再入飞行器热化学非平衡流场磁流体动力学控制机理

理论研究基础上建立热化学非平衡流场、外加磁场及霍尔电场耦合计算方法,数值分析不同外加磁场条件下典型再入飞行器高温热化学非平衡流场控制效果.研究表明,区别于量热完全气体,考虑高温气体效应后,化学反应吸热,流场温度降低,降低高超声速磁控热防护效率;高焓热电离磁流体绕流流场,驻点区域逆流向的洛伦兹力分量对流体的减速,而肩部区域法向洛伦兹力改变局部流场结构,使得激波发生偏折;磁控热防护系统绝缘壁面情况下霍尔效应对磁控效果影响较小,肩部区域甚至有助于增强防热效果.绝缘壁面条件下,典型状态的驻点热流和肩部热流分别降低26.5%和52.7%,热流控制效果优于导电壁面.

高超声速进气道自起动特性磁流体动力学控制机理

为了改善高超声速进气道在低马赫数下的自起动能力,设计了一种高超声速进气道电磁流动加速控制方案.基于低磁雷诺数假设建立完全气体湍流流场、电磁场耦合数值计算方法,数值分析了不同外加电磁场条件下进气道加速起动过程中流场结构、起动特性控制效果.结果表明:施加外加磁场、电场后,洛伦兹力的方向和流动方向相同,此时控制区域洛伦兹力起到加速的作用,增加了近壁面流体的动量,从而增强边界层抵抗分离的能力;此外,顺流向洛伦兹力增加了壁面的剪切应力,从而增加局部湍流流场壁面摩擦阻力系数;背景进气道不起动状态存在大规模分离区,电场、磁场作用下,分离泡受到额外的顺流向洛伦兹力作用,为达到分离区受力平衡,压力平台区域变小,宏观体现为分离点后移,分离泡尺度减小;加速起动过程中,顺流向洛伦兹力可以降低背景进气道自起动马赫数,拓宽进气道工作马赫数范围.

Sivells方法在高马赫数低总压喷管设计中的适用性分析

目前高超声速轴对称型面喷管广泛采用Sivells方法进行无黏型面设计,通过求解轴对称的von Kármán动量方程进行边界层修正。该方法在常规高超声速风洞、激波风洞等的高马赫数、高总压条件下已成功应用,但鲜有在高马赫数、低总压条件下的应用研究。在低总压条件下,采用该方法设计了马赫数6、8、10、12的轴对称型面喷管,通过数值模拟分析流场结构,并进行试验验证;模拟了喷管射流流场,通过对射流流场进行结构分析,判断设计方法的适用性。研究结果表明:马赫数6、8喷管流场与设计基本一致,射流流场品质较好,适合开展风洞试验;马赫数10、12喷管流场局部过度膨胀,马赫数高于设计值,其中马赫数10喷管的射流流场品质较好,马赫数12喷管的射流流场品质下降显著且马赫数轴向梯度增大。因此,在高马赫数、低总压条件下,Sivells设计方法仍适用于马赫数6、8喷管,马赫数10喷管处于临界状态,而不适用于马赫数12喷管。

面向起重机械力学正反问题的深度学习求解方法

传统数值方法在求解机械工程中的复杂偏微分方程及反问题时往往存在过程繁琐、时间成本高等问题。为解决这一问题,建立了基于物理信息的神经网络模型,通过深度学习求解偏微分方程的正反问题,并在损失函数中添加一项梯度增强项以进一步提高预测的精度。为验证该方法,将其应用到起重机械中两种常见模型的求解,即简支梁和矩形薄板简化模型的力学正反问题。与传统的数值方法在求解反问题中计算复杂、精度相对较差相比,深度学习在求解反问题时,仅需在正问题的基础上对简单的修改损失函数即可求解反问题,从而节省了时间成本,获得相对较高的数值精度。同时,对添加增强项前后的神经网络模型进行计算与对比分析。结果表明,在相同的参数设置下,添加梯度增强项的神经网络模型在求解机械工程的正反问题中均能获得更为准确的预测结果,可为起重机械力学中的方程求解问题提供新思路。

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。

真实气体效应和热化学反应对激波风洞流场特征参数的影响研究

真实气体效应会改变气体热物性,热化学反应则会影响激波波后状态,两者将共同影响激波风洞流场特征参数。利用真实气体状态方程和热化学平衡假设,建立了一套真实气体热物性和波后参数快速计算方法,研究了真实气体热物性参数的变化及热化学反应对波后参数的影响。通过考虑真实气体和热化学非平衡效应的准一维计算方法,结合气动理论分析,研究了真实气体效应和热化学反应对风洞流场时空结构和驻室参数的影响。结果表明,真实气体的声速、焓以及熵等参数与理想气体存在显著差异,且偏差随着压强的增加而增大。热化学反应使得激波波后气体温度和压强分别低于和高于定比热比假设的结果,且波后状态接近热化学平衡。真实气体效应则使得膨胀波波头传播速度增加及入射激波马赫数减小,影响风洞流场的时空结构,并可能导致有效实验时间减小。

干式超声清洗头空腔结构声模态特性数值模拟

为研究干式超声波清洗头空腔结构的流场和声场特性,根据干式超声清洗头的超声波发声机理设计了通过流体间流体力学相互作用发声的3 mm腔体(小腔体)结构和通过流体与声学模态共振相互作用发声的10 mm腔体(大腔体)结构,采用计算流体力学(computational fluid dynamics, CFD)方法对所设计的方腔展开数值研究。结果表明:两结构有着相似的流场特性,相同压力条件下小腔体的流激振荡更激烈;腔体内最大流速随压力的增大而增大,最大流速的增长率随压力增大而减小,不同的腔体在相同压力条件下最大速度、最大速度的增长率相近;两种结构均能产生超声波,其超声波发声机理与腔体尺寸相关,发声机理与预测值相符。研究表明,针对干式超声波清洗头的流道结构设计并不局限于流体间流体力学相互作用发声的小腔体,大腔体同样可以产生强烈高频超声波,这为干式超声波清洗头的结构设计提供参考。

高空发动机逆向喷流诱导的非定常流动DSMC仿真

逆向发动机常用于对飞行器进行减速或分离。为研究高空稀薄条件下逆向发动机喷流和自由来流的相互作用,构建了由两个逆向喷流和高超声速自由来流相互干扰形成的稀薄流场。通过直接模拟Monte Carlo(direct simulation Monte Carlo,DSMC)仿真发现在稀薄来流条件下会形成大面积相互干扰区,且该干扰区存在严重非定常流动现象。初步分析认为,该干扰区的范围和非定常演化过程与自由来流动能和逆向发动机喷流流量紧密相关。

高温热化学非平衡气动热试验与仿真技术研究进展

临近空间新型飞行器向全空域、更高马赫数发展,面临的气动热环境会越发恶劣,高温流场气动热预测技术是该类飞行器发展的关键技术之一.高超声速气流通过激波压缩或黏性阻滞减速,分子动能转化为内能,产生了高温.高温引起体分子振动、电子激发,伴随离解、电离反应等一系列复杂气动物理现象,其流场气动热预测面临诸多挑战.文章对高温热化学非平衡气动热预测技术的发展情况进行了分析探讨.首先,阐述了国内外高温气动热地面试验技术的发展历程,重点介绍分析了气动热风洞试验设备的模拟能力及目前试验测试技术的研究水平;然后,调研和讨论了高温气动热数值模拟研究现状,分别从热化学模型、辐射输运和壁面催化/烧蚀等多个角度探讨了热化学非平衡流场气动热数值模拟规律;最后,对气动热预测技术的发展趋势进行了讨论,提出了高温气动热试验与仿真技术后续应重点解决的问题.

起重机主梁截面风力系数预测及结构优化设计

为解决传统计算流体力学(computational fluid dynamics, CFD)方法获取港口起重机主梁截面风力系数过程繁琐、难以实现结构快速优化设计的关键技术难题,提出了一种基于卷积神经网络的起重机主梁截面风力系数快速预测模型。本研究所提出的风力系数快速预测模型利用自由几何变形方法处理基础截面形状以获取具有丰富几何特征的起重机主梁截面图形集,并采用CFD方法计算各主梁截面图形对应的风力系数生成数据集。在此基础上,基于数据集训练预测模型并对其网络结构进行优化,建立了主梁截面与风力系数之间的非线性映射关系。此外,进一步将该预测模型与遗传算法结合建立了一种主梁截面优化设计方法,并以数据集内F11截面为例将防风性能作为优化目标测试了该优化方法的准确性和效率。算例测试结果表明,所提出的风力系数快速预测模型在预测各主梁截面的风力系数时平均相对误差为1.87%,预测时间为毫秒量级,比传统CFD方法计算效率有数量级地提升;应用本研究所发展的起重机主梁截面优化设计方法优化后的F11截面较优化前风力系数降低了15.89%,能够极大地提高主梁截面的防风性能,证明了所提出的优化方法的可靠性,可作为一种起重机主梁截面结构优化设计与快速选型的新方法。

可调谐半导体激光吸收光谱技术在高超声速风洞中的应用研究进展

高超声速风洞在航空航天领域占据着不可替代的作用。可调谐半导体激光吸收光谱技术(TDLAS)是一种具备非接触、灵敏度高、多参数测量、结构简单、价格低廉和高时空分辨等优点的流场诊断手段,被广泛应用于高超声速风洞等极端环境的温度、组分浓度、气流速度等参数测量。介绍了TDLAS技术的测量原理以及典型的光路设计,总结了近几年来国内外在高超声速风洞流场诊断中开展TDLAS应用的实例,最后概述了国内在高超声速风流场应用TDLAS诊断的发展水平以及还存在的相关问题,并对高超声速风洞中TDLAS流场诊断技术发展做了简单展望,为后续开展TDLAS技术改进及相关高超声速流场诊断实验提供参考。

跨越第二宇宙速度的膨胀管风洞研制

为了解决再入飞行器涉及到的高焓真实气体效应、辐射传热等关键气动问题,满足中国下一代航天飞行器研制对高焓环境模拟的需求,中国空气动力研究与发展中心建成了一座工程应用型的高焓膨胀管风洞。重点介绍了风洞的一些关键技术及解决途径,包括气动设计、活塞驱动、大口径耐冲击夹膜机构设计、双滚动浮动支撑运行、配套高焓瞬态测试技术,风洞流场调试的初步结果及测试技术验证等情况。流场调试结果表明:高焓膨胀管风洞实现的关键技术指标气流速度、焓值和有效试验时间范围分别是1.63~11.50 km/s、1.5~71.7 MJ/kg和0.1~1.1 ms,该风洞具备了进行高焓真实气体效应问题研究的地面试验模拟能力。

基于振荡式涡流发生器的激波/边界层干扰控制方法

激波/边界层干扰(Shock Wave/Boundary Layer Interaction, SWBLI)是高超声速进气道中常见的流动现象,当其诱导边界层发生显著分离时往往会导致进气道气动性能严重下降。为此,本文提出了一种基于新型振荡式涡流发生器阵列的SWBLI控制方法,采用基于动网格技术的非定常仿真方法对该涡流发生器阵列流场进行了研究,验证了该控制方法的有效性,并研究了相关参数的影响规律。研究结果表明,振荡式涡流发生器可在超声速边界层内诱导产生振荡强度可变的涡系结构,增强了边界层流动与高速主流的掺混,同时该涡流发生器振荡过程中独特的“挤压”“抽吸”效应持续对气流进行充能,边界层内速度分布饱满程度显著增加。在控制效果方面,随着涡流发生器振荡频率增加,其对边界层低速气流充能的效果增强,对SWBLI流场的控制效果更加明显,形状因子最高可以降低28%;当激波入射在涡流发生器下游34hv时(其中hv为振荡式涡流发生器最大高度),控制效果最佳,激波诱导边界层分离区长度相比无控制时可减少25%;在涡流发生器下游x=270 mm处截取高度30 mm(z=30 mm)设置为监控面,相比于定几何涡流发生器,监控面总压恢复系数提升5%,马赫数提升2.4%。