中国空气动力研究与发展中心的空间碎片超高速撞击试验研究进展

介绍空间碎片超高速碰撞试验方面的研究进展,主要包括:试验能力、在航天器部件和防护结构方面的超高速碰撞试验等。在试验能力方面,发展了8序列激光阴影照相技术,为瞬态撞击过程监测提供了有效手段;在超高速碰撞试验研究方面,开展了温度对Whipple防护屏弹道极限的影响研究、铝合金板的超高速撞击碎片云特性研究,以及舷窗玻璃、压力容器、舱外航天服、模拟电子设备等的超高速碰撞试验,获得了相关试验件的撞击特性。

直流放电控制高速带斜坡锥体气动力的有效性研究

基于直流放电激波重构气动力控制原理,开展了带斜坡锥体模型的高速(Ma=6)气动力控制风洞试验,采用光纤天平技术,考察了模型在两种放电功率(284 W和517 W)下的气动力/力矩变化情况,并采用纹影成像研究了放电对流动拓扑的影响。纹影图像揭示了由于放电热阻塞和马赫数降低引起的波系重构现象,表现为放电诱导压缩波和再附激波弱化、角度减小。天平信号验证了放电使得模型的轴向力、法向力和俯仰力矩减小,放电功率较大时控制效果明显。通过求解带功率密度源项的Navier-Stokes方程模拟放电的加热效应,数值研究了模型气动力随功率密度的变化规律及加热位置对控制能力的影响。研究表明:模型气动力变化率与功率密度呈正相关;当以激励器的上游位置为参考点时,俯仰力矩变化显著;当加热位置靠近斜坡时,控制能力降低。

跨流域空气动力学模拟方法与返回舱再入气动研究

针对回收类航天器(返回舱)再入过程所遇跨流域多尺度非平衡绕流问题,综述基于Boltzmann方程碰撞积分物理分析与可计算建模,构造考虑完全气体、转动非平衡、含振动能激发热力学非平衡效应各流域统一Boltzmann模型方程,及由此建立返回舱再入气动力热绕流问题气体动理论统一算法研究进展与算法检验。作为方法间验证结合,进一步简述了融合再入热化学稀薄气体电离非平衡流动DSMC方法、近连续过渡流区N-S/DSMC耦合算法、经滑移边界修正的N-S方程解算器、低密度风洞实验测试等多种空气动力学模拟手段,建立求解Boltzmann模型方程气体动理论统一算法(GKUA)、DSMC、N-S/DSMC、滑移N-S解算器、低密度风洞实验验证补充,适于返回舱再入从外层空间自由分子流到近地面连续流跨流域空气动力学一体化模拟平台。将此平台用于再入H=110～30km各流域球体、高超声速尖前缘中空柱裙、返回式卫星球锥体、飞船返回舱稀薄过渡流以至近连续流区气动力/热与姿态配平绕流问题计算与实验分析比较,证实统一算法在高稀薄流区,与DSMC吻合很好;在连续流区,与(滑移)N-S解算器相一致;在中间过渡带,与N-S/DSMC耦合算法相容;具有全飞行流域很好的计算一致收敛性。简述了跨流域空气动力学几种模拟手段的适应性特点与展望,揭示了返回舱再入跨流域复杂高超声速流动变化规律。

求解Boltzmann模型方程高性能并行算法在航天跨流域空气动力学应用研究

对Boltzmann方程碰撞积分物理分析与可计算建模,得到适于描述航天再入从外层空间到近地面各流域统一Boltzmann模型方程,提出求解Boltzmann模型方程统一算法高性能并行计算数学模型.发展离散速度空间区域分解大规模并行计算技术,分析统一算法变量依赖关系,建立可扩展并行计算方案;研究数据并行分布与并行执行特征,开展大规模并行化程序设计,并在小、中、大规模256-512、4096-20 625CPU及异构计算机500-45 000、3125-112 500进程并行算法测试,建立稳定运行于国产千万亿次超级计算机高性能可扩展大规模并行算法与航天器再入跨流域复杂气动力/热绕流问题并行化软件应用平台.通过对稀薄流到连续流再入飞行不同高度可回收返回式卫星飞行器、近空间大尺度机动飞行器跨流域绕流环境不同粒度高性能计算与验证,揭示大尺度复杂结构飞行器跨流区飞行稀薄过渡流区热流系数比连续、近连续流区热流系数随物面变化剧烈得多、大得多,发现该类飞行器后端面热流最大值发生在水平舵外侧拐角处,达驻点热流六分之一量级,提供了一个可靠求解航天器再入各流域高超声速绕流问题统一算法高性能并行计算应用研究方向.

应用于超高速流场电子密度分布测量的七通道微波干涉仪测量系统

高超声速飞行器在临近空间飞行时,由于飞行器与空气剧烈的相互作用,形成包含等离子体鞘套和尾迹的等离子体流场,研究其电子密度分布特性对高超声速飞行器的目标识别、测控通信等具有重要意义.地面模拟实验测量是研究等离子体包覆高超声速飞行器电磁散射特性的有效方法之一,为满足地面模拟实验瞬态等离子体流场电子密度分布的测量需求,本文提出了一种Ka波段七通道微波干涉仪测量系统研制方案.该系统采用单发七收的方式,利用单曲面透镜将波导开口天线辐射的电磁波转化为近似平面波,将7个平行且非对称排列的开口波导作为接收通道天线,缩减了接收天线的尺寸以及天线之间的距离,提高了测量的空间分辨率.基于七通道微波干涉仪测量系统在弹道靶和激波管设备开展了动态实验,测量了超高速流场电子密度二维分布,结果表明该系统具备瞬时大动态范围信号的接收能力,幅度线性动态范围优于65 dB,相位动态范围180°,响应时间优于1μs;所测量的超高速流场等离子体电子密度二维分布,能够较好地反映弹道靶设备与激波管设备产生的瞬态等离子体细节变化,电子密度测量动态范围为(10^(10)-10^(13))cm^(-3)量级,电子密度测量误差不超过0.5个数量级,径向空间分辨率优于15 mm.

高超声速飞行器跨流域气动力/热预测技术研究

分析了跨流域流动特点、工程背景需求、国内外研究现状,针对高超声速飞行器跨流域气动力/热预测存在的主要问题,从粘性干扰参数与克努森数搭接的跨流域模拟准则、微量天平结构优化及测力技术、红外大面积中低量值热流测量技术、流场显示与测量技术和N-S/DSMC自适应紧耦合数值模拟方法等方面,总结了近年来取得的研究进展,并讨论了下一步研究方向。

升力体飞行器尾喷流模拟气动力试验方法研究

尾喷流对升力体高超声速飞行器的气动特性影响显著,风洞喷流模拟测力试验是研究升力体飞行器尾喷流干扰效应的重要手段。在尾喷流模拟气动力试验中,选取恰当的喷流模拟参数,以及克服喷流供气管路对天平测力的干扰以提高测量精准度,是需要解决的关键技术。在CARDC的Ф1米高超声速风洞中,研究了采用冷喷流模拟、飞行器整体模型测力的升力体飞行器尾喷流模拟测力试验方法。通过优化模型结构设计、选用小干扰的喷管分断缝隙密封措施,解决了带尾喷流模拟条件下的升力体飞行器气动力精确测量问题,提高了带喷流气动力试验数据精度,接近常规气动力试验的水平。

吸气式飞行器高超声速风洞气动力试验技术研究进展

机体/推进一体化吸气式飞行器结构布局形式特殊,为精确获得其气动力特性风洞试验数据,必须发展可靠的风洞试验技术。针对一体化高超声速飞行器气动力风洞试验需求,在中国空气动力研究与发展中心的高超声速风洞上发展了吸气式飞行器通气模型测力试验技术、尾喷流模拟测力试验技术、铰链力矩测量试验技术、通气模型动导数测量试验技术和飞行器表面摩阻测量试验技术,为获得可靠的机体/推进一体化吸气式飞行器高超声速风洞气动力特性数据提供技术支撑。

激波风洞重模型气动力试验研究(英文)

在激波风洞上进行气动力试验时,风洞启动时巨大的冲击载荷使模型-天平受到充分的激励,从而形成惯性干扰力,并与真实气动力混杂在一起,甚至完全覆盖气动力,降低了试验精准度,使得试验模型的质量受到极大的限制。本文介绍了CARDC-dia.2米激波风洞进行大、重模型的压电天平气动力试验研究情况,包括天平设计、天平校准、惯性补偿和风洞试验等几个方面。研究结果表明:气动力试验模型质量可从过去的500g增加到8kg,模型长度可达1m。从而提高了激波风洞测力试验能力,能满足高超声速飞行器试验的需求。

高超声速风洞流场非均匀性对气动力试验影响研究

高超声速风洞流场非均匀性是气动力试验误差的主要来源,但其具体影响程度还不能量化。以升力体飞行器模型和通气模型为研究对象,分别在CARDCΦ1m和Φ2m高超声速风洞中开展了“多位置试验”研究,得到了高超声速风洞流场非均匀性和常规气动力试验数据的影响关系,并对风洞试验数据重复性、初始不确定度、两座风洞试验差异等数据进行了对比分析。试验结果表明:高超声速风洞流场的非均匀性对飞行器气动力(特别是力矩特性)试验结果有显著影响,这种影响量已远超过常规的风洞重复性试验误差,甚至大于在AIAA-S071A-1999标准上建立的不确定度评估方法所获取的“不确定度”;选取流场马赫数偏差较小区域开展风洞试验可有效减小由流场非均匀性引起的气动力试验结果偏差。

大型航天器再入解体气动力热特性模拟的直接模拟蒙特卡洛方法研究

为模拟大型航天器离轨再入近连续过渡流区高超声速气动力/热绕流特征,构建了基于直接模拟蒙特卡洛法碰撞限制器技术的混合方法,发展了基于密度梯度的动态自适应混合网格处理技术与变时间步长计算方案。利用当地流动梯度的克努森数作为判断连续流失效的参数,将流场划分为不同区域,在连续流区采用碰撞限制器以及大网格尺度和大时间步长,在流场的大梯度区域——包括激波和壁面边界层区域——采用基于当地密度梯度的动态自适应碰撞网格和取样网格处理技术。为保证整个流场范围每个碰撞网格内的模拟粒子数分布更加均匀,采用变时间步长计算方案,并固定当地时间步长与粒子权重的比值,避免了因分子穿越网格界面产生的复制或消失。通过计算类天宫飞行器低密度风洞试验状态的气动力系数,并与试验数据对比,验证了上述算法的高精度模拟能力与可靠性。同时模拟分析了带太阳电池帆板的类天宫飞行器再入85 km高超声速复杂气动力热,及头部对接台与板舱非规则物形绕流所致激波/边界层干扰、流动分离与强气动力热致太阳电池帆板毁坏发生首次解体机制。

高速动能弹撞击装甲结构引起的螺栓连接失效及部件过载损伤研究

目的 验证和揭示高速动能弹对装甲结构的损伤机理。方法 聚焦高速动能弹打击装甲目标时,弹道冲击造成的靶标结构连接失效及部件过载损伤这2种损伤效应,以典型螺栓连接为研究对象,采用高速球形弹丸撞击螺栓连接结构的小尺寸试验对数值模拟方法和材料模型参数进行校验。在此基础上,采用数值模拟和冲击响应谱分析方法对高速动能弹打击全尺寸坦克进行模拟分析,获得撞击过程螺栓连接失效特征、主要影响因素及坦克典型位置部件的冲击加速度曲线和冲击响应谱曲线。结果 在小尺寸试验中,动能输入为0.042MJ时,螺栓连接未发生失效;但25.6MJ动能输入全尺寸坦克时,螺栓发生断裂而使连接失效。数值模拟结果揭示了螺栓发生断裂的主要原因。结论 输入动能大小、连接螺栓直径、模拟设备部件质量和撞击位置为螺栓是否断裂的主要影响因素。坦克某些位置的冲击响应谱曲线高于军用标准给出的临界曲线的下限甚至上限,表明这些位置的部件因高过载损伤导致失效的概率较高。

高焓流场球头外形气动热试验研究

再入地球大气层时,飞行器的再入速度极高,面临严重的气动加热问题。为了研究高焓流动导致的热化学非平衡现象,在高焓膨胀风洞FD-14X中开展了球头外形的热流测量试验以及CFD仿真模拟。FD-14X为中国空气动力研究与发展中心新建成的高焓膨胀风洞,速度模拟能力达到第二宇宙速度,总温模拟能力超过10000 K,能够产生总焓70 MJ/kg的试验气体。试验来流总焓16.9~63.5 MJ/kg,球头直径20~50 mm,流场采用自发光拍照,同时CFD仿真采用Park双温非平衡模型计算球头绕流流场。试验与仿真结果表明:来流总焓大于5 MJ/kg时,球头绕流场存在显著的热化学非平衡现象;304钢模型壁面在来流总焓小于20 MJ/kg时表现为非催化壁面特性,在来流总焓大于30 MJ/kg时表现为催化壁面特性;当球头表面镀氧化锆膜、来流总焓49.5 MJ/kg时,球头壁面表现为非催化壁面特性。

超高速风洞温敏漆膜基结构传热特性分析

磷光热图技术是实现超高速风洞流场下飞行器模型表面热环境测量的关键技术之一,但目前仍缺乏温敏漆(TSP)膜基结构传热特性及膜基材料适用性的系统研究。本文开展了不同材料厚度的TSP膜基结构在不同流场工况下内部传热特性的数值仿真分析。针对超高速脉冲式和暂冲式风洞,分别研究了流场作用时间、表面热流密度和TSP层厚变化对不同材料体系膜基结构内部热扩散深度及表面温升的影响规律。结果表明:TSP膜基结构内部热扩散深度主要与模型材料热扩散率和流场作用时间有关,受热流密度和TSP层厚的影响较小;表面温升主要随热流密度和TSP层厚变化,且均呈正相关趋势。研究成果可为磷光热图在风洞试验应用中定制化设计膜基结构材料和厚度提供理论支撑。

高速物体撞击过程理论研究

基于现有高速运动物体模型的研究现状,以分析高速物体撞击目标物这一过程为目的,建立了适用于撞击过程的地面坐标系、撞击物坐标系以及撞击物速度坐标系,并推演了相关坐标系之间的转换关系。以此为基础,基于撞击作用原理建立了撞击过程的理论模型。模拟计算了撞击物形状、撞击角度以及目标物厚度等条件的变化对撞击效果的影响。经理论计算得到了在撞击过程中,撞击角度越贴近正面,击穿效果越好,难度越小;目标物的厚度越大,击穿难度越高的结论。为高速物体击穿损伤过程的研究提供了理论依据。

类天宫飞行器轨道衰降过程空气动力特性一体化建模并行优化设计

针对天宫一号目标飞行器无控飞行轨道衰降数值预报需要快速确定轨道积分高精度计算模型中的空气动力,在发展基于修正Boettcher/Legge非对称桥函数的天宫一号空气动力特性当地化算法基础上,对当地化算法的运算流程及对应程序代码进行了整体分析,根据原程序热点代码集中、数据独立性强及传输需求少等特点,发展了多核处理单元的并行优化方法。引入CUDA架构的GPU设备同时,开展了系统、算法以及语句三个层次的并行优化,设计了GPU内存对齐访问方案,使用数据传输函数,将算法求解部分内循环经过展开与合并,整理为整体移植入核函数的一个循环,利用GPU较强的并行计算能力提升运算效率,对函数、循环、指令等代码语句进行级别优化。使用设计的并行计算方案对类天宫飞行器空气动力特性当地化串行算法程序进行CPU+GPU移植优化,达到了近5倍的并行加速比,且使单次求解中GPU数据传输时间缩减为原来的23%,证实了并行方案和优化设计手段的高效实用性。在类天宫飞行器空气动力特性GPU并行算法程序验证基础上,使用GPU并行程序对天宫飞行器轨道衰降飞行340~120 km过程的气动特性进行了不同迎角、侧滑角等飞行姿态计算分析,提供了大量可供轨道飞行力学数值预报的空气动力计算数据。

卫星超高速撞击解体碎片特性的试验研究

为了研究超高速撞击下卫星解体碎片的分布特性,在弹道靶上开展了三次模拟卫星的超高速撞击试验。发射铝合金钝锥弹丸以3.2km/s～4.2km/s的速度撞击模拟卫星,对解体碎片进行回收、测量和统计分析,结果表明:碎片累积数量与碎片特征尺寸/特征质量在对数坐标系中基本呈直线关系,且碎片尺寸分布和质量分布在形式上和规律上具有高度相似性。通过数据拟合得到了碎片尺寸和质量分布的具体函数形式,分析了碎片质量分布与尺寸分布之间的内在关系。将试验结果与NASA标准解体模型进行了比较,讨论了两者的差别及其原因。

活性Whipple结构超高速撞击防护性能实验研究

以二级轻气炮作为加载手段,针对以PTFE/Al活性材料为防护屏的Whipple防护结构,开展不同弹丸尺寸、不同碰撞速度的超高速撞击实验。利用激光阴影照相设备,获得并分析了碎片云特性;通过回收的防护结构靶板,研究了活性材料防护结构超高速撞击条件下的后板损伤特性;通过与经典Christiansen撞击极限方程对比,获得活性材料Whipple结构防护性能,并拟合得到新型防护结构的撞击极限曲线。结果表明,相较于同面密度铝合金材料,活性材料超高速撞击条件下的冲击起爆反应使得碎片云中具有侵彻能力的碎片大幅减少,从而显著提升航天器的防护能力,撞击速度为2.31 km/s时最大可提升45%。

碳纤维/环氧树脂复合材料3.0~6.5km/s超高速撞击成坑特性研究

为研究碳纤维/环氧树脂复合材料在超高速撞击下的成坑特性,利用二级轻气炮开展了直径为1.00~3.05 mm的铝球以3.0~6.5 km/s的速度正撞击尺寸为100 mm×100 mm×20 mm的碳纤维/环氧树脂复合材料靶板的实验,获得了碳纤维/环氧复合材料靶板的成坑形貌特征,并测量了坑深、成坑表面积、表面损伤面积等尺寸。结合文献数据分析了靶板的无量纲成坑深度p/d_(p)、无量纲坑径系数D_(h)/d_(p)、表面损伤面积等效直径D_(e)等随撞击速度、撞击能量的变化规律。结果表明:碳纤维/环氧树脂复合材料的无量纲成坑深度p/d_(p)和无量纲坑径系数D_(h)/d_(p)均与撞击速度呈2/3次幂关系;表面损伤面积等效直径D_(e)与弹丸撞击能量E呈幂函数关系;成坑深度大于成坑半径。

基于总温探针的高精度总焓测量方法优化研究

为提高中低焓来流的总焓测量精准度,以铱铑铱热电偶为测温元件研制了一种总温探针。基于流热耦合计算模型对该探针各部件尺寸参数进行了优化设计,使得总温探针的复温率不低于0.9;计算和试验结果表明铱铑铱热电偶结点温度会随着热电偶后端面温度和屏蔽罩温度的升高而缓慢升高,导致不同测量时间段下得到的总温值不同,因此必须规定测量时间段并进行溯源校准。为此,借助一种新设计的加热器弧室总温探针,将应用于电弧风洞超声速流场的总温探针向亚声速流场总温校准装置进行了溯源校准。在电弧风洞中开展了总焓测量验证试验,采用基于精度极限和偏差极限的不确定度评估方法,计算了总焓测量结果的不确定度。结果表明:所研制的总温探针具有较高的总焓测量精准度,就本文试验结果而言,其重复性精度约为3%,不确定度约为6.4%。