曼方法模拟

格子玻尔兹曼方法已被广泛应用于模拟流体,但主要应用于模拟不可压流体。应用二维正方格阵上的3速9点模型模拟激波的传播。考察了激波关系式、激波的宽度和结构。模拟结果与由Chapman-Enskog展开导出的流体方程的解相符。这说明格子玻尔兹曼方法能够模拟可压缩流体。     

高超声速飞行器气体辐射噪声计算方法

高超声速飞行器周围的激波层内高温气体会发生剧烈的物理化学变化,伴随强烈的光辐射过程,直接影响红外导引头的光学成像效果。采用流体力学Navier-Stokes方程和热化学非平衡模型模拟高温非平衡流动,考虑电子跃迁和振转跃迁以窄带法求解气体辐射特性参数,基于有限体积法离散辐射传输方程,在分别验证流场解算、辐射参数求解和辐射传输计算的基础上,进行了飞行器高速飞行的流动和辐射模拟。数值求解得到了飞行器流场特征和粒子数空间分布。计算的选定波长范围内的气体辐射发射系数空间分布显示其与激波形状和波后气体温度分布相似。通过传输得到的飞行器光学窗口视线路径上的气体辐射噪声成轴对称分布,发现辐射噪声和飞行速度、气体成分等密切相关,马赫数增加时气体辐射噪声显著增强。     

高超声速飞行器气体辐射噪声计算方法

高超声速飞行器周围的激波层内高温气体会发生剧烈的物理化学变化,伴随强烈的光辐射过程,直接影响红外导引头的光学成像效果。采用流体力学Navier-Stokes方程和热化学非平衡模型模拟高温非平衡流动,考虑电子跃迁和振转跃迁以窄带法求解气体辐射特性参数,基于有限体积法离散辐射传输方程,在分别验证流场解算、辐射参数求解和辐射传输计算的基础上,进行了飞行器高速飞行的流动和辐射模拟。数值求解得到了飞行器流场特征和粒子数空间分布。计算的选定波长范围内的气体辐射发射系数空间分布显示其与激波形状和波后气体温度分布相似。通过传输得到的飞行器光学窗口视线路径上的气体辐射噪声成轴对称分布,发现辐射噪声和飞行速度、气体成分等密切相关,马赫数增加时气体辐射噪声显著增强。     

一维激波管问题的SPH模拟

叙述SPH的基本原理,讨论了实现一维激波管问题SPH模拟的过程,并给出算例和说明.     

激波聚焦反射的实验和数值研究

 采用高速摄影技术和数值模拟方法,对入射激波在两种不同形状的抛物形反射器表面聚焦和反射的过程进行了研究,得到了激波聚焦反射过程的波系结构的实验阴影照片和数值计算结果,两者符合得很好。对激波聚焦形成的气体动力学焦点的特性进行了分析,结果表明,入射激波在两种反射器反射后聚焦所形成的气体动力学焦点均是由三波点在轴心处的会聚所导致的,气体动力学焦点位于相应的反射器壁面的几何焦点附近。不同的反射器中,激波聚焦前后的波系结构也不同,对较浅的反射器,入射激波反射前在反射器壁面形成了弓形激波,反射之后需要相对较长的时间完成聚焦,形成聚焦反射激波之后弓形激波仍未相交;对较深的反射器,入射激波反射后在更短的时间内聚焦,聚焦时弓形激波已经相交,聚焦反射激波之后的流场波系结构更加复杂。     

影响X光热激波数值模拟结果的若干因素

 是否考虑康普顿散射光子的输运，用何种材料模型描述熔化、汽化和应变率效应，选用怎样的迎光自由面差分格式以及空间步长大小等因素，对X光热激波数值模拟结果都会产生重要的影响。依据热激波一维数值模拟结果，对上述各种因素的影响进行了定量分析。计算表明：在X光能谱比较软和辐照量较大时，物态方程、迎光自由面差分格式和空间步长大小对热激波的计算结果都会造成重要影响；在X光能增变硬时，康普顿散射的影响增大；在低压时，本构关系和屈服强度基本上控制了热激波的衰减规律。     

Homotopy Perturbation Method for Time-Fractional Shock Wave Equation

A scheme is developed to study numerical solution of the time-fractional shock wave equation and wave equation under initial conditions by the homotopy perturbation method (HPM). The fractional derivatives are taken in the Caputo sense. The solutions are given in the form of series with easily computable terms. Numerical results are illustrated through the graph.     

高超声速飞行器的滑模边界层模糊自适应控制方法研究

针对高超声速飞行器飞行过程中存在的高度非线性、强耦合、参数不确定性等问题提出了一种基于滑模边界层模糊自适应的控制方法;首先将纵向模型进行精确线性化,通过引入一个滑模边界层可调参数,在边界层外施加基于正切趋近律的准滑模控制律;在边界层内,去掉准滑模控制律,采用饱和函数法设计的控制律;边界层参数用模糊逻辑系统进行在线调节,从而消除了系统处于准滑动模态时的高频抖振;仿真结果表明:该方法在保证控制系统具有良好跟踪性能的同时,具有削弱抖振的能力和强鲁棒性。     

高超声速飞行目标尾焰红外辐射测量

为了研究超高声速飞行器发动机尾焰喷射高温高速气流的辐射特性,对尾焰成分CO₂及H₂O分子在4.3和2.7 μm大气窗口红外辐射波段进行了测量.利用高温燃气激波风洞模拟产生超高声速飞行器尾焰喷流,喷流速度M=5.5.实验中选用单元型InSb红外探测器,并利用黑体进行原位定标.测量距离为0.7 m,采用单透镜成像加光阑的方法收集光信号.实验中分别沿喷流方向喷流垂直方向进行了多点测量,通过定标结果反演得到尾焰在4.3和2.7 μm分别沿喷流方向和喷流垂直方向的光谱辐亮度和波段辐亮度分布,测量结果表明4.3 μm辐射强度及稳定性均高于2.7 μm.      

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.      

一种便携式冲击波超压测试系统

针对现在军用和民用对爆破的测量需求,提出了一种基于现场可编程逻辑门阵列FPGA和ICP传感器的便携式冲击波超压测试系统。测试系统主要以FPGA为主控芯片,采用ICP压电传感器,包含信号放大调理电路,AD转换电路,存储器模块以及工作状态显示电路。系统具有光触发、节点互触发和多节点同步触发等多种触发方式,连续重触发功能,以及多次采集时FLASH分块存储功能。系统上位机是以VC++为开发工具设计的软件,用于对数据进行分析、处理和显示。实验结果表明系统工作可靠,操作简便,能够实现对爆破冲击波超压的测试。     

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.      

eN方法用于高超声速圆锥边界层转捩预测的可靠性

eN方法基于扰动在边界层中线性演化过程中的幅值增长程度来预测转捩。以来流Mach数为6、不同壁面温度条件下不同钝度圆锥为研究对象,结合直接数值模拟和抛物化稳定性方程,从eN方法是否能够准确描述扰动在上述边界层中线性增长的角度,分析了该方法预测转捩的可靠性。研究结果表明,在小钝度或高壁面温度情况下,扰动在向下游的演化过程中从第1模态转变为第2模态,基于线性稳定性理论的eN方法变得不再可靠。壁面温度相同,头部钝度越大,eN方法越可靠;同等钝度下,壁面温度越低,eN方法越可靠。由于存在模态转换时,线性稳定性理论总是低估扰动的增长,因而对于给定的转捩判据N_T（可由某一工况实验标定给出）,若钝度减小或壁面温度增加到一定程度,eN方法给出的转捩位置比实际情况更靠后。重新标定转捩判据时,钝度越小,壁面温度越高,N_T的修正程度就越大。      

水下爆炸冲击波数值仿真研究

由于在水下爆炸冲击波的数值仿真研究中,水的状态方程、人工黏性系数和网格尺寸对数值计算结果影响很大,采用常规TNT炸药的水下爆炸为例,以冲击波的峰值压力和比冲量为衡量指标,研究了这3个主要影响因素对数值仿真结果的影响。首先,通过采用常用的5种水的状态方程进行系列仿真,给出了各种状态方程的适用范围;其次,讨论了人工黏性系数对计算结果的影响,并给出了一次与二次人工黏性系数的建议取值范围;最后,通过对不同炸药当量及不同网格尺寸开展系列运算,从而得到不同炸药当量在满足工程计算精度要求下所对应的建议网格尺寸,并得到了不同炸药当量所对应的建议网格尺寸的表达式。     

基于LabVIEW图像法车牌智能识别系统

车辆牌照自动识别是实现交通管理智能化的重要环节,设计中利用图像采集卡对经过的车辆车牌进行图像采集并传送至计算机,采用美国NI公司LabVIEW软件,实现图像预处理、图像去噪以及图像增强等功能;然后根据车牌颜色特征对其准确定位,采用阈值法分割车牌字符;最后由OCR函数来识别字符,识别结果保存至相应数据中,可以进行相应的违章、违规智能交通管理,经实验该系统成功实现车牌识别识别率达99%。     

Modeling and Simulation of Gruneisen Parameter for a Shock Wave

Russian Physics Journal - The paper presents modeling and simulation of the Gruneisen parameter depending on the volume and temperature using the principal Hugoniot, isentropes and the Gruneisen...