逆向射流对高超声速升力体构型的减阻特性研究

在高超声速飞行过程中,飞行器往往会面临巨大的阻力,严重限制了其飞行性能,并增加了飞行器表面的热负荷和材料应力。针对这一问题,通过数值模拟系统地分析了射流孔数量、位置和攻角对升力体减阻性能的影响。研究结果表明,随着射流孔数量的增加,整体减阻率显著提高,有效降低了升力体头部的高压区域,但也导致四周流场的不稳定性增强。射流孔位置对激波脱体距离和“气膜”厚度具有重要影响。此外,增大攻角会导致整体减阻率下降,但对局部减阻率影响较小,同时会增加上下壁面之间的压差。进一步比较研究发现,在20 km和55 km高空条件下,这3种因素对减阻性能的影响规律保持一致。研究结果为设计高效减阻方案提供了重要参考。

高速平板边界层中定常条带的前缘感受性

来流湍流度较高时,自由流涡波可在边界层内激发流向条带结构,并引起边界层的旁路(bypass)转捩。本文采用调和线性化Navier-Stokes方程(harmonic linearized Navier-Stokes,HLNS)方法模拟平板边界层条带对自由流涡波的前缘感受性,并通过直接数值模拟验证了HLNS方法的可靠性。针对马赫数4.8的高速平板边界层,分析了零频涡波激发定常条带的前缘感受性过程及定常条带的演化规律。研究结果表明,边界层外的自由流涡扰动对边界层条带的发展存在持续的激励作用;对于固定展向波数的自由流涡波,法向波数为0时激发的条带幅值最大;自由流涡波的法向波数在小于临界角度时仅影响条带的幅值,而不影响条带扰动的形函数剖面。随着当地雷诺数的增加,条带的幅值演化和形函数剖面呈现出很好的相似性;当地无量纲展向波数β=0.18时,归一化幅值最大。

高燃压中型运载火箭发射地面低高度排导技术

综合高燃压中型运载火箭高密度发射燃气流地面排导需求及烧蚀风险分析,提出基于地面双面导流装置与高位挡流墙结合的地面低高度排导技术方案。利用火箭发射燃气动力学研究总结的燃气流膨胀特性以及导流型面设计方法,解决了地面低高度排导技术涉及的地面导流装置导流型面气动设计以及尺度控制两个关键问题。地面低高度排导技术方案设计与燃气流场瞬态仿真多轮叠代,实现了燃气流排导烧蚀范围合理控制,避免了燃气流低高度排导烧蚀反溅影响箭体。地面低高度排导技术采用专利支撑的喷水冷却防护方案实现高燃压中型运载火箭发射燃气流强烧蚀环境发射系统、发射设施综合防护。基于喷流缩比试验相似性控制方法研制了1∶10比例喷流缩比试验系统,通过喷流缩比试验验证确认高燃压中型运载火箭发射燃气流能够实现地面低高度安全、顺畅排导,同时与发射台、导流装置结构融合的阵列喷水方案能够行之有效解决高燃压中型运载火箭地面低高度排导强烧蚀难题。

一种贝叶斯网络的卫星姿态系统故障诊断方法

姿态控制系统是卫星系统中重要的组成部分,由于其高昂的造价,发生故障会引发恶劣的影响。随着航天科技的发展,卫星姿态控制系统也逐渐复杂,其可能发生故障的概率也随之增大。针对传统神经网络故障诊断结果缺少置信度、鲁棒性较差以及易发生过拟合的缺点,在对贝叶斯统计和深度学习理论研究的基础上,提出了一种基于贝叶斯线性层与贝叶斯卷积层的Bayesian Le Net结合的网络模型。通过对卫星姿态控制系统飞轮部件的故障数据分析和处理,进而采用该模型对故障仿真,并与贝叶斯全连接神经网络与传统Le Net进行对比,实验结果表明:在飞轮可能发生的三种故障前提下,上述网络模型准确率较高,过拟合现象较轻。验证了上述网络模型的有效性。

压力影响硅基防热材料界面多相催化的微观机理研究

反应分子动力学模拟是阐明高温壁面效应微观致热机理、深化高速飞行器非平衡气动热认知的重要途径之一,然而通过人为增加压力实现计算效率提升的微观模拟,往往会导致反应路径和速率系数差异,进而影响气动热,造成机理认知偏差。采用基于ReaxFF力场的分子动力学方法,以离解氧原子在硅基防热材料表面的催化复合反应体系为对象,计算分析了不同气相压力条件下的基元反应速率、表面覆盖率和复合系数,用于获得基元反应速率常数与压力的量化关系,明确通过增压提高计算效率的上限范围。结果表明,增压可导致主导反应路径从吸附相间作用至气相-吸附相作用的转变,且使基元反应速率常数-压力的关系偏离实验/飞行条件下的规律。在1200 K条件下、单原子碰撞的压力范围内,各基元反应步骤的速率常数均随压力的降低而下降。其中,ER1~ER3复合反应的速率常数随压力呈近似线性变化,速率常数分别与压力的1.10179、1.01686和0.91654次方呈线性关系;LH1~LH3复合反应的速率常数与压力呈对数关系,且对数前因子显著小于非单原子碰撞区;热解附反应的速率常数与压力呈指数关系。根据气相压力影响催化反应机制的微观机理,以基元反应速率常数-压力关系可以稳定解析为判据,提出了人为增加压力的约束上限条件:以体系高度为特征长度的努森数应大于102量级,以保证气固单原子碰撞。相关研究为气固界面反应的分子模拟方法和防热材料微观催化数据的累积提供了支撑。

反无人机网捕发射参数误差可行域分析

针对“低、慢、小”无人机网捕任务存在发射误差问题,基于弹簧质点法和Hertz碰撞理论建立了地面环境下绳网的展开碰撞动力学模型。提出理想工况和非理想工况绳网成功抓捕的判据,通过大量数值仿真分析绳网在给定发射距离、发射角度下牵引体的发射速度误差和发射时间误差可行域;并采用一种带有激光测速机构的绳网地面发射装置验证本文模型的正确性。仿真和地面试验结果表明,在给定发射距离、发射角度下,发射速度和发射时间存在一定误差时绳网仍具有较高的抓捕容错率;仿真结果和试验展开过程基本吻合,验证了所建立的动力学模型的可靠性,对实际抓捕任务具有现实指导意义。

基于双平台协同观测的空间目标精密定轨技术研究

针对单星观测平台在仅测角条件下对空间目标进行定轨的不适定,导致定轨精度较低的问题,为提升定轨精度,设计了一种基于双平台协同观测的空间目标定轨方法。首先,通过将双平台观测视为双目观测系统,并利用三角测量原理实现目标空间位置解算;然后,将解算的目标位置与测角信息联合输入至无迹卡尔曼滤波算法;最后,通过目标状态预测、观测预测、无迹变换和状态更新等步骤实现目标轨道确定。仿真实验结果表明:所提方法能够在18 min内实现目标轨道参数精确反演,目标平均定位误差小于150 m。

基于调和线性化Navier-Stokes方程的局部感受性

高超声速边界层中Mack模态的感受性决定了触发转捩的扰动的初始幅值,因而考虑感受性是构建合理的转捩预测方法的前提。壁面粗糙元与来流声波作用从而激发Mack模态是典型的局部感受性过程,对该过程的描述方法大致包括大雷诺数渐近理论、有限雷诺数理论和直接数值模拟。由于需要做小粗糙元线性假设,所以前两种方法无法有效预测有限高度粗糙元工况,而第三种方法则由于计算量庞大而无法进行参数化研究。本文发展了一套基于调和线性化Navier-Stokes方程的局部感受性高效算法,并针对马赫数5.92的高超声速平板边界层系统地研究了小尺度及有限高度粗糙元与声波引起的Mack模态感受性。结果表明,快声波诱导Mack模态的局部感受性显著强于慢声波。对于有限高度粗糙元,快声波的局部感受性在较大声波参数范围内随粗糙元高度增加而超线性增强。

高超声速火箭橇气动特性优化与风洞试验

为研究如何在不额外增加稳定装置的基础上提高超声速条件下火箭橇的在轨运行稳定性,基于数值分析方法开展了高超声速火箭橇气动特性优化设计,并通过风洞试验对优化后的橇体进行了不同工况下的气动特性研究。建立了基于SST湍流模型、N-S控制方程的火箭橇气动特性数值分析方法,通过经典双椭球模型对计算方法的准确性进行验证。基于气动特性数值分析方法开展橇体气动外形设计,对整流板俯仰角、侧偏角以及前、后滑靴的位置进行优化。通过风洞试验对优化后的橇体进行不同工况下的气动特性研究,分析马赫数、雷诺数以及轨道和地面效应的影响。研究结果表明:火箭橇高超声速气动特性数值分析方法的精度约为86.94%,可以用来模拟火箭橇在高超声速流场中的气动特性;在Ma=5时,优化后的模型相较于优化前的模型,气动阻力减小了约23.57%,气动升力减小了约38.49%;随着马赫数的增加,橇体阻力系数呈下降趋势,当Ma从4增加到6,橇体的阻力系数下降约19.98%;橇体升力系数与俯仰力矩系数均随着雷诺数的增大而增加,Ma=5,当雷诺数从1.80×10^(7)变化到3.60×10^(7)时,橇体的阻力系数与俯仰力矩系数分别增加约8.95%和13.09%;轨道和地面会导致橇体阻力系数、升力系数和俯仰力矩系数同时增加,其中俯仰力矩系数的变化最为显著,3组对比试验的俯仰力矩系数平均增量约为992%。该研究可为高超声速火箭橇设计提供数据支撑,具有一定的工程应用价值。

升力体缝隙模型红外测热试验及分析

针对升力体缝隙模型在中国空气动力研究与发展中心的Φ0.3 m高超声速低密度风洞中开展了红外测热试验,试验马赫数12、总温668 K、总压4.731 MPa、攻角0°和35°,获取了模型的红外热图结果,并开展了相应的数值仿真分析。在此基础上,研究了选取不同帧次的红外热图进行数据处理对热流密度结果的影响,分析了缝隙干扰引起的热流密度增量。结果表明:投放后模型抖动对数据处理存在明显影响,建议在数据处理中采用模型投放稳定后(约1.2 s)的红外热图结果;“T”字型缝干扰区的热流密度增量需要引起重视,攻角35°情况下的峰值热流密度能达到无缝隙时热流密度的8倍以上;红外测热试验数据与CFD数据吻合较好,两者仅在很小的峰值干扰区域存在差异。下一步需要在CFD建模倒角处理、红外方案优化等方面开展工作。

嫦娥五号发动机降落羽流扬尘特性研究

在月球探测器着陆过程中,发动机羽流与月面相互作用后溅起的月尘是月面环境危害的主要来源。本文以嫦娥五号任务测试数据作为仿真入口条件,采用计算流体动力学(CFD)两阶段法建立了嫦娥五号任务中使用的喷管1∶1模型和真空羽流扩散侵蚀模型,研究了喷管在不同降落高度下的侵蚀速率,并计算了发动机距离月面高度为0.5~2.0 m范围时月尘颗粒的运动轨迹、扬尘角和速度特性。结果表明,基于剪切应力得到的最大侵蚀速率为8.83 kg/m^(2)s,随着高度增加,侵蚀速率降低,与嫦娥五号降落相机相同高度下的分析结果一致。粒径为1、70ìm的月尘颗粒最大扬尘高度分别为0.72、0.36 m,最大速度分别为2520、1010 m/s。不同粒径月尘的扬尘角范围为1.44°~2.27°,计算的扬尘角与Apollo探月任务中的结果相近。

深度学习在边界层流动稳定性分析中的应用

基于线性稳定性理论(linear stability theory,LST)的e^(N)方法是边界层转捩预测中比较可靠的方法之一。为了将传统LST特征值问题的求解过程大幅度简化和自动化,使用卷积神经网络(convolutional neural network,CNN)在边界层相似性解的LST分析样本集上进行训练,针对流向和横流不稳定性,分别在自然层流翼型和无限展长后掠翼上预测扰动的当地增长率、N因子和转捩位置,结果与标准LST一致性良好;验证了CNN可以将边界层剖面速度型导数信息编码为满足伽利略不变性的标量特征,在翼型边界层中起到了表征压力梯度的作用,在后掠翼边界层中起到了表征横流强度的作用;在CNN对LST特征值预测的基础上,以LST控制方程、边界条件和平凡解惩罚项构造总损失函数来训练内嵌物理信息神经网络(physics-informed neural network,PINN),实现了在不依赖样本的情况下对LST特征函数的准确预测,结果表明PINN可以为LST的特征函数问题提供有效的建模方法。

一种多飞行器协同的GNC系统飞行模拟平台设计

空间站在轨组装和长期运营阶段涉及到多飞行器独立飞行、飞行器间交会对接、多飞行器组合体融合控制、多飞行器分离过程控制和飞行器返回再入等复杂飞行任务,完整、真实的飞行模拟是必需且至关重要的.基于时间同步、实时数据交换的分布式一体化仿真架构,设计了一种多飞行器协同的通用半物理制导、导航与控制(guidance,navigation and control,GNC)系统飞行模拟平台,可很好地满足复杂系统的飞行模拟需要.平台由若干灵活、可扩展的通用模拟器构成,单个模拟器通过配置可以实现任一飞行器的功能,能够独立对指定飞行器的全任务过程进行仿真.平台通过靶场仪器组B时间码(inter-range instramentation group-B,IRIG-B)信号进行时间同步,利用1553B总线完成动力学仿真数据实时交换,并在多模拟器之间通过协调机制实现热并网后进行协同仿真.该模拟平台成功应用于空间站飞行控制演练.

充气式返回舱化学非平衡仿真分析

采用空气五组分模型对充气式返回舱的气动特性进行了化学非平衡数值模拟研究,考察了返回舱外形变化对流场温度和压力的分布以及壁面热流密度和压强的影响,分析了流场中组分分布情况。研究结果表明,外形变化在总体上对返回舱流场特性影响较小,会使舱体壁面处的热流密度有所增加;对流场组分分布的研究发现,由于N 2比O 2更难解离,在整个流场中N的摩尔分数远低于O的摩尔分数;在目前的计算条件下,沿轴线和壁面的氮氧比与来流基本保持一致。仿真结果在总体上与实验结果符合较好,验证了仿真模型的可靠性。

含剪力销的螺栓法兰双连接箭体位移峰值分析

含剪力销的单连接面螺栓法兰结构动力学响应受剪力销倾角显著影响,而实际箭体结构多采用双连接面三舱段形式。因此,将单连接面螺栓法兰结构动力学简化模型进行推广,建立双连接面的三舱段箭体结构简化动力学方程,并研究结构横纵耦合振动问题。通过将接触非线性转化为剪力销影响下的拉压不同刚度结构问题,建立六自由度的双连接箭体简化动力学模型,通过动力学仿真分析找出剪力销倾角对冲击载荷作用下双连接箭体结构位移峰值响应的影响趋势。

航天器中润滑球轴承疲劳寿命数值仿真

航天器通常处于加速度变化、振动、冲击以及温度梯度等极端条件,因此,固体润滑球轴承的疲劳寿命受到多种因素影响,对其数值模拟具有复杂性和高难度性。为此,提出航天器机构固体润滑球轴承疲劳寿命数值模拟方法。确定轴承类型以及相关结构参数、详细计算轴承的应力、屈服应力以及应变率等变量值,构建轴承的有限元模型;设定不同实验条件,对轴承疲劳寿命数值仿真测试,获取轴承的疲劳损伤规律。分析结果表明,航天器机构固体润滑球轴承疲劳寿命数值与轴承载荷、应力值、转速以及摩擦系数、轴承自身尺寸等因素相关;轴承会随着载荷、应力值、转速以及摩擦力的增加而缩短自身疲劳寿命,与此同时,轴承会随着尺寸的增加而提升自身的疲劳寿命值。

高超声速飞行器减阻杆-双盘-槽道组合构型减阻防热特性研究

针对高超声速飞行器减阻防热问题,提出了一种减阻杆头部开槽进气、中部侧向排气的减阻杆-双盘-槽道组合构型。在飞行高度30 km、来流马赫数6条件下,基于SST k-ω湍流模型,采用有限体积法求解了二维轴对称雷诺平均N-S方程,对组合构型的流场进行了数值模拟,并分析了其减阻防热特性。相比减阻杆-单盘构型,减阻杆-双盘构型减阻防热效果更好,而减阻杆-双盘-槽道构型可以进一步提高减阻防热效果。进行了组合构型的影响因素分析,数值仿真结果表明,在研究参数范围内,侧向排气孔靠近两个气动盘中间位置、第二个气动盘直径较大的构型减阻防热总体效果较好。相比减阻杆-单盘构型,较优构型的总阻力系数降低了24.70%,钝体壁面斯坦顿数峰值降低了53.63%。

壁面渗透气膜工质对圆锥高超声速边界层稳定性的影响

壁面渗透气膜是一种有应用前景的高超声速边界层转捩控制和减阻降热方式.在马赫数6高超声速静音风洞内,使用纳米粒子示踪的平面激光散射(nano-tracer planar laser scattering,NPLS)技术和高频脉动压力测试技术,研究了壁面渗透气膜工质(氦气、空气和二氧化碳)在相同体积流量条件下对圆锥高超声速边界层的影响.实验结果表明,壁面渗透气膜显著增厚了边界层,最厚位置都出现在渗透区域下游边界处,且氦气气膜时边界层最薄,二氧化碳气膜时最厚.通常,空气气膜和二氧化碳气膜使得边界层内提前出现规则的绳状交织的第二模态波结构,但体积流量较大条件下二氧化碳气膜时,扰动波结构类似剪切层不稳定性.氦气气膜时,扰动波结构不是第二模态波,其形状不规则,随时空变化较大,壁面脉动压力功率谱密度没有出现峰值频率.空气气膜时第二模态波波长大约是边界层厚度的2—3倍,而二氧化碳气膜时增大到3倍以上.二氧化碳气膜时第二模态波峰值频率最小,频带范围最窄,波长最长,幅值最大,扰动波传播距离较远且非线性相互作用较强.

高超声速条件下凸曲率壁面混合层的流动演化

随着高超声速飞行器的不断更新换代,对成像窗口提出了新的设计要求,即共形窗口以提高气动特性,这要求在超声速气膜和光学窗口需要与飞行器机身保持相同的曲率外形.在马赫数Ma=6高超声速静风洞中开展了凸曲率壁面(CV)混合层稳定性研究.采用基于纳米粒子的平面激光散射技术捕获到混合层流场结构,结合分形维数对混合层失稳规律进行研究.使用数值模拟技术得到了压力、压缩冲量(I_(p))沿流向演化结果.结果表明:随着来流总压(P_(0))的增大,静压比(RSP)减小,混合层失稳位置延迟,典型涡结构移动速度增大.CV壁面由于顺压梯度的存在使得压力沿流向下降,沿壁面切向的超声速气膜处于工作状态时,可以提升壁面压力,随着P_0增大,RSP随之降低,提升效果下降;流动受到CV的膨胀效应影响,Ip沿流向下降,超声速气膜可以削弱CV上的膨胀效应从而抑制Ip的下降;压缩冲量的变化率△I_(p)受P_(0)影响显著,在弯曲冲量|I_Φ|=0.191—3.624内,当P_(0)=0.5 MPa,△I_(p)从178.67%降至12.02%;当P_(0)=1.0 MPa,△I_(p)从40.38%降至5.64%.△I_(p)随|I_Φ|增大而降低,随着P_(0)增大,降低幅度减小.结果揭示凸曲率影响下的高超声速混合层流动演化规律,对高超声速飞行器实现气动减阻与防热特性的外形设计提供一定参考.

基于现代试验设计的风洞天平校准方法

风洞天平的校准精度直接决定了风洞试验的气动载荷测量精度,为了提升天平校准的质量和效率,以BCS-100天平校准系统为研究对象,基于现代试验设计方法(modern design of experiments,MDOE)开展了风洞天平校准研究。针对单因子变量法(one factor at a time,OFAT)天平校准中存在系统误差与响应量耦合的问题,采用MDOE的随机、重复和分块策略控制校准的系统误差,并选定响应面理论的中心复合设计方法生成校准矩阵。校准矩阵共计86个样本点,包括64个分级因子点、12个轴向因子点和10个中心因子点,其中所有样本点的加载顺序做随机化处理,并作为一个样本块在短时间内集中完成加载,中心因子点则用于满足重复原则。最后开展了OFAT和MDOE的对比校准,拟合载荷的残差正态概率分布显示MDOE校准中横侧向分量的样本点独立性更强,样本点残差最高可降低84%;检验载荷显示MDOE和OFAT两种方法中天平所有分量的综合加载重复性持平,MDOE校准中横侧向分量的综合加载误差最高可降低54%。研究表明MDOE能够有效降低校准的系统误差,提升横侧向小量的预测能力。