高超声速波系结构的彩色纹影显示技术

针对高超声速流场波系结构复杂、激波相互作用强、激波强度差别大等特点,发展了非侵入式、高灵敏度的彩色纹影流场显示技术,结合彩色滤光片设计技术和高速摄影技术,将彩色纹影系统的空间分辨率提高至0.1 mm 量级,时间分辨率达到1 s量级。在高超声速激波风洞中分别研究了斜激波相互作用产生的正规反射和马赫反射激波结构,以及斜激波与弓形激波相互作用产生的IV 型激波干扰,得到了清晰的彩色纹影照片,细致展现了待测流场的复杂结构,证明了该彩色纹影技术能够为高超声速流场诊断提供有力的技术支撑。     

基于数值模拟计算的返回舱再入黑障特性分析

为了研究返回舱再入黑障区等离子鞘套的特性,利用FASTRAN软件对返回舱再入黑障段进行数值模拟计算,获得了返回舱周围流场和气体电离等参数的分布特性。结果表明:返回舱再入段由于进行高超声速飞行,气体的压缩形成强的弓体激波,激波层内气体压强增大,温度升高,气体发生电离,产生NO+离子和电子等带电体,形成了包覆在返回舱周围的等离子鞘套。通过分析不同返回舱的计算数据,得出返回舱激波层后气体温度的变化与初始速度相关,压强的变化与初始速度和初始压强相关;激波层后气体离解的程度与振动温度相关,N2较O2发生离解的振动温度高;影响等离子鞘套的主要参数是平动温度和电子数密度,其大小和分布在不同返回舱的相同归一化距离下基本一致。     

单脉冲激光能量沉积对超声速钝头体波阻的影响

采用数值模拟和实验手段对单脉冲条件下的激光能量沉积减小超声速钝头体波阻进行了系统地研究。首先利用数值仿真的方法模拟了马赫5的超声速气流条件下,能量沉积对半球体阻力特性的影响,通过压力温度等值线及驻点参数的变化规律,分析了能量沉积减阻机理。研究结果表明由于能量的注入,钝头体前弓形激波发生变形,激波脱体距离增大,降低了钝头体表面的压力,从而减小了钝头体的波阻,在单脉冲作用时间内,波阻减小了13%。建立了超声速条件下单脉冲激光能量沉积减阻实验系统,利用高分辨率的纹影系统拍摄激光能量沉积产生的激波与弓形激波相互作用过程,实验结果与数值模拟结果基本吻合。     

利用红外热图开展通用航空飞行器气动热特性试验

为了对通用航空飞行器（CAV）从近连续流到稀薄过渡流气动热特性进行研究,用红外热图技术在地面试验中测量了在典型轨道参数状态下CAV表面的热流分布。首先介绍了气动热试验研究所用的高超声速低密度风洞、红外热像仪等主要仪器设备的性能参数以及高超声速通用航空飞行器模型。其次介绍了高超声速低密度风洞气动热试验采用的3种模拟准则即粘性干扰参数、总焓与壁面焓差参数和克努曾数。最后,在马赫数M=7、12,攻角=0、12、24试验条件下,获得了CAV模型迎风面、背风面、侧面典型的流场结构图、红外热图和热流分布,并对CAV模型在不同状态下迎风中心线与翼前缘热流的试验结果、迎风中心线试验结果与工程计算结果进行了比较。研究表明:翼边缘热流大小呈现马鞍形分布,攻角变化对气动加热影响比较明显。     

纳秒脉冲激光能量沉积激波减阻机理数值研究

为详细揭示纳秒单脉冲激光能量沉积激波减小波阻的机理,分别研究了单脉冲激光能量沉积与正激波相互作用、单脉冲激光能量沉积与弓形激波超声速流场相互作用。鉴于常用数值模拟方法不考虑空气的离解和电离,不能合理模拟激光能量沉积诱导等离子体热核的空间分布,采用泪滴形能量分布,且耦合有限速率化学反应模型,所得到的激波和热核演化过程的数值模拟结果与实验吻合程度高,验证了所提出模拟方法的合理性。分别选取马赫数为1.92条件下的正激波和弓形激波,入射激光能量大小为10.1 mJ和12 mJ,研究表明:单脉冲激光能量沉积诱导形成的等离子体热核通过正激波后,形成上下对称的涡环结构;在弓形激波条件下,在波后形成的低压涡环引起波阻减小,这是激波减阻的主要机理。     

单脉冲激光减小超声速飞行器波阻的实验研究

利用激光等离子体减小超声速飞行器的气动阻力是一种新概念减阻方式。根据单脉冲激光减小超声速飞行器波阻瞬态流场的特点,建立了超声速条件下单脉冲激光能量沉积减阻实验系统,利用高分辨率的纹影系统拍摄激光能量沉积产生的激波与弓形激波相互作用过程,分析了激光减小超声速飞行器波阻的机理,以实验手段验证了激光等离子体可以减小超声速飞行器波阻,为研究高重复频率激光减阻提供了实验测试方案。     

高超声速磁流体数值模拟研究

高超声速流动情况下,气流经过强激波后温度升高,发生电离和离解,导致局部存在等离子流并进而产生诱导磁场和电场,流动经过与磁场、电场的相互作用变得更加复杂。如果在高超速流场中人为加入磁场,则可以改变流场结构,实现对流动的控制,达到减阻、热防护等目的。首先完成了磁流体力学控制方程推导,然后对FLUENT软件进行二次开发,使其具备磁流体力学控制方程即MHD的数值模拟能力,最后进行了高超声速钝头体MHD流动的数值模拟研究。     

在稀薄气流中用红外热图测量中低量值热流

在分析高高空热流测量需求基础上,针对高超声速飞行器稀薄气流地面试验热流量值小等特点,从满足模型壁面定常热流假设和一维半无限大假设条件、减小试验模型侧向导热误差和控制试验模型表面温升等方面分析了试验模型加热时间对热流测量的影响。其次选择较低热扩散系数模型绝热材料、采用瞬变平面热源法提高试验模型材料热物性参数标定精度、采用漫反射补偿等提高发射率测量精度等手段,提高中低量值热流测量精度。最后,在利用薄壁量热法获得模型表面热流时,测量MW/m2量级热流是把热电偶焊接在试验模型内壁面,而用红外热图及测量几kW/m2到几百kW/m2量级热流是测量模型外壁面热流,为了对这三者结果进行比较,在马赫数 Ma 为 12、试验总压 P₀ 为4.2 MPa、试验总温 T₀ 为700 K的试验状态下,用热电偶与红外热图同时测量了双锥薄壁模型不同点的热流,结果表明:红外测热结果与热电偶测量外壁面结果更接近,热电偶布置在外壁面位置所获得的热流大于布置在内壁面位置所获得的热流,模型加热时间对不同量值热流测量的影响是不同的。     

高超声速电子战需求浅析

高超声速武器具备改变未来战争规则的潜力,是当前大国军事竞争的焦点所在,受到了中美等国家的高度重视。提出了对高超声速武器在战术应用方面的理解,从防御和进攻两个方面分析了高超声速武器对电子战技术的需求,提出了未来高超声速电子战技术的研究方向建议。     

高超声速飞行器楔面激波的光线偏折校正模型

天文定姿是飞行器实现高精度自主导航的重要技术手段之一。高超声速飞行器在飞行过程中会产生激波,造成光线偏折,影响星敏感器的观测和天文定姿导航的性能。现代高超声速飞行器多采用乘波体设计,其载荷舱部分可简化为楔面结构。论文聚焦高超声速飞行器上楔面激波,基于空气动力学理论,给出了高超声速楔面激波结构参数的解析计算方法,以及激波对光线偏折影响的量化测算模型。提出了一种利用解析计算结果控制光线偏折的校正模型,讨论了激波角测量误差在该模型中的传播,证明了激波角测量误差与其引起的校正效果偏差其呈负线性相关。仿真试验表明,在高度20 km、马赫数5-8的条件下,楔面上方形成稳定的激波结构,对入射光线造成的偏折可达6.8";解析计算方法获得的激波角参数与试验结果误差在0.1"以内。这意味着运用该模型来校正光线偏折的误差可以控制在激波角观测误差的量级,可以显著提升观测精度。     

激光能量主动控制高超声速进气道研究现状

以注入激光能量的方式对高超声速进气道进行主动流动控制是提高超燃冲压发动机性能的一种重要方法。回顾了国际学者针对斜激波相互作用、Edney IV型激波相互作用和来流捕获这3项内容的控制方法和结果,为国内主动控制高超声速流场的研究提供了有益参考。     

高超声速飞行器激波层产生的光折射效应数值模拟

用结构网格Godunov有限体积计算格式,模拟了高马赫数钝头体的全流场和激波层的特性,根据气压和密度的分布对流场进行了均匀层、激波层和非均匀层的划分,数值模拟了高超声速飞行器头部产生的高压、高密度的激波层对光束产生的折射效应.结果表明,高马赫数下飞行器产生的激波,在很大程度上影响了光束的传输,通过模拟三维空间大气的流场压力和密度,进行光学计算校正光束通过激波层产生的折射误差是可行的.     

高超声速飞行器热喷高温燃气红外辐射特性数值模拟

喷流反作用控制系统（Reaction Control System, RCS）热喷高温燃气辐射效应对飞行器光学探测跟踪具有重要影响。基于谱带辐射模型,通过求解带化学反应源项的三维Navier-Stokes方程和辐射传输方程,对高超声速飞行器喷流反作用控制系统热喷干扰流场及其红外辐射特性进行了数值模拟,分析了二次燃烧效应、不同飞行条件以及不同观测角度对流场红外辐射特性的影响。研究表明:典型状态喷流辐射计算与实验测量结果一致,流场与红外辐射数值方法具有较好的适应性;飞行器RCS工作所形成热喷干扰流场的红外辐射,主要由喷流燃气中的CO₂和H₂O组分贡献,其中CO₂对辐射的贡献更大,流场中二次燃烧效应对流场辐射强度有显著影响,在20 km高度下可使流场辐射强度提高一倍以上;随着马赫数/高度的增加,流场辐射强度均呈现先略有减小,后增大的趋势,随着高度增加,二次燃烧效应对流场辐射强度的影响明显减弱;由飞行器RCS工作引起的辐射增量十分显著,俯视观测以及3~5 μm波段的目标辐射强度最大。文中的研究结果可为飞行器探测跟踪提供参考。     

超声速二次喉道扩压器流动特性的数值模拟

超声速二次喉道扩压器是超声速地面试验设备的重要部件,位于超声速风洞试验段下游,能够有效地减小气流能量损失,降低风洞运行的压比。二次喉道扩压器正常工作时,二次喉道处马赫数略大于1,在其下游不远处产生一道正激波变成亚声速流,这样当上游或下游压力出现某种波动时仍能保持稳定工作。本文使用Fluent软件对高空台-二次喉道扩压器流场进行了数值计算,较好地模拟了二次喉道扩压器内流动特性及抗反压特性,分析比较了几何参数对于风洞试验的影响。     

太赫兹波在高超声速目标等离子体鞘套中的传输特性

高超声速飞行器在临近空间飞行过程中会产生等离子体鞘套,这种等离子体鞘套的存在会严重干扰地面与飞行器之间的通信。针对这一问题,在计算球锥流场的基础上,根据流场温度、压强分布以及空气离解反应模型建立了等离子体鞘套模型,并基于时域有限差分方法研究了不同飞行速度、不同入射角度下太赫兹波在等离子体鞘套中的传输特性。结果表明,在不同的飞行速度和入射角度下,太赫兹波都可以有效地穿透等离子体鞘套。该研究对实现临近空间与高超声速飞行器的通信具有重要意义。     

硅基材料烧蚀产物对高温气体流场辐射影响

高温气体流场辐射特性在高超声速飞行器目标探测、识别和气动热环境预测等方面具有重要应用。基于带辐射模型,考虑硅基防热材料热化学烧蚀产物的可见光和红外辐射机制,建立了烧蚀产物光谱参数的计算方法,发展了高温气体烧蚀流场辐射特性计算软件。高温气体烧蚀流场的数值模拟结果,利用所发展的辐射计算软件,计算分析了自由飞弹道靶实验模型及高超声速钝头体流场的辐射特性,重点研究了各种烧蚀产物的影响。研究表明:烧蚀产物对流场红外辐射特性具有重要影响。     

高超声速滑翔式飞行器突防轨迹优化研究

为研究多种约束条件下的高超声速滑翔式飞行器快速突防轨迹优化问题, 提出了基于hp自适应伪谱法的多段优化求解策略。建立了高超声速滑翔式飞行器的运动学模型, 用三次样条插值拟合升力系数和阻力系数。综合考虑动压、过载和热流约束, 建立了考虑禁飞区和航路点的约束模型。详细阐述了hp自适应伪谱法的求解原理, 提出了以航路点为分段点的求解策略, 最后以最小到达时间为代价函数对高超声速滑翔式飞行器再入突防过程进行了数字仿真。仿真结果表明, 基于分段求解策略的最优轨迹能够有效满足各种约束条件的限制, 达到了快速突防的目的。     

挡板构型对直升机红外抑制器气动与红外辐射特性影响研究

设计了一种具有引射结构的挡板用以遮挡红外抑制器内部高温部件，同时挡板结构引射环境冷气对其自身表面降温，以大幅度降低红外抑制器红外辐射。采用数值模拟的方法研究了弓形挡板构型对红外抑制器气动性能、温度场与红外辐射强度空间分布的影响。结果表明:与无挡板结构(Case0)相比较，挡板结构将二元引射喷管的引射系数提高115%，红外抑制器的热混合效率增加273%，但红外抑制器总压恢复系数降低7%，红外抑制器3~5 μm波段壁面和气体辐射强度峰值分别降低46%和72%。与单层弓形挡板(Case1)结构相比，设计较优的双层弓形挡板(Case3)可以引射环境冷气，引射系数达到0.1左右，并将其冷端表面平均温度从638 K降低到415 K，红外抑制器3~5 μm波段壁面辐射强度峰值降低84%，气体辐射强度峰值降低80%。总体来看，弓形挡板冷端表面温度受双层弓形挡板内部引射气流、弓形挡板冷端下游滞止涡和二元混合管窄边出口附近的回流冷气三者共同影响。     

不同环境压强下激光空泡溃灭射流的实验研究

为了研究环境压强对固壁面附近激光空泡溃灭射流的影响,采用光偏转方法对固体壁面附近空泡溃灭行为进行了实验研究,得到了不同环境压强下空泡的溃灭时间、溃灭射流冲击压强。结果表明,相同激光能量下,环境压强对空泡溃灭时间、射流冲击压强都有非线性的影响关系,环境压强越大,溃灭时间越小,射流冲击压强越大;在空泡溃灭的前期,泡壁加速率较小且受环境压强的影响较小;在溃灭的后期,射流形成,空泡上表面泡壁中心点速率迅速增大,且相应阶段的加速率随着环境压强的增大而增大。这一结果对激光水下加工及空泡动力学的研究有积极的意义。     

高功率脉冲激光产生的激波在靶材中的传播

脉冲强激光辐照固体靶材时,瞬间即可在靶材辐照面形成一个高温高压的等离子体层.该等离子体向外高速喷射,从而施于靶面一个压力极高的冲击加载,导致一系列向靶内传播的压缩波.随着激光的持续辐照,陆续传入靶内的压缩波会形成一个阵面陡峭的激波.当激光强度保持恒定时,施于靶面的烧蚀压力亦保持不变,因而此时靶内的激波阵面压力会维持一个平稳阶段.在激光与靶材作用的后期,由于激光功率密度减小,表面烧蚀压降低,因而将一系列稀疏波传入靶内,由于稀疏波以当地声速和波阵面后粒子声速之和的速度传播,则经过一段时间之后,稀疏波便赶上激波并与之迭加,其结果使得激波波阵面压力降低.激光激波在靶材中同样经历着增强、持续和衰减三个阶段.文中采用流体动力学模型,解析地描述了脉冲强激光辐照靶材时,激波的产生及增强、维持和衰减规律,给出了激波峰值压力、激波速度、激波波形的时空关系.