高超声速流

摘要： 为探究高超声速条件下激波/边界层相互作用所诱发的复杂流动,以支板喷射超燃冲压发动机为研究对象,基于Fluent®计算平台并结合明渠流动模化实验,研究了不同边界条件超声速流动过程激波/边界层相互作用下的流动分离、再附以及总压损失等复杂流动特性。结果表明,随着入口马赫数增加,激波前后压比增大,导致再附激波增强;激波/边界层作用点处逆压梯度升高,流线凸起诱导的分离激波增强,再附激波与分离激波相交形成的反射激波增强;同时,激波强度增加导致沿程总压损失上升速率加快。明渠流动实验验证了燃烧室内复杂波系结构和流动规律。

摘要： 精确捕捉接触波和剪切波的Godunov型数值方法,如流行的HLLC格式,在模拟高超声速流动问题时会出现激波异常现象.对HLLC格式进行稳定性分析发现,流体主流方向的扰动都能有效衰减,但是横向的密度与剪切速度的扰动不会衰减.具有特殊对称性的二维Sedov爆轰波问题证明了横向通量和不稳定现象之间的密切联系.利用压力比和马赫数来探测数值激波层亚声速区的横向网格界面,并且在该界面的数值通量上增加熵波粘性和剪切波粘性来构造一种激波稳定的HLLC格式.分析表明,在熵波粘性和剪切波粘性的作用下,横向的所有扰动都会衰减.一系列数值测试证明了新格式不仅可以成功地抑制各类激波异常现象,还保留了原HLLC格式低耗散性的优点.

摘要： 为了研究高超声速流激波边界层干扰特性,选取HIFiRE-2(The Hypersonic International Flight Research Experimentation 2)项目的高超声速流道为研究对象,采用k-ωSST模型在无燃油工况下模拟计算地面试验过程,所得计算结果与试验结果接近.在此基础上,分析激波边界层干扰过程、流动分离现象及入口马赫数对气动热影响.结果表明:随着入口马赫数增大,激波角变小,激波强度提高,在尾喷管中激波反射次数减少;随着入口速度增大,边界层分离区范围变小,回流区的位置逐渐向下游移动;加入气动耗散项后,流场的温度有一定升高,最大温升约为50 K.

摘要： 低耗散的激波捕捉方法,包括流行的Roe格式,在计算多维强激波问题时会遭遇激波不稳定现象的困扰,这会严重影响格式对于高超声速流动问题的精确模拟.对Roe格式进行小扰动分析,结果表明:激波面纵向所有物理量的扰动均会衰减,而横向的密度扰动和剪切速度扰动不会衰减.在横向数值通量上增加与熵波和剪切波相对应的黏性来抑制Roe格式不稳定现象的发生.为了防止不合适的黏性影响格式对于接触间断和剪切层的分辨率,定义两个开关函数,使得黏性仅仅添加在激波层亚声速区的横向数值通量上.数值测试的结果表明:改进的Roe格式不仅保留了原始Roe格式高分辨率的优点,而且具有更好的鲁棒性,消除了激波不稳定现象.

摘要： 在我国研制近空间飞行器的过程中,计算空气动力学发挥了重要的作用.但同时也发现,与应用于航空领域的情况相比,有明显的不能令人满意的地方我本人和周恒同志共同分析了其原因,认为是相关的空气动力学本身有不足之处.随后,我们共同撰写了“空气动力学的新问题”一文,刊登在2015年的“中国科学”（中文版）上.文中列举了若干需要深入研究的科学问题.其中之一是：当流动的速度梯度和稀薄气体效应大到某种程度,

摘要： 本项高超声速流绕平板的边界层特性实验研究在中国航天空气动力技术研究院（ CAAA）的炮风洞中完成。为了研究分离流动特性选择了一项实验研究通过实验分别提供绕模型的附着流动与分离流动实验结果。其中第1个模型为顺流平板第2个模型为平板上安装突起物它们分别对应附着流与分离流动。文章专题研究平板绕流为附着流它是分离流动的基础。%An experimental study on boundary layer features in hypersonic flow had been done. The tests had been per⁃formed in the gun tunnel at China Academy of Aerospace Aerodynamics ( CAAA). In order to investigate the characteristics of the separated flow field there were two parts of work have to be done the attached flow and separated flow over the mod⁃el surface. The first model was a flat plate. The heat flux distributions along the centre line of the flat plate had been meas⁃ured by thin film transducers. The results have published in this paper. It will be as a basic reference ( attached flow) to compared with the results of the second model ( the blunt fin mounted on the flat plate) for separated flow.

摘要： 本项高超声速流绕平板的边界层特性实验研究在中国航天空气动力技术研究院（CAAA）的炮风洞中完成．为了研究分离流动特性，选择了一项实验研究，通过实验分别提供绕模型的附着流动与分离流动实验结果．其中第1个模型为顺流平板，第2个模型为平板上安装突起物，它们分别对应附着流与分离流动．文章专题研究平板绕流，为附着流，它是分离流动的基础．

摘要： 文章采用热流率测量和纹影拍摄技术,对高超声速层流湍流边界层条件下钝舵干扰流场进行了实验研究.实验在高超声速炮风洞内完成,来流Mach数为6,8.研究结果表明层流与湍流干扰流场之间存在较大差别,层流状态下干扰流场存在分离,平板干扰区内热流率存在负增量,舵面上存在明显的热流率峰值;湍流状态下干扰流场无分离,干扰对平板干扰区内热流率影响较小,舵面上无明显峰值.

摘要： 文章采用热流率测量和纹影拍摄技术,对高超声速层流、湍流边界层条件下钝舵干扰流场进行了实验研究.实验在高超声速炮风洞内完成,来流Mach数为6,8.研究结果表明层流与湍流干扰流场之间存在较大差别,层流状态下干扰流场存在分离,平板干扰区内热流率存在负增量,舵面上存在明显的热流率峰值;湍流状态下干扰流场无分离,干扰对平板干扰区内热流率影响较小,舵面上无明显峰值.

摘要： 前缘钝化尺度是高超声速进气道设计中的关键参数.针对一种前体锥加弯曲压缩面的高超声速轴对称进气道,选取最大尺度为3.2 mm(5％唇缘半径)的几种典型鼻锥钝化半径,在马赫数Ma=6来流,及模型安装攻角为0°、4°、7°的条件下开展鼻锥钝化尺度对进气道流动性能影响的实验研究.采用纹影拍摄及压力测量记录各来流条件下进气道前体流场结构及壁面压强分布,并在无攻角来流条件下利用微型扰流器进行边界层强制转捩研究.结果表明,对无攻角来流而言,即使是尺度高达3.2 mm的钝化半径对进气道前体流场结构及壁面静压分布也基本没有影响.此来流条件下,几种不同鼻锥钝化半径的前体压缩面均出现小范围流动分离,而添加扰流器后该分离区均消失.钝化尺度的影响随着攻角的增加而显现,尽管不同鼻锥钝化尺度下迎风面流场及壁面压强分布几乎没有差别,但背风面随钝化尺度增大表现为边界层明显增厚、流动趋于不稳定.其中最大钝化尺度R=3.2 mm的构型在4°攻角来流时背风面即出现明显的分离区,而7°攻角来流时背风面更是出现大范围流动分离、进气道背风侧不起动,并导致进气道内部壁面压强显著下降.

摘要： 研究超声速及高超声速流中立方非线性机翼的极限环振荡（LCO）、分岔及颤振。首先，由活塞理论建立了二元双楔机翼的运动微分方程。然后，通过对线化系统零平衡点的特征值分析表明，系统通过Hopf分岔产生了LCO 。并研究了各机翼参数对系统Hopf分岔点的影响。最后研究了俯仰非线性刚度和翼型厚度对系统分岔点和颤振失稳Mach数的影响，结果表明增大俯仰非线性刚度会分岔出高倍周期LCO，且能降低LCO的幅值，增大非零定常解的运行区间，提高颤振失稳的Mach数，而增大翼型厚度将降低发生LCO和颤振失稳的Mach数，且大大增加了LCO的幅值。

摘要： 发展了一种针对非结构网格的自适应方法和通量计算方式,采用有限体积法,运用NND格式和多种加速收敛措施进行了高超声速无粘流场的数值模拟,并对拟二维平板斜激波问题、三维钝头绕流,双椭球问题进行了数值模拟。通过计算结果的分析和对比,验证了本文所建立方法的正确性和可靠性。

摘要： 本文改进了TVD格式中的熵修正函数,将原有的熵修正函数由各向同性分布改为各向异性分布,同时让熵修正函数中的参数与流场中的压力梯度分布相关.将改进后的熵修正函数运用到高超声速绕流流场的数值模拟中,获得了较使用原有熵修正函数更为准确的流场参数和表面热流分布.文中结果表明,采用改进的熵修正函数,可以提高壁面附近的黏性分辨率,降低热流计算结果对壁面附近法向网格尺度的敏感性.

摘要： 本文在基本湍流模型的框架上融合边界层转捩机制，引入转捩间隙因子对边界层转捩过程进行模化，从而构建转捩/湍流封闭模型。基于新的转捩/湍流预测方法，本文方法与实验吻和较好。文中研究了高超音速圆锥边界层转捩的攻角效应特性；发现随雷诺数变化边界层转捩造成了飞行器压心的飘动，从而影响飞行稳定性。

摘要： 本文在基本湍流模型的框架上融合边界层转捩机制，引入转捩间隙因子对边界层转捩过程进行模化，从而构建转捩/湍流封闭模型。基于新的转捩/湍流预测方法，本文方法与实验吻和较好。文中研究了高超音速圆锥边界层转捩的攻角效应特性；发现随雷诺数变化边界层转捩造成了飞行器压心的飘动，从而影响飞行稳定性。

摘要： 本文在基本湍流模型的框架上融合边界层转捩机制，引入转捩间隙因子对边界层转捩过程进行模化，从而构建转捩/湍流封闭模型。基于新的转捩/湍流预测方法，本文方法与实验吻和较好。文中研究了高超音速圆锥边界层转捩的攻角效应特性；发现随雷诺数变化边界层转捩造成了飞行器压心的飘动，从而影响飞行稳定性。

摘要： 本文在基本湍流模型的框架上融合边界层转捩机制，引入转捩间隙因子对边界层转捩过程进行模化，从而构建转捩/湍流封闭模型。基于新的转捩/湍流预测方法，本文方法与实验吻和较好。文中研究了高超音速圆锥边界层转捩的攻角效应特性；发现随雷诺数变化边界层转捩造成了飞行器压心的飘动，从而影响飞行稳定性。

摘要： 本文在基本湍流模型的框架上融合边界层转捩机制，引入转捩间隙因子对边界层转捩过程进行模化，从而构建转捩/湍流封闭模型。基于新的转捩/湍流预测方法，本文方法与实验吻和较好。文中研究了高超音速圆锥边界层转捩的攻角效应特性；发现随雷诺数变化边界层转捩造成了飞行器压心的飘动，从而影响飞行稳定性。

摘要： 本文在基本湍流模型的框架上融合边界层转捩机制，引入转捩间隙因子对边界层转捩过程进行模化，从而构建转捩/湍流封闭模型。基于新的转捩/湍流预测方法，本文方法与实验吻和较好。文中研究了高超音速圆锥边界层转捩的攻角效应特性；发现随雷诺数变化边界层转捩造成了飞行器压心的飘动，从而影响飞行稳定性。

摘要： 本文在基本湍流模型的框架上融合边界层转捩机制，引入转捩间隙因子对边界层转捩过程进行模化，从而构建转捩/湍流封闭模型。基于新的转捩/湍流预测方法，本文方法与实验吻和较好。文中研究了高超音速圆锥边界层转捩的攻角效应特性；发现随雷诺数变化边界层转捩造成了飞行器压心的飘动，从而影响飞行稳定性。

摘要： 本发明实施例公开了超声速和高超声速风洞流场湍流度的计算方法及装置，获取风洞流场激波后的原始总压数据，并将每一时刻的原始总压数据分解为不含脉动的波后总压数据和实际的波后总压脉动数据；根据预先获取的风洞流场对应的压力脉动换算系数和每一时刻的各实际的波后总压脉动数据，分别计算各实际的波后总压脉动数据对应的实际波前静压脉动数据；将各实际的波后总压脉动数据根据特征时间分成多个数据段；根据各不含脉动的波后总压数据的平均值按照第一预设公式计算风洞流场在预设时间段内波前静压的平均值，并根据波前静压的平均值以及各实际波前静压脉动数据按照第二预设公式计算每一数据段对应的湍流度。本发明可提高湍流度的计算精度。

摘要： 本发明提供一种扩大高超声速静音喷管静试验区的方法及高超声速喷管。该扩大高超声速静音喷管静试验区的方法包括：确定喷管的转捩位置T；确定第一抽吸孔位置，第一抽吸孔贯穿喷管的管壁，且第一抽吸孔与喷管的内壁面相交形成第一交面，转捩位置T位于第一交面内；确定第一抽吸孔的轴线与喷管的轴线之间的夹角α；确定第一抽吸孔的截面形状，并确定第一抽吸孔的截面积。通过该扩大高超声速静音喷管静试验区的方法能够扩大高超声速静音喷管的静试验区。

摘要： 本发明实施例公开了超声速和高超声速风洞流场湍流度的计算方法及装置，获取风洞流场激波后的原始总压数据，并将每一时刻的原始总压数据分解为不含脉动的波后总压数据和实际的波后总压脉动数据；根据预先获取的风洞流场对应的压力脉动换算系数和每一时刻的各实际的波后总压脉动数据，分别计算各实际的波后总压脉动数据对应的实际波前静压脉动数据；将各实际的波后总压脉动数据根据特征时间分成多个数据段；根据各不含脉动的波后总压数据的平均值按照第一预设公式计算风洞流场在预设时间段内波前静压的平均值，并根据波前静压的平均值以及各实际波前静压脉动数据按照第二预设公式计算每一数据段对应的湍流度。本发明可提高湍流度的计算精度。

摘要： 本发明公开了一种高超声速飞行器翼稍小翼折叠机构和高超声速飞行器，折叠机构包括：第一翼体和第二翼体；第一翼体具有插槽，第二翼体具有插接板，插接板插入所述插槽并通过转动轴铰接；第一翼体上具有驱动单元和蜗杆，驱动单元输出轴与蜗杆连接；所述插接板端部为蜗轮，所述蜗轮与蜗杆啮合驱动第二翼体绕转动轴转动。该折叠机构能使翼稍小翼与机翼成任意角度，阻止气流的展向流动，达到提高机翼升力的目的。

摘要： 本发明公开了一种高超声速进气道唇口控制装置和高超声速飞行器，高超声速进气道唇口控制装置，其特征在于，包括可动唇口板和调节机构；所述可动唇口板具有封口面；所述可动唇口板设置在机身底板底部；所述封口面与机身底板上的高超声速进气道接触；所述调节机构与所述可动唇口板连接，用于驱动所述调节板平动进而改变高超声速进气道开口的大小。通过前后平移唇口板，改变进气道唇口位置，提高进气道在非设计状态下性能，保证进气道在较宽的飞行马赫数范围内稳定工作。同时，该控制装置结构简单，易于实现。

摘要： 本发明提供一种扩大高超声速静音喷管静试验区的方法及高超声速喷管。该扩大高超声速静音喷管静试验区的方法包括：确定喷管的转捩位置T；确定第一抽吸孔位置，第一抽吸孔贯穿喷管的管壁，且第一抽吸孔与喷管的内壁面相交形成第一交面，转捩位置T位于第一交面内；确定第一抽吸孔的轴线与喷管的轴线之间的夹角α；确定第一抽吸孔的截面形状，并确定第一抽吸孔的截面积。通过该扩大高超声速静音喷管静试验区的方法能够扩大高超声速静音喷管的静试验区。

摘要： 本发明公开了一种基于偏振成像的超声速/高超声速流场测量方法，包括以下步骤：对入射照明的线偏激光光源进行优化，使得入射线偏激光的偏振度在设定阈值范围内；调节入射线偏激光的偏振方向和偏振成像系统的接收角度，使得纳米粒子在偏振成像系统的成像角度上的散射信号最强；偏振成像系统对超声速/高超声速流场进行成像，获得纳米粒子散射光信号的与偏振相关的结果，所述与偏振相关的结果包括纳米粒子散射光的偏振度、偏振角和椭率角等；基于偏振信息对超声速/高超声速流场的密度场进行换算，得到超声速/高超声速流场的密度分布。本发明利用纳米粒子散射信号的偏振参数信息实现流场的可视化和精细测量，具有很好的抗干扰能力和较高的精度。

摘要： 本发明公开了一种适用于超声速/高超声速流道的流量测试系统。主要是由文丘里流量计、节流模块和整流模块组成。通过调节节流模块的出口面积，在管道内部形成激波结构，利用激波以及设计的扩压器将超声速/高超声速来流充分减速至亚声速，以满足文丘里流量计对入口速度和雷诺数的要求。本发明结构简单，尺寸小，响应速度快，测量精度高，节流模块可根据管流速度对节流程度进行调节，故适用马赫数范围宽广，所需压力测点少，避免了传统米字耙等流量测试方法对实验流道形成的附加阻塞，可与进气道的节流特性实验同步进行，大大节约试验费用，而且对流道内气流的非均匀性不敏感，特别适合于来流为超声速/高超声速的进气道、扩压器等复杂内流装置的流量测量。

摘要： 本发明公开了一种基于偏振成像的超声速/高超声速流场测量方法，包括以下步骤：对入射照明的线偏激光光源进行优化，使得入射线偏激光的偏振度在设定阈值范围内；调节入射线偏激光的偏振方向和偏振成像系统的接收角度，使得纳米粒子在偏振成像系统的成像角度上的散射信号最强；偏振成像系统对超声速/高超声速流场进行成像，获得纳米粒子散射光信号的与偏振相关的结果，所述与偏振相关的结果包括纳米粒子散射光的偏振度、偏振角和椭率角等；基于偏振信息对超声速/高超声速流场的密度场进行换算，得到超声速/高超声速流场的密度分布。本发明利用纳米粒子散射信号的偏振参数信息实现流场的可视化和精细测量，具有很好的抗干扰能力和较高的精度。

摘要： 本发明公开了一种适用于超声速/高超声速流道的流量测试系统。主要是由文丘里流量计、节流模块和整流模块组成。通过调节节流模块的出口面积，在管道内部形成激波结构，利用激波以及设计的扩压器将超声速/高超声速来流充分减速至亚声速，以满足文丘里流量计对入口速度和雷诺数的要求。本发明结构简单，尺寸小，响应速度快，测量精度高，节流模块可根据管流速度对节流程度进行调节，故适用马赫数范围宽广，所需压力测点少，避免了传统米字耙等流量测试方法对实验流道形成的附加阻塞，可与进气道的节流特性实验同步进行，大大节约试验费用，而且对流道内气流的非均匀性不敏感，特别适合于来流为超声速/高超声速的进气道、扩压器等复杂内流装置的流量测量。