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基于边界层理论的球头驻点热流计算方法研究

航空学报 2024年

作者：田润雨龚红明常雨孔小平中国空气动力研究与发展中心飞行器流体物理全国重点实验室中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所

准确获知球头驻点热流，对于飞行器防热设计至关重要。本文基于平衡空气球头驻点层流自相似边界层假设，开展了边界层方程相关推导，采用四阶龙格-库塔法数值求解坐标变换后的常微分边界层方程组，建立正向逼近打靶法，以寻找方程最优... 详细信息

准确获知球头驻点热流，对于飞行器防热设计至关重要。本文基于平衡空气球头驻点层流自相似边界层假设，开展了边界层方程相关推导，采用四阶龙格-库塔法数值求解坐标变换后的常微分边界层方程组，建立正向逼近打靶法，以寻找方程最优解，从而建立了通过求解边界层方程组获得球头驻点热流的方法，本文将该热流简称为BLES热流，在与试验值的对比中获得了较好的对比效果；以此方法为基础，针对高度10km～60km、不同速度、不同壁面温度的182个工况，开展了Fay-Riddell平衡流条件球头驻点热流公式计算偏差分析，发现在大部分工况下，壁面温度接近边界层外缘温度时，其热流计算值偏差明显增加；变形驻点热流表达式，将其中的无量纲参数拟合为多个无量纲参数组合的形式，得到了多参数拟合的新的球头驻点热流计算公式，并在多个工况下开展了热流计算效果对比研究，获得了优于Fay-Riddell平衡流条件球头驻点热流公式的应用效果。

关键词：边界层理论层流自相似球头驻点热流平衡流气动热 BLES热流

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动量环式主动增稳加油锥套建模与飘摆抑制

航空学报 2024年第7期45卷 95-107页

作者：朱喆黄江涛章胜李飞杜昕单恩光唐骥罡王春阳中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所绵阳621000

空中加油软管-锥套受大气紊流等干扰产生飘摆运动,加大了对接过程的不确定性和危险性。创新设计了一种自旋动量环式主动增稳加油锥套,在锥杯处集成一对偏置动量环实现飘摆抑制,避免传统翼舵式锥套回收时舵面与加油机吊舱口撞击风险。基... 详细信息

空中加油软管-锥套受大气紊流等干扰产生飘摆运动,加大了对接过程的不确定性和危险性。创新设计了一种自旋动量环式主动增稳加油锥套,在锥杯处集成一对偏置动量环实现飘摆抑制,避免传统翼舵式锥套回收时舵面与加油机吊舱口撞击风险。基于拉格朗日方程建立了考虑动量环旋转的多级串连单摆系软管-锥套系统运动模型,分析了阵风及大气紊流干扰对锥套飘摆运动特性的影响,提出了基于动量环控制的飘摆抑制方法,仿真表明该方法能够有效缩短阵风干扰下锥套收敛至稳态位置的时间,减小大气紊流干扰下锥套飘摆幅度,削弱高频动态响应。

关键词：空中加油软管锥套动量环自旋主动增稳飘摆抑制

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基于多模态融合的任意对称翼型结冰预测方法

航空动力学报 2024年第1期39卷 49-56页

作者：屈经国王强彭博易贤西南石油大学计算机科学学院成都610500 中国空气动力研究与发展中心结冰与防除冰重点实验室四川绵阳621000 中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室四川绵阳621000

为解决目前绝大多数神经网络冰形预测方法只能针对特定翼型且不具备面向多翼型特征的普适性的问题,采用基于多模态融合的深度神经网络方法,以翼型截面图像与结冰工况参数作为输入,以二维冰形曲线傅里叶级数拟合参数作为输出,建立深度神... 详细信息

为解决目前绝大多数神经网络冰形预测方法只能针对特定翼型且不具备面向多翼型特征的普适性的问题,采用基于多模态融合的深度神经网络方法,以翼型截面图像与结冰工况参数作为输入,以二维冰形曲线傅里叶级数拟合参数作为输出,建立深度神经网络预测模型,实现了对任意对称翼型结冰特征的预测能力。结果表明:提出的模型可以准确地预测任意对称翼型几何特征条件下的结冰外形,冰形面积与最大冰厚等冰形主要参数预测误差均保持在10%以下。

关键词：对称翼型结冰预测多模态融合深度神经网络傅里叶级数

高超声速进气道自起动特性磁流体动力学控制机理

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中国科学：物理学、力学、天文学 2024年第3期54卷 134-145页

作者：罗仕超柳军胡守超吴里银常雨孔小平张宏安吕明磊中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所绵阳621000 中国空气动力研究与发展中心跨流域空气动力学重点实验室绵阳621000 国防科技大学空天科学学院长沙410073

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、... 详细信息

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.

关键词：磁流体动力学高超声速进气道流动控制自起动特性数值模拟

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高速对转涵道风扇双驱动电机的热特性

航空学报 2024年第8期45卷 146-161页

作者：黄维康张卓然达兴亚袁培博高华敏南京航空航天大学自动化学院南京210016 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所绵阳621000

提出一种适用于高速巡航的对转涵道风扇的双电机驱动架构,采用对转风扇-风扇-电机-电机(FFMM)的布局设计。在该驱动架构中,前后级驱动电机根据气动需求具有不同的功率和尺寸。FFMM布局的双电机驱动架构整体安装在涵道中心体内,有利于提... 详细信息

提出一种适用于高速巡航的对转涵道风扇的双电机驱动架构,采用对转风扇-风扇-电机-电机(FFMM)的布局设计。在该驱动架构中,前后级驱动电机根据气动需求具有不同的功率和尺寸。FFMM布局的双电机驱动架构整体安装在涵道中心体内,有利于提高对转涵道风扇的气动性能,然而同一腔体内的双电机间存在热耦合和绕组间空腔的积温现象,难以判断风扇运行过程的电机温升情况和基于对转风扇气流的冷却效果。分析了所提FFMM布局的双电机驱动架构在不同工况下的电机损耗分布特性;探究了电机间热耦合对前后电机温升的影响,并对电机间积温空腔热网络模型进行优化;为平衡中心体内前后电机的温度分布,减少中心体结构轴向长度,采用环状导热片结构调节双电机间的热耦合程度,有效提高电机间积温空腔的散热性能并优化前后电机的温升分布。基于高速对转涵道风扇搭建实验平台并完成电磁与温升实验。实验结果与仿真结果一致,表明直接风冷条件下FFMM布局高速对转涵道风扇有着较强的散热能力,并且环状导热片对FFMM布局的中心体内部温度的分布有着更好的冷却效果。

关键词：航空电推进电推进飞机对转涵道风扇驱动电机热分析

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

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激光与光电子学进展 2024年第13期 134-148页

作者：方洪鑫支冬吴学成李云飞常雨陈卫孔荣宗浙江大学工程师学院中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所中国空气动力研究与发展中心跨流域空气动力学重点实验室

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... 详细信息

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。

关键词：可调谐半导体激光吸收光谱高超声速风洞流场诊断温度浓度速度

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迎风角对加油稳定伞气动特性的影响

航空动力学报 2024年第7期39卷 95-102页

作者：吴金华黄霞刘志涛郭林亮张磊中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所四川绵阳621000

为研究迎风角对加油稳定伞气动特性的影响,设计了一种1∶1全尺寸可变迎风角加油稳定伞,可真实模拟恒定阻力特征加油稳定伞和自适应变阻力特征加油稳定伞的结构特点,并在FL-14风洞建立了加油稳定伞气动特性测量试验方法,通过试验获得了... 详细信息

为研究迎风角对加油稳定伞气动特性的影响,设计了一种1∶1全尺寸可变迎风角加油稳定伞,可真实模拟恒定阻力特征加油稳定伞和自适应变阻力特征加油稳定伞的结构特点,并在FL-14风洞建立了加油稳定伞气动特性测量试验方法,通过试验获得了不同迎风角对加油稳定伞张开过程、变形结果以及阻力的影响.结果表明:加油稳定伞完全张开所需的风速随迎风角增大呈现增大趋势;相同风速下,迎风角越大加油稳定伞阻力越大;受风载后,恒定阻力特征加油稳定伞迎风角不变,自适应变阻力特征加油稳定伞迎风角减小;1mm骨架片的自适应变阻力特征加油稳定伞在迎风角46°、风速55~75 m/s范围内达到良好的自适应阻力特征调节效果,阻力值基本稳定.

关键词：风洞试验加油稳定伞迎风角气动特性骨架片

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荧光油膜速度场的自适应快速光流解法

航空学报 2024年第7期45卷 58-67页

作者：蔡章博张征宇余皓占书恒西南科技大学信息工程学院绵阳621000 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所绵阳621000

现有光流法解算基于荧光油膜的摩阻测量方程耗时长,制约了荧光油膜试验技术在生产型风洞中的推广应用。为此,提出了荧光油膜速度场的空间自适应快速光流解法,一方面通过推导构造共轭迭代式,较现有光流法的雅可比矩阵分割迭代式,有更小... 详细信息

现有光流法解算基于荧光油膜的摩阻测量方程耗时长,制约了荧光油膜试验技术在生产型风洞中的推广应用。为此,提出了荧光油膜速度场的空间自适应快速光流解法,一方面通过推导构造共轭迭代式,较现有光流法的雅可比矩阵分割迭代式,有更小的存储量、更高的收敛性与稳定性;另一方面结合荧光油膜图像的灰度梯度信息,对图像进行空间自适应降采样进行共轭迭代快速获得大流动结构,再升到满分辨率迭代和全局优化,即可准确捕捉到精细的流动结构,大幅提高荧光油膜速度场的解算速度。仿真实验表明:在给定收敛误差限下本算法较现有光流法计算速度提升26.6%,在相同预设迭代次数下,平均误差减小1.4%,最大误差减小2.3%。多个高速风洞的油膜试验结果表明:本算法测得壁面流动现象正确、流谱清晰精细,较现有光流法计算速度平均提升了23%,优势明显,工程应用价值大。

关键词：光流法共轭梯度法自适应采样荧光油膜速度场

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乘波依赖区

力学学报 2024年第6期56卷 1644-1654页

作者：孟旭飞白鹏刘建霞陈立立刘传振中国航天空气动力技术研究院北京100074 中国空气动力研究与发展中心四川绵阳621000

在应用乘波体设计气动布局时,一般默认乘波面不可修改,这带来了例如下表面修形困难、容积不可调等问题.文章提出乘波依赖区的概念,即决定乘波体主激波的物面区域,借助特征线理论,确定无黏轴对称超声速流场中激波依赖的流场区域,将此部... 详细信息

在应用乘波体设计气动布局时,一般默认乘波面不可修改,这带来了例如下表面修形困难、容积不可调等问题.文章提出乘波依赖区的概念,即决定乘波体主激波的物面区域,借助特征线理论,确定无黏轴对称超声速流场中激波依赖的流场区域,将此部分区域流场作为基准流场,追踪流线生成相应的乘波曲面即为乘波依赖区.根据斜激波理论初步分析了影响乘波依赖区大小的因素,并使用计算流体力学技术对保留不同乘波面范围的测试外形进行了验证,分析后缘截面及对称面流场激波结构及升阻力特性和纵向稳定性.结果表明,仅保留乘波依赖区即可维持主要的激波形状,使得激波附着于测试外形前缘,保持良好的乘波特性.乘波依赖区力图在不破坏乘波效应的基础上,确定乘波体的哪些区域可以修改,对乘波体扩容、减阻、宽速域设计和进气道安装布置具有一定参考意义.

关键词：乘波体密切锥激波依赖区特征线