深空再入飞行器烧蚀粗糙表面高超声速转捩预测

深空再入飞行器为提高气动减速效率,一般采用大钝度迎风外形以及烧蚀降热型防热结构。而扁平的前体外形与气动加热烧蚀导致表面粗糙度急剧增加等因素,极易造成飞行器迎风面流动失稳,流动出现转捩甚至演化为湍流,使表面热流分布发生巨大变化,给飞行器安全带来极大挑战。国内以往对大钝头再入器微观形貌变化下高超声速边界层失稳机制和转捩模拟的研究开展很少。以大钝头防热罩与沙粒式分布粗糙元为研究对象,分别利用基于高超声速与粗糙元修正的γ-Reθ转捩模式和k-ω-γ转捩模式,分析了高超声速来流条件下分布粗糙元等效粗糙高度、来流Reynolds数、攻角以及化学非平衡基本流对大钝头迎风表面的间歇因子分布和边界层转捩位置以及热流分布的影响,研究了深空再入飞行器烧蚀粗糙表面的高超声速边界层转捩发展规律与气动热影响规律。

基于光场成像的多物理场测试技术研究进展

光场成像原理的发展为多物理场测试提供了新的思路与方向。光场相机基于光场成像原理,在主镜头与感光芯片之间增加了微透镜阵列,实现了对入射光线角度信息的捕获。研究人员发展了基于光场成像原理的多物理场测试技术。首先,介绍了光场粒子图像测速技术,使用光场相机拍摄复杂三维流场的粒子图像,随后采用一系列三维体校准、重构和互相关算法获得三维速度场。该技术在保证测量精度的同时实现对三维三分量速度场的捕获,并且能够有效减少相机数量和光学窗口的要求,实现对受限空间内部进行速度场测量。其次,介绍了将光场相机在形貌测量领域中的应用。光场相机通过单个相机、单次拍摄可以获取物体表面的三维点云信息,在极大程度上缩短测量时间的同时,简化成像设备,实现对叶片气膜孔的三维形貌测量。然后,将光场相机应用于温度测量领域,可以简化分光手段,从而完成测温系统的精简,实现单个传感器对光谱强度和角度信息的同时记录。最后,对光场多物理场测试技术进行了总结,并对基于内窥光场成像与超透镜的光场测试技术进行了展望。

翼型流动分离的EnKF非稳态数据同化

为了改善RANS模型对流动分离现象的预测性能,针对NACA0012翼型绕流,采用基于非稳态计算的集合Kalman滤波(ensemble Kalman filter,EnKF)数据同化方法,结合粒子图像测速(particle image velocimetry,PIV)数据对SST湍流模型的模型常数进行了修正,对比分析了不同模型常数扰动幅度、不同集合样本数目下稳态数据同化和非稳态数据同化的预测结果差异。研究结果表明,相对于稳态计算,非稳态计算能够增强数值模拟的稳健性,从而可以在较大的扰动幅度下,改善RANS模型的初始预测分布。稳态数据同化在模型常数扰动幅度较大或者样本数目较少时存在明显缺陷,非稳态的数据同化具有更好的鲁棒性,能够在更大扰动幅度和更少样本数下得到最优的湍流模型常数,对流场的预测更加准确。

可压缩两气体流动的简化神经网络模型

实用的虚拟流体方法(practical ghost fluid method, PGFM)利用Riemann问题速度解对可压缩多介质流场界面条件进行建模。基于构造的嵌入物理约束的神经网络模型预测Riemann问题速度解的方式,给出一种两气体流动的神经网络模型简化方法。首先提出完全气体状态方程下神经网络模型输入特征采样范围从无界域到有界域的转换方法,改善模型预测不同初始条件下Riemann解的泛化性能。根据该转化方法,进一步提出一种结构更加简单的神经网络优化方法,将输入维度从5个减少到3个,有效提高神经网络的训练效果。将该神经网络代理模型应用于PGFM程序框架,通过典型的一维与二维两气体流动问题进行数值验证与对比分析。结果表明,简化的网络模型与已有研究的神经网络模型相比,能取得精度相近的计算结果。而在神经网络训练效率上,简化神经网络具有明显优势。同时因为简化神经网络采样维度少,方便尝试加密采样提高拟合精度,更具备发展潜力。

基于多面体重叠网格的多体分离计算分析

分离问题在航空航天领域频繁出现,对各类运载火箭、飞行器等完成任务使命至关重要,并事关主体/分离体的安全。基于带边界层加密的多面体网格、重叠网格和刚体六自由度运动方程,利用CFD数值模拟方法,对某标模外形开展了多体分离数值模拟,研究了不同初始弹射力对多体分离安全性的影响,从纵向和横航向两方面分析了标模的分离特性及与弹射力的关系,对工程研究有一定的参考作用。

基于数据同化方法修正RBF神经网络的高维气动力建模预测

通过数据同化方法修正径向基函数(radial basis function,RBF)神经网络,以提高高维气动力的建模精度。通过在传统RBF神经网络的核函数中引修正量γ,使用EnKF滤波数据同化算法修正该矫正因子,并将其应用于CRA309旋翼翼型的高维气动力建模预测中。结果发现数据同化方法采用非侵入的方式,在不破坏神经网络整体架构的情况下仅对核函数的矫正因子进行修正,大幅减少优化参数与变量,显著提升了RBF神经网络的建模精度和效率。将修正后的RBF神经网络模型应用于高维气动力建模中,用仿真数据替代对气动力参数进行预测。设计结果验证了预测模型的可行性,在风洞试验数据较少的情况下对提高试验数据的利用效率具有一定的工程实用价值。

基于Isight的二元进气道压缩楔射流控制参数优化

二元进气道常用于宽速域吸气式飞行器。宽速域飞行器的飞行速域较大,进气道要兼顾高低速条件下的飞行要求,这存在一定的困难。利用射流进行前体激波控制,在一定程度上可以改善流场,并提升进气道性能,但现有的射流激励方案仅是将激波推至唇口,不一定使得进气道达到最优性能或造成射流流量过多损失,因此射流控制参数的优化是一个重要问题。基于Isight软件搭建优化流程,采用Hooke-Jeeves优化方法,以射流角度、射流宽度以及射流位置作为优化变量,流量系数作为约束条件,总压恢复系数最大作为目标函数进行优化,探究了来流Mach数为6时不同射流参数对进气道性能的影响。结果表明,Hooke-Jeeves优化方法可以应用于进气道前体射流控制参数优化问题,优化后的进气道能够满足流量系数的要求,射流角度优化后的总压恢复系数相对于无射流方案提升18%,综合优化后的总压恢复系数相对于仅优化射流角度提升2.82%。

碘离子推力器储罐性能影响因素数值研究

碘离子推力器主要应用于小型卫星的姿态控制和位置保持,其依靠碘工质的升华和电离产生推力。碘工质储供系统的加热方式和结构参数对其工作性能有很大影响。采用动网格方法对离子推力器储罐中碘工质升华相变过程进行数值模拟,讨论储罐加热方式和径高比对其性能的影响。结果表明:从质量流量、流量稳定性和预热时间3个参数综合考虑,四周伴热加热、辐射加热和接触加热3种方式中,接触加热性能最好。在接触加热方式下,储罐径高比对流量变化几乎无影响,流量稳定性很好。对于以大推力为设计目的的碘离子推力器,储罐径高比越小越好,径高比为0.2时的质量流量相比于径高比为1.4时增大了9.0%。对于以高响应速度为设计目的的碘离子推力器,储罐径高比越大越好,径高比为0.2时的预热时长相比于径高比为1.4时增大了80%。

煤油燃料宽域冲压旋转爆震燃烧特性

通过三维数值仿真的方法,研究了Ma=3~7飞行工况下,煤油燃料冲压旋转爆震燃烧特性。在Ma=3飞行工况下,由于燃料雾化蒸发效果较差,无法实现煤油燃料的爆震燃烧。Ma=4, 5, 6的飞行工况下,随着飞行Mach数的增大,波头数目整体上逐渐增多,分别为单波、三波、五波模态;但传播速度逐渐减小;冲压模态下,液态燃料雾化蒸发效果较好,但流场内均不同程度地残存有煤油蒸气,其未参加反应便排出燃烧室。Ma=7的飞行工况下,由于来流接近CJ速度,流场将以驻定爆震模态组织燃烧。

《气体物理》简介

《气体物理》由中国航天科技集团有限公司主管,中国航天空气动力技术研究院(主要主办单位)、中国宇航学会、中国宇航出版有限责任公司共同主办。国内统一连续出版物号为CN 10-1384/03,中文,双月刊,大16开。逢单月(一月、三月、五月、七月、九月、十一月)出版,每年6期。

《气体物理》简介

《气体物理》由中国航天科技集团有限公司主管,中国航天空气动力技术研究院(主要主办单位)、中国宇航学会、中国宇航出版有限责任公司共同主办。国内统一连续出版物号为CN 10-1384/03,中文,双月刊,大16开。逢单月(一月、三月、五月、七月、九月、十一月)出版,每年6期。

《气体物理》简介

《气体物理》由中国航天科技集团有限公司主管,中国航天空气动力技术研究院(主要主办单位)、中国宇航学会、中国宇航出版有限责任公司共同主办。国内统一连续出版物号为CN 10-1384/03,中文,双月刊,大16开。逢单月(一月、三月、五月、七月、九月、十一月)出版,每年6期。《气体物理》主编是中国航天空气动力技术研究院沈清研究员。第四届编辑委员会由11名高级顾问、13名副主编、76名编委组成,其中中国科学院院士10名。

小攻角下波纹壁对圆锥高超声速边界层稳定性的影响

为了获得高升阻比,高超声速飞行器飞行通常带有一定攻角。波纹壁是在0°攻角条件下可以延迟高超声速边界层转捩的潜在手段,但在带攻角条件下波纹壁是如何影响不稳定波发展的目前尚不明晰。为研究在小攻角条件下波纹壁对高超声速边界层内不稳定波发展的影响,在Mach数为6的Ludwieg管风洞中采用高速红外相机和高频压力传感器(PCB)对1°攻角光滑和波纹壁尖锥进行了边界层稳定性的实验研究,重点分析了不稳定波沿不同方位角和流向位置的发展。实验结果显示:1°攻角条件下主导高超声速边界层转捩的不稳定波是第2模态波。1°攻角条件下,波纹壁在45°方位角下对转捩没有延迟效果,而在90°、 135°和180°方位角下波纹壁对转捩具有促进效果。

固定翼无人机机翼对接过程的气动力建模与路径优化

针对制约链翼无人机研制和发展的固定翼无人机空中聚合难题,研究了固定翼无人机机翼对接过程的气动力建模与路径优化问题。首先,采用数值升力线方法理论建立了固定翼无人机机翼对接过程的气动力模型,分析了不同相对位置和姿态下无人机的气动耦合效应。在此基础上,将对接过程视为加权的有向最短路径问题,提出了一种基于Dijkstra算法的机翼对接路径规划方法,获得了最佳的机翼对接路径。数值仿真结果表明,该气动力建模方法能够可靠描述机翼对接过程的气动耦合效应,优化得到的路径能够显著降低固定翼无人机机翼对接过程的翼尖涡相互干扰。

双喉道Ludwieg管风洞启动过程及其有效运行时间延长

Ludwieg管风洞是开展高超声速空气动力学实验基础研究的重要平台。但是,快开阀启动式高超声速Ludwieg管风洞长期受快开阀影响,产生不同类型的来流扰动模态。双喉道气动布局可有效消除快开阀启动式高超声速Ludwieg管风洞上游部件的扰动来源,但是会导致风洞有效运行时间大幅缩短。针对该问题,通过非定常数值模拟对双喉道气动布局高超声速Ludwieg管风洞的启动特性进行研究,然后对第1喷管扩张段与稳定段进行了融合设计,研究了不同扩张角与稳定段组合对风洞启动时间以及流场品质的影响。结果表明,采用减小扩张角组合设计能够使双喉道气动布局高超声速Ludwieg管风洞的有效运行时间提升近20%,并且对下游实验段内的静态流场品质几乎无影响,有效提高了风洞的实验能力。同时,相较于较大的扩张角组合,较小的扩张角设计能够减少约10%的总压损失。

非均匀结构网格上MUSCL和WENO格式的精度

基于一维均匀网格条件下构造的差分格式,在实际应用中须推广到非均匀或者曲线网格上,坐标变换过程引入几何诱导误差。目前常用收敛解误差随着网格细化变化的精度测试方法评估差分格式的精度。在二维柱坐标均匀网格上,采用1阶迎风、2阶MUSCL和5阶WENO计算流场参数为常数的自由流问题,按照精度测试方法比较收敛曲线斜率,发现1阶迎风的网格收敛精度是2阶的,5阶WENO的网格收敛精度不到1阶。理论分析表明,这种精度测试方法与差分格式精度定义不等价,而且所采用的数据无法反映差分格式的固有缺陷,因此,不能用来作为差分格式精度评价指标。很多研究WENO的文献经常模拟双Mach反射问题、二维Riemann问题等经典算例,把接触间断是否演变成不稳定涡结构作为特征,理论上可以证明涡结构是非物理现象,因此用是否出现涡结构作为算法高精度的论据并不合适。

复合式无人机机翼设计及其自适应优化

随着人类社会的进步和城市物流的兴起,以复合式无人机为代表的无人机技术进入了快速发展阶段。在复合式无人机的研制周期中,气动优化设计选型扮演着非常重要的角色。针对基于代理模型的气动优化技术,对其关键参数自适应筛选和设计空间自适应更新进行了研究,形成了参数/空间自适应气动寻优平台,有效提高了气动优化过程中的寻优效率和搜索能力。针对一款复合式无人机提出机翼初步设计方案,并对其进行自适应气动寻优。优化翼根、翼梢翼型及由此生成的优化三维机翼在设计升力系数为1.0时的升阻比均提高5%以上,且对应迎角均减小2°以上。无人机机翼失速特性及滚转操控能力均得到有效提升。

反应性射流中湍流/非湍流界面附近标量输运特性

湍流/非湍流界面(turbulent/non-turbulent interface,T/NTI)层分隔开湍流区和非湍流区,研究T/NTI有利于加深对湍流区和非湍流区之间传质的理解。通过开展射流和环境流间发生二级非平衡基元反应(A+B→R)流场的数值模拟,研究了该流场中各组分在T/NTI附近的化学反应和标量输运特性。研究结果表明:反应性射流流场中对流项在湍流区域的标量输运中占主导地位。射流的上游处化学反应较为剧烈且随着流向逐渐减弱,在T/NTI层内及其附近均存在显著的化学反应,而下游T/NTI层附近的化学反应主要发生在远离T/NTI层的湍流核心区。在T/NTI层附近,反应物A和生成物R的输运机制呈现类似但相反的趋势。在无旋边界附近,反应物A和生成物R的输运主要由扩散和对流作用共同影响,但其浓度几乎不随时间发生变化。在T/NTI层内,反应物B的输运主要由对流作用影响,T/NTI附近的流动阻碍化学反应后所余较少的反应物B向无旋边界输运。

电磁助推翼段加速地面效应及稳定性分析

电磁发射空天飞行器是未来可重复使用天地往返运输系统的重要发展方向之一,近地助推加速过程受电磁悬浮力影响,面临着复杂的地面效应与弹性稳定性问题。以NACA0012二维翼段为研究对象,建立了电磁力与气动力耦合的动力学模型,对翼段近地Ma=0~1.5加速过程中的流场特征、运行姿态和气动特性进行了数值模拟。结果表明,翼段加速诱导地面效应可分为4阶段。第1阶段,上下翼面为亚声速流动,翼段姿态和气动载荷基本无振荡。第2阶段,上翼面开始出现跨声速流动,下翼面流动以典型的变截面跨声速流动为主导,并伴随壅塞-通流模态转换。第3阶段,上翼面保持跨声速流动,下翼面流动壅塞再现,并呈现出完全膨胀的跨声速壅塞流动状态。在第2、3阶段,翼段姿态和气动载荷低频大幅振荡。第4阶段,上翼面发展为超声速流动,下翼面保持完全膨胀壅塞流动,翼段姿态和气动载荷高频小幅振荡。在此基础上,探究了悬浮高度、悬浮刚度、磁体间距对系统稳定性的影响。发现增加悬浮高度,有利于在一定程度上提高系统稳定性;适当增加悬浮刚度或悬浮磁体间距,同时限定电磁助推目标速度小于系统振荡发散临界Mach数,有利于明显提高系统稳定性。

Mach数和壁面温度对HyTRV边界层转捩的影响

典型的高超声速飞行器流场存在着复杂的转捩现象,其对飞行器的性能有着显著的影响。针对HyTRV这款接近真实高超声速飞行器的升力体模型,采用数值模拟方法,研究Mach数和壁面温度对HyTRV转捩的影响规律。采用课题组自研软件开展数值计算,Mach数的范围为3~8,壁面温度的范围为150~900 K。首先对■转捩模型和SST湍流模型进行了高超声速修正:将压力梯度系数修正、高速横流修正引入到■转捩模型,并对SST湍流模型闭合系数β~*和β进行可压缩修正;然后开展了网格无关性验证,通过与实验结果对比,确认了修正后的数值方法和软件平台;最终开展Mach数和壁面温度对HyTRV边界层转捩规律的影响研究。计算结果表明,转捩区域主要集中在上表面两侧、下表面中心线两侧;增大来流Mach数,上下表面转捩起始位置均大幅后移,湍流区大幅缩小,但仍会存在,同时上表面层流区摩阻系数不断增大,下表面湍流区摩阻系数不断减小;升高壁面温度,上下表面转捩起始位置先前移,然后快速后移,最终湍流区先后几乎消失。