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中国科学院高温气体动力学重点实验室研究进展

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力学进展 2008年第2期38卷 250-252页

作者：姜宗林中国科学院高温气体动力学重点实验室中国科学院力学研究所北京100190

在钱学森先生的倡导下，中国科学院力学研究所自20世纪50年代末期就开始了高温气体动力学的基础研究，相关研究进展曾经为发展我国“两弹一星”和神州飞船做出了重要贡献．在钱学森先生创立的气动研究队伍和科研积累的基础上，中国科学... 详细信息

在钱学森先生的倡导下，中国科学院力学研究所自20世纪50年代末期就开始了高温气体动力学的基础研究，相关研究进展曾经为发展我国“两弹一星”和神州飞船做出了重要贡献．在钱学森先生创立的气动研究队伍和科研积累的基础上，中国科学院于1994年组建了中国科学院高温气体动力学重点实验室．

关键词：中国科学院力学研究所气体动力学重点实验室高温基础研究研究队伍两弹一星钱学森

乘波体设计与优化研究进展——从高超声速至宽速域

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力学学报 2024年第6期56卷 1655-1677页

作者：刘文郭帅旗刘洋王发民张陈安中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室北京100190

高超声速飞行器是当前世界航空航天强国抢占制高点的重点方向.目前,该类飞行器正朝着更高速度、更强机动和更宽速域的方向发展,而乘波体的高升力、高升阻比以及下表面流动均匀等优势使其在高超声速飞行器设计中极具应用价值,是当前国内... 详细信息

高超声速飞行器是当前世界航空航天强国抢占制高点的重点方向.目前,该类飞行器正朝着更高速度、更强机动和更宽速域的方向发展,而乘波体的高升力、高升阻比以及下表面流动均匀等优势使其在高超声速飞行器设计中极具应用价值,是当前国内外高超声速气动布局领域研究的热点之一.文章回顾了国内外典型高超声速飞行器和宽域飞行器的发展历程和趋势,系统概述了传统乘波体的设计方法、优化方法、各向稳定性以及宽域化乘波体设计方法等方面的研究进展,并提出一种全参数化描述的宽域乘波翼身融合布局设计方法及宽域气动布局方案,结合数值计算和风洞试验对该布局的宽域气动特性进行了详细评估,结果表明:该布局的亚声速、超声速和高超声速最大升阻比分别为8.4(Ma0.8),5.8(Ma1.5)和5.0(Ma5),整个宽域焦点变化范围为4.8%L,具备较优的宽域升阻匹配和操稳匹配特性.最后,对乘波体在超高速气动物理影响与正向优化设计方法、宽域布局设计与优化方法以及智能可变形飞行器等方面的发展方向进行了展望.

关键词：高超声速宽速域乘波体设计与优化稳定性

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高超声速流场激光测速技术研究进展

力学学报 2024年第4期56卷 890-914页

作者：栗继伟罗凯尚甲豪王业军汪球赵伟中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室北京100190 中国科学院大学工程科学学院北京100049

高超声速气流条件下飞行器内/外部流动中存在强湍流及脉动、边界层转捩、激波-边界层干扰和高温真实气体效应等耦合效应,表征该非定常流动现象对飞行器气动力、气动热以及目标光电特性等产生的影响是高超声速流动研究中的前沿课题.速度... 详细信息

高超声速气流条件下飞行器内/外部流动中存在强湍流及脉动、边界层转捩、激波-边界层干扰和高温真实气体效应等耦合效应,表征该非定常流动现象对飞行器气动力、气动热以及目标光电特性等产生的影响是高超声速流动研究中的前沿课题.速度作为表征流动过程最重要的参数之一,准确的速度测量对于深入理解上述复杂流动-传输机理以及高超声速飞行器设计具有重要指导意义.文章针对高超声速流场速度测量中几种常用的非接触式激光测试技术进行了综述,主要包括基于空间法的粒子图像测速,基于激光吸收光谱、激光诱导荧光和瑞利散射的多普勒测速,基于飞行时间法的分子标记测速,以及基于流场折射率的聚焦激光差分干涉测速技术.首先简要介绍每种激光测速技术的基本原理,然后进一步介绍该技术在高超声速自由流、层/湍流边界层、激波/边界层干扰、尾流或其他复杂流动区域的速度及其脉动度测量等方面的典型应用,分析各种技术环境适用性及面临的局限性和挑战.最后对基于激光技术的高超声速流场速度测量进行了总结及发展趋势展望.

关键词：高超声速流动速度场非接触式测量激光诊断飞秒激光脉冲

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双排凹腔燃烧室释热区转移过程中的特性研究

推进技术 2024年第4期45卷 133-143页

作者：吴振杰张启帆罗苇航高占彪岳连捷中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室北京100190 中国科学院大学工程科学学院北京100049

为探究多凹腔燃烧室前后排凹腔释热区转移过程中的演化特性,利用直连台在Ma=3.0条件下进行总当量比(φT)不变,前排凹腔当量比(φ1)增加,后排凹腔当量比(φ2)降低的试验。φ1较低时,前排凹腔为凹腔剪切层稳焰,后排凹腔为射流尾迹稳焰。当... 详细信息

为探究多凹腔燃烧室前后排凹腔释热区转移过程中的演化特性,利用直连台在Ma=3.0条件下进行总当量比(φT)不变,前排凹腔当量比(φ1)增加,后排凹腔当量比(φ2)降低的试验。φ1较低时,前排凹腔为凹腔剪切层稳焰,后排凹腔为射流尾迹稳焰。当φ1增加到一定值,前排凹腔火焰由凹腔剪切层稳焰转换为射流尾迹稳焰,致使沿程压力出现突变。由于φ1较低,当地释热不足以维持火焰为射流尾迹稳焰,前后排凹腔燃烧耦合使得前排凹腔火焰在两种稳焰模式之间切换。φ1继续增加,前排凹腔的释热使火焰稳定在射流尾迹稳焰。之后φ1继续增加,前排凹腔火焰出现不对称的情况,这种不对称是随机的,且随着当量比的增加变得更加明显且持续时间更长。φ1继续增加使得前排凹腔出现火焰闪回现象。

关键词：双排凹腔燃烧室稳焰超声速燃烧火焰不对称

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爆轰双向驱动双状态并行技术的原理性研究

中国科学：技术科学 2024年第3期54卷 530-544页

作者：杨帆林明月胡宗民韩桂来中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室北京100190 中国科学院大学工程科学学院北京100049

爆轰驱动激波风洞是用来产生高超声速高焓试验气流的地面试验装置,通常分为正向爆轰驱动激波风洞和反向爆轰驱动激波风洞两种.本文针对单独正向或反向驱动模式的不足,提出一种新型的爆轰双向驱动模式,同时利用爆轰波的高能波阵面和泰勒... 详细信息

爆轰驱动激波风洞是用来产生高超声速高焓试验气流的地面试验装置,通常分为正向爆轰驱动激波风洞和反向爆轰驱动激波风洞两种.本文针对单独正向或反向驱动模式的不足,提出一种新型的爆轰双向驱动模式,同时利用爆轰波的高能波阵面和泰勒稀疏波尾部平稳端,在一次试验中同时实现中焓与高焓两种高超声速试验气流.本文利用高温热化学反应流动数值计算技术,模拟并分析了爆轰双向驱动激波风洞中的关键波动力学过程,数值计算结果表明,爆轰双向驱动技术是可行的,而且正向驱动端和反向驱动端的状态调整具有相对独立性,可以覆盖中高焓大范围跨流域试验能力.

关键词：高焓试验气流爆轰双向驱动激波风洞热化学反应流动缝合界面条件

分区参数对超声速湍流燃烧动态分区火焰面模拟的影响

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力学学报 2024年第3期56卷 704-714页

作者：南江浪张政姚卫刘凤君北京动力机械研究所北京100074 中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室北京100190 中国科学院大学工程科学学院北京100049

文章基于动态分区火焰面模型(DZFM)和改进延迟分离涡(IDDES)湍流模型对DLR中心支板稳焰的超声速燃烧室进行数值模拟.对无反应状态燃烧室的模拟准备复现了燃烧室内复杂的波系结构以及中心射流失稳发展过程,燃烧状态下的模拟结果较好地捕... 详细信息

文章基于动态分区火焰面模型(DZFM)和改进延迟分离涡(IDDES)湍流模型对DLR中心支板稳焰的超声速燃烧室进行数值模拟.对无反应状态燃烧室的模拟准备复现了燃烧室内复杂的波系结构以及中心射流失稳发展过程,燃烧状态下的模拟结果较好地捕捉了火焰推举、OH基团以及平均温度等火焰结构特征,由此验证了所采用数值模拟方法的适用性.此外,由反应状态标量(OH基)在混合分数空间中的分布可知,反应标量与混合分数在全场内不满足强相关性.通过增加流向坐标、马赫数以及燃烧热释放速率作分区参数可显著抑制反应状态标量在混合分数空间内的条件脉动,其中热释放速率的作用最显著.进一步对比采用不同多参数分区的DZFM模型所得火焰结构,发现对于处于预混燃烧状态的支板尾迹区以及高雷诺数剪切层区域火焰,采用包含燃烧热释放速率、流向坐标以及混合分数作为分区指标的三参数分区DZFM模型可显著提高模型的准确性.

关键词：超声速燃烧动态分区火焰面多参数分区条件脉动改进延迟分离涡模拟

基于气动导数的高压捕获翼飞行器纵向稳定性数值研究

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中国科学：技术科学 2024年第2期54卷 275-288页

作者：常思源田中伟李广利肖尧崔凯中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室北京100190 中国科学院力学研究所宽域飞行工程科学与应用中心北京100190 中国科学院大学工程科学学院北京100049

纵向稳定性是关乎临近空间高超声速飞行器操稳特性、飞行安全和飞行品质的关键因素之一.目前纵向稳定性的研究主要围绕常规单升力面气动布局,而对具备双升力面结构的高压捕获翼新型气动布局,相关研究还有待加强.本文面向一种高压捕获翼... 详细信息

纵向稳定性是关乎临近空间高超声速飞行器操稳特性、飞行安全和飞行品质的关键因素之一.目前纵向稳定性的研究主要围绕常规单升力面气动布局,而对具备双升力面结构的高压捕获翼新型气动布局,相关研究还有待加强.本文面向一种高压捕获翼飞行器,结合小振幅强迫振荡法、非定常数值模拟方法和最小二乘方法辨识纵向气动导数,详细研究了飞行姿态、振荡参数、来流条件和质心位置等因素的不确定性对飞行器纵向静、动稳定特性的影响规律.研究发现,当平衡攻角从-10°逐渐增大到14°时,纵向静稳定性整体呈现出波动减弱的趋势,而动稳定性却先小幅波动后迅速增强.振荡频率越大时,纵向稳定性越强,但总体影响不太明显;当振荡幅值低于2°时,气动导数的辨识结果相近,而在较大的振荡幅值下,最大攻角附近非定常气动力的迟滞效应显著增强.飞行马赫数增大时,静、动稳定性均显著减弱,且对较小的飞行马赫数比较敏感.飞行高度增大时,静稳定性逐渐减弱但动稳定性却逐渐增强,且均对较大的飞行高度更加敏感.飞行器纵向质心位置的改变主要对静稳定性影响较大,而对动稳定性的影响却相当有限.

关键词：高压捕获翼数值模拟纵向稳定性动稳定导数不确定性

超临界碳氢燃料流动不稳定的频域分析与数值模拟

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推进技术 2024年第1期45卷 165-173页

作者：靳一超吴坤陆阳范学军北京应用物理与计算数学研究所北京100094 中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室北京100190 中国科学院大学工程科学学院北京100049

再生冷却通道中的流动失稳是高超声速飞行器发动机热防护技术中的核心问题之一。为研究超临界碳氢燃料在冷却通道中的流动不稳定特性,基于有限体积法及流体物性近似,发展了高效的一维瞬态模拟方法;同时,基于小扰动假设,进一步提出了用... 详细信息

再生冷却通道中的流动失稳是高超声速飞行器发动机热防护技术中的核心问题之一。为研究超临界碳氢燃料在冷却通道中的流动不稳定特性,基于有限体积法及流体物性近似,发展了高效的一维瞬态模拟方法;同时,基于小扰动假设,进一步提出了用于预测稳定行为的频域分析方法。通过相关实验,验证了模型的可靠性。基于时域和频域方法的综合分析,沿内特征曲线讨论了主要失稳类型,重点分析了受密度波及Ledinegg不稳定共同影响的复合不稳定性。随后,进一步分析了工作压力和入口温度对稳定特性的耦合影响,并基于N_(tpc)-N_(spc)空间划分了稳定区域。研究发现,复合不稳定、Ledinegg不稳定以及密度波不稳定,随入口温度升高而相继消失。Ledinegg不稳定及密度波不稳定的稳定边界在N_(tpc)-N_(spc)空间具有高度相似性,而复合不稳定性的区域在较高的压力下略有缩小。

关键词：再生冷却热防护碳氢燃料超临界流体流动不稳定瞬态模拟频域分析

基于机器学习的高超声速飞行器双曲率前缘气动热预测方法

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北京航空航天大学学报 2024年第9期50卷 2826-2834页

作者：杨帆林明月胡宗民罗长童中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室北京100190 中国科学院大学工程科学学院北京100049

高超声速气动热预测技术是高超声速飞行器发展的关键技术之一,气动热环境的精准预测对飞行器热防护系统设计及气动布局优化具有重要意义。为快速获得高超声速飞行器表面的热流分布情况,缩短飞行器设计周期,基于具有广义可分离特性、可... 详细信息

高超声速气动热预测技术是高超声速飞行器发展的关键技术之一,气动热环境的精准预测对飞行器热防护系统设计及气动布局优化具有重要意义。为快速获得高超声速飞行器表面的热流分布情况,缩短飞行器设计周期,基于具有广义可分离特性、可实现强非线性数据快速建模的多层分块(MBB)算法,提出一种针对高超声速飞行器双曲率前缘气动热分布的快速预测方法。通过数值计算获得双曲率前缘驻点区的气动热分布作为训练集数据,基于MBB算法提出预测热流分布的显式表达式,对表达式预测结果的统计分析显示,表达式预测值与测试集数据的偏差低于2%,这表明其具有较高的预测精度;将驻点区热流分布表达式进行外推,验证了机器学习公式在不同几何外形下的适用性。在双曲率前缘构型的防热设计及气动外形优化阶段,所提表达式可实现气动热环境的精准、快速预测。

关键词：高超声速流动气动热多层分块算法快速预测方法驻点热流双曲率前缘