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电弧风洞高焓流动模拟及壁面催化效应研究

力学与实践 2023年

作者：周凯武建英李小鹏欧东斌中国航天空气动力技术研究院第二研究所

对电弧风洞高焓流动进行模拟时，基于其高温复杂流场特性，对比不同热化学模型、壁面催化条件、流场一体化及分体计算等多种数值计算条件下，电弧风洞内部、出口流场特性及典型模型壁面热流分布。结果表明，模型距离喷管出口较近时，流... 详细信息

对电弧风洞高焓流动进行模拟时，基于其高温复杂流场特性，对比不同热化学模型、壁面催化条件、流场一体化及分体计算等多种数值计算条件下，电弧风洞内部、出口流场特性及典型模型壁面热流分布。结果表明，模型距离喷管出口较近时，流场分体计算可以提高计算效率，但是模型距离喷管出口较远时，则必须采用一体化计算保证计算精度，数值模拟单温度热平衡模型计算得到的等热流模型表面热流高出双温度热非平衡模型6.99%。同时对电弧风洞高焓流动壁面催化效应开展研究，通过X射线扫描电镜对3组类型热流传感器表面元素成分进行分析，研究热流传感器表面催化属性对气动热测量的影响。结果表明，壁面催化效应会显著增加试验模型表面气动热环境，采用无氧铜基体的塞式量热计进行电弧风洞热流测量时，其表面会被氧化成CuO，数值模拟壁面采用有限催化条件γ=0.022时计算结果与试验结果更接近，也与文献中CuO的催化复合系数匹配。

关键词：电弧风洞高焓流动数值模拟壁面催化效应热流率

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吸气式空空导弹FADS系统设计

中国科学：技术科学 2016年第11期46卷 1193-1206页

作者：陈广强刘吴月豆修鑫周伟江豆国辉中国航天空气动力技术研究院第一研究所北京100074

分析了吸气式空空导弹FADS系统设计面临的关键技术难点及设计流程.针对吸气式空空导弹大长细比布局、高机动、大攻角和低成本控制等特点,提出了一种高精度、多点故障诊断、容错和可抗大过载的FADS系统设计方法.主要包括基于压力模型、... 详细信息

分析了吸气式空空导弹FADS系统设计面临的关键技术难点及设计流程.针对吸气式空空导弹大长细比布局、高机动、大攻角和低成本控制等特点,提出了一种高精度、多点故障诊断、容错和可抗大过载的FADS系统设计方法.主要包括基于压力模型、分层诊断和多模型重构容错策略的求解算法设计、系统误差模型设计、高精度和抗大过载压力测量模块设计、以及解算机模块设计等.针对某典型吸气式空空导弹外形设计了9个测压点布局、飞行马赫数2.0-4.5的FADS系统原理样机,在1.2 m×1.2 m超声速风洞完成原理样机的实时解算试验,试验结果表明：静压测量相对误差≤6.9%,马赫数测量误差〈0.1,攻角和侧滑角的测量误差均〈1°.重构模型的测量误差接近基准模型的误差;算法诊断故障点数≤3,故障诊断的范围是P1点的偏差≤-20%或≥40%,P2-P9点的偏差≤-30%或≥30%,算法具有≤2故障点的容错能力.系统的测量误差水平、故障诊断和容错能力均能满足工程要求.

关键词：吸气式空空导弹嵌入式大气数据传感系统风洞试验故障诊断与容错计算流体力学

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低成本飞行试验平台的FADS技术研究

宇航学报 2015年第10期36卷 1195-1202页

作者：陈广强王贵东陈冰雁周伟江纪楚群罗小云中国航天空气动力技术研究院第一研究所北京100074

在国内首次利用成熟的低成本火箭弹平台,开展超声速(马赫数>3)飞行试验的嵌入式大气数据传感系统技术研究。针对嵌入式大气数据传感系统的求解算法,测量系统和误差影响等关键技术问题,建立基于神经网络技术的求解算法和设计飞行试验方案... 详细信息

在国内首次利用成熟的低成本火箭弹平台,开展超声速(马赫数>3)飞行试验的嵌入式大气数据传感系统技术研究。针对嵌入式大气数据传感系统的求解算法,测量系统和误差影响等关键技术问题,建立基于神经网络技术的求解算法和设计飞行试验方案,并完成飞行试验和数据分析研究。研究结果表明基于神经网络技术的求解算法具有较好的鲁棒性和较高的求解精度。测量结果与雷达测量结果基本吻合,验证了算法设计;测量结果相对于雷达测量结果,静压平均相对误差约为5.2%,最大相对误差18.8%;马赫数平均相对误差4.2%,最大相对误差14.9%。攻角和侧滑角的测量结果与理论弹道结果变化趋势接近。研究结果可为相关飞行试验技术研究提供参考。

关键词：飞行试验火箭弹嵌入式大气数据传感系统神经网络计算流体力学

真实气体效应对等离子体鞘套及电磁参数的影响

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航空动力学报 2022年第8期37卷 1579-1586页

作者：李俊红吕俊明苗文博程晓丽中国航天空气动力技术研究院空气动力理论与应用研究所北京100074 中国航天科技集团有限公司航天飞行器气动热防护实验室北京100074

针对高速飞行器高超声速飞行环境,建立了热化学非平衡流动数值模拟技术,并对计算方法的可靠性进行了验证,接着开展了真实气体效应对飞行器等离子体鞘套及其电磁参数的影响规律分析。结果表明:飞行器物面中心线等离子体密度峰值与飞行试... 详细信息

针对高速飞行器高超声速飞行环境,建立了热化学非平衡流动数值模拟技术,并对计算方法的可靠性进行了验证,接着开展了真实气体效应对飞行器等离子体鞘套及其电磁参数的影响规律分析。结果表明:飞行器物面中心线等离子体密度峰值与飞行试验符合良好;对于碰撞频率,沿滞止流线,双温模型以及Park反应模型对等离子体碰撞频率的影响趋势是一致的;对于相对介电常数,除激波附近,流场其他区域的实部接近1,激波附近小于1,虚部沿滞止流线逐渐升高;双温模型以及Park反应模型对相对介电常数实部和虚部的影响趋势是一致的。

关键词：热化学非平衡等离子体鞘套真实气体效应双温模型电磁参数

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民用客机可变弯度机翼优化设计研究

航空工程进展 2022年第4期13卷 25-36页

作者：郝璇张青青苏诚王斌中国航天空气动力技术研究院第二研究所北京100074

远程宽体客机在实际飞行状态下,机翼变弯度有效减阻能够提升客机性能和飞行品质。以全机配平构型为研究对象,基于襟翼、扰流板偏转建立变弯度模型;采用RANS方程实现阻力的精确求解并建立响应面模型,对不同升力系数、马赫数的多个飞行状... 详细信息

远程宽体客机在实际飞行状态下,机翼变弯度有效减阻能够提升客机性能和飞行品质。以全机配平构型为研究对象,基于襟翼、扰流板偏转建立变弯度模型;采用RANS方程实现阻力的精确求解并建立响应面模型,对不同升力系数、马赫数的多个飞行状态进行变弯度减阻优化;在此基础上,对实际飞行过程中变弯度操作需求及综合减阻性能进行分析,并采用布雷盖公式评估机翼变弯度后全航段综合巡航效率。结果表明:在巡航马赫数飞行时,采用两次变弯度设置即可在较宽的升力系数范围内获得减阻收益;在10 km定高巡航时,机翼变弯度可使整个航段综合减阻1.9 cts,航时、航程提高0.72%;在8和10 km进行一次阶梯巡航,机翼变弯度可使整个航段综合减阻2.9 cts,航时、航程提高1.19%。

关键词：可变弯度机翼宽体客机减阻配平特性优化设计

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大直径整流罩运载火箭选型抖振试验研究

北京航空航天大学学报 2023年第12期49卷 3230-3236页

作者：王国辉闫指江季辰唐伟魏远明中国运载火箭技术研究院北京100076 北京宇航系统工程研究所北京100076 中国航天空气动力技术研究院北京100074

运载火箭在研制初期会根据卫星的包络需求提出整流罩的包络尺寸,进而提出火箭的初步构型设计。为了预示火箭设计构型的抖振风险,需针对火箭具体的外形尺寸、箭体频率、刚度数据开展跨声速抖振试验研究的相关工作。采用全弹性模型的抖振... 详细信息

运载火箭在研制初期会根据卫星的包络需求提出整流罩的包络尺寸,进而提出火箭的初步构型设计。为了预示火箭设计构型的抖振风险,需针对火箭具体的外形尺寸、箭体频率、刚度数据开展跨声速抖振试验研究的相关工作。采用全弹性模型的抖振试验技术,以某型火箭3种5 m级直径整流罩构型为研究目标,通过开展2个方向的抖振试验,采用特征系统实现算法,评估3种火箭构型的抖振风险。研究结果表明:5.2 m直径整流罩+3.35 m直径三级构型一阶弹性模型对来流的响应时间短、响应幅值低,一阶和二阶弹性模型的气动阻尼值均大于零,可作为中国未来中型运载火箭大直径整流罩构型的外形设计方案。

关键词：整流罩运载火箭跨声速抖振特征系统实现算法全弹性模型风洞试验

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一种适用于航天大数据的深度决策树模型

北京邮电大学学报 2023年第3期46卷 1-6页

作者：常霄黄智濒禹旻杨武兵北京邮电大学计算机学院北京100876 中国航天空气动力技术研究院第一研究所四室北京100074

常规处理百万网格航天大数据的物理量回归分析方法不适用于复杂的流场环境,可使用多种机器学习模型解决该问题。但已有的机器学习模型无法同时具备高预测精度、模型可解释性和大数据处理能力。对此,提出了一种新型深度决策树模型。基于... 详细信息

常规处理百万网格航天大数据的物理量回归分析方法不适用于复杂的流场环境,可使用多种机器学习模型解决该问题。但已有的机器学习模型无法同时具备高预测精度、模型可解释性和大数据处理能力。对此,提出了一种新型深度决策树模型。基于堆叠的深度森林模型,通过自适应多粒度扫描和自生长级联森林对隐藏特征进行提取和利用。使用航天大数据进行实验,结果表明所提模型在预测精度、泛化性能和核心功能增益等方面优于随机森林、XGBoost和LightGBM模型。

关键词：深度决策树机器学习堆叠模型航天大数据

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火星探测器大气数据测量方法研究

航空学报 2022年

作者：陈广强豆国辉魏昊功邹昕刘周周伟江中国航天空气动力技术研究院第一研究所北京空间飞行器总体设计部

针对火星探测器进入飞行弹道的高马赫数、化学非平衡效应和低动压等特点，提出了一种基于MEADS/IMU耦合的进入大气数据测量方法，实现海拔60km以下区域的火星大气数据测量。利用自主研发CACFD软件平台的化学非平衡模型/完全气体模型计...

针对火星探测器进入飞行弹道的高马赫数、化学非平衡效应和低动压等特点，提出了一种基于MEADS/IMU耦合的进入大气数据测量方法，实现海拔60km以下区域的火星大气数据测量。利用自主研发CACFD软件平台的化学非平衡模型/完全气体模型计算获得探测器宽速域飞行流场的表面压力点数据，建立了基于BP神经网络的MEADS算法模型。在高马赫数段（Ma>12）利用IMU测量获得的马赫数作为输入条件，结合MEADS算法测量获得总压、动压、静压、攻角和侧滑角等飞行大气参数，成功克服了马赫数无关性对MEADS系统测量的影响。在低马赫数段（Ma≤12），直接应用MEADS算法测量静压、马赫数、攻角和侧滑角。测试结果表明在MEADS系统的测压单元误差≤7Pa的条件：总压测量误差≤14Pa（1.5%），攻角测量误差≤0.9°，侧滑角测量误差≤0.9°，动压测量误差≤10Pa（1.5%），静压测量误差≤7Pa（3%）；马赫数测量误差≤0.1。飞行试验数据得出：MEADS测量结果与IMU测量马赫数、攻角和侧滑角等结果基本一致。

关键词：

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适用于超声速流场计算的有限体积紧致算法

航空动力学报 2015年第10期30卷 2481-2487页

作者：朱志斌袁湘江陈林中国航天空气动力技术研究院空气动力理论与应用研究所北京100074

结合紧致格式与有限体积法两者的优点,提出了一种基于有限体积的紧致算法.采用特征处理的通量限制方法抑制紧致格式在间断附近的非物理振荡,将该算法应用于航天领域超声速流场的数值模拟.通过计算典型算例,并与其他格式计算结果进行对比... 详细信息

结合紧致格式与有限体积法两者的优点,提出了一种基于有限体积的紧致算法.采用特征处理的通量限制方法抑制紧致格式在间断附近的非物理振荡,将该算法应用于航天领域超声速流场的数值模拟.通过计算典型算例,并与其他格式计算结果进行对比,证明了该算法能够无振荡捕捉各种间断,且对波系结构的刻画最为锐利,并能够精细分辨小尺度流场结构,计算结果与精确解最为接近.

关键词：超声速流动有限体积法紧致格式高精度高分辨率非物理振荡