宽速域流动控制技术与气动特性
随着飞行器向高速、宽域、高机动和高隐身方向的发展，飞行器在高超或超声速流动中会面临流动不稳定和热防护等极端问题，直接影响到飞行器的整体性能。宽速域流动控制技术涉及在亚声速、跨声速、超声速乃至高超声速等广泛速度范围内，对流体流动进行精确控制的技术。在宽速域流动控制技术的研究中，气动特性是一个重要的研究方向，可以为飞行器的设计、优化和控制提供重要依据。宽速域条件下的流动控制技术和气动特性研究对于提升飞行器的性能、稳定性和可靠性至关重要，成为当前航空航天技术的核心内容之一。本专题涉及宽速域中的流动控制技术、气动特性等方面的领域，旨在为高超声速飞行器设计和应用提供新的思路和技术支持，推动航空航天推进技术的发展。
关键词：
2024, 46(2):49-61.
DOI: 10.11887/j.cn.202402005
摘要:
从激波/湍流边界层干扰机理以及流动控制的迫切需求入手,从自适应涡流发生器、自适应鼓包、自适应微射流以及自适应次流循环四个方面对激波/湍流边界层干扰中的自适应控制技术研究进展进行了总结。分析认为,结合AI技术发展自适应流动控制技术,加速控制方式智能化,可作为新一代高超声速飞行器宽速域飞行的重要技术手段。具体来说,就是通过调节外加激励对高超声速飞行器不同区域实现局部流动加/减速、气动热防护、气动控制等功能,根据流场参数建立控制反馈回路,自适应调整局部流场结构,以满足工程实际需求。
从激波/湍流边界层干扰机理以及流动控制的迫切需求入手,从自适应涡流发生器、自适应鼓包、自适应微射流以及自适应次流循环四个方面对激波/湍流边界层干扰中的自适应控制技术研究进展进行了总结。分析认为,结合AI技术发展自适应流动控制技术,加速控制方式智能化,可作为新一代高超声速飞行器宽速域飞行的重要技术手段。具体来说,就是通过调节外加激励对高超声速飞行器不同区域实现局部流动加/减速、气动热防护、气动控制等功能,根据流场参数建立控制反馈回路,自适应调整局部流场结构,以满足工程实际需求。
2023, 45(6):40-47.
DOI: 10.11887/j.cn.202306005
摘要:
阐述了平流层飞艇气动特性天地相似缩比分析设计方法，给出了刚体模型与柔性体模型完成风洞试验需满足的相似准则数，并指导完成两类缩比模型研制及风洞试验。通过对两类缩比模型风洞试验数据的分析，发现平流层飞艇不同充气内压下气动特性规律基本一致，但较刚体模型有明显的差异；柔性特征下的气动阻力系数明显高于刚体，在零攻角状态下甚至高出一倍，引发滚转气动力矩特性出现稳定与发散的本质变化。这对平流层飞艇特别是低压保形下的柔性气动特性评估，克服现有采用刚体气动特性数据或工程估算方法进行“动阻平衡”飞艇总体设计存在较大偏差的弊端，具有重要工程应用价值。
阐述了平流层飞艇气动特性天地相似缩比分析设计方法，给出了刚体模型与柔性体模型完成风洞试验需满足的相似准则数，并指导完成两类缩比模型研制及风洞试验。通过对两类缩比模型风洞试验数据的分析，发现平流层飞艇不同充气内压下气动特性规律基本一致，但较刚体模型有明显的差异；柔性特征下的气动阻力系数明显高于刚体，在零攻角状态下甚至高出一倍，引发滚转气动力矩特性出现稳定与发散的本质变化。这对平流层飞艇特别是低压保形下的柔性气动特性评估，克服现有采用刚体气动特性数据或工程估算方法进行“动阻平衡”飞艇总体设计存在较大偏差的弊端，具有重要工程应用价值。
2022, 44(5):180-186.
DOI: 10.11887/j.cn.202205019
摘要:
采用Fay-Riddell关系式、直接模拟Monte Carlo方法和基于直接模拟Monte Carlo流场温度的Fourier传热三种热流表达方式,分别对比研究了不同来流克努森数(Kn)和不同来流马赫数(Ma)的结果,以期从微观视角给出经典连续方法在稀薄流区高估驻点热流的新理解。结果表明,驻点热流的稀薄效应体现在三个方面:一是温度跳跃,削弱温度梯度导致驻点热流降低；二是壁面附近平动非平衡,导致Fourier热传导定律失效且高估热流；三是壁面约束,致使Fourier热传导定律在距壁面3倍分子平均自由程内高估热流。
采用Fay-Riddell关系式、直接模拟Monte Carlo方法和基于直接模拟Monte Carlo流场温度的Fourier传热三种热流表达方式,分别对比研究了不同来流克努森数(Kn)和不同来流马赫数(Ma)的结果,以期从微观视角给出经典连续方法在稀薄流区高估驻点热流的新理解。结果表明,驻点热流的稀薄效应体现在三个方面:一是温度跳跃,削弱温度梯度导致驻点热流降低；二是壁面附近平动非平衡,导致Fourier热传导定律失效且高估热流；三是壁面约束,致使Fourier热传导定律在距壁面3倍分子平均自由程内高估热流。
2022, 44(1):92-98.
DOI: 10.11887/j.cn.202201014
摘要:
采用数值计算方法研究了超高速弹丸的气动流场特性,重点分析了弹丸再入段的气动流场特性。利用风洞试验数据验证了S-A和k－ω SST湍流模型的预测精度,计算结果表明,在法向力预测上,两种湍流模型的预测精度较高,均在2%以内。在轴向力预测上,S-A湍流模型的预测精度较高,误差约为4.6%。当弹丸以大攻角再入时,弹丸横流效应较为明显,迎风面由于激波作用使得弹丸表面压力急剧增大,而背风面形成脱落的大尺度流向涡结构,导致压力减小,其中,迎风面的压力增大对弹丸气动系数影响更大。大攻角下的弹丸气动阻力和升力系数呈现明显的非线性,阻力系数明显增大,而且弹丸的静稳定裕度也急剧降低,使得弹丸的收敛特性变差,这是引起弹丸再入段速度衰减的主要原因。
采用数值计算方法研究了超高速弹丸的气动流场特性,重点分析了弹丸再入段的气动流场特性。利用风洞试验数据验证了S-A和k－ω SST湍流模型的预测精度,计算结果表明,在法向力预测上,两种湍流模型的预测精度较高,均在2%以内。在轴向力预测上,S-A湍流模型的预测精度较高,误差约为4.6%。当弹丸以大攻角再入时,弹丸横流效应较为明显,迎风面由于激波作用使得弹丸表面压力急剧增大,而背风面形成脱落的大尺度流向涡结构,导致压力减小,其中,迎风面的压力增大对弹丸气动系数影响更大。大攻角下的弹丸气动阻力和升力系数呈现明显的非线性,阻力系数明显增大,而且弹丸的静稳定裕度也急剧降低,使得弹丸的收敛特性变差,这是引起弹丸再入段速度衰减的主要原因。
2022, 44(4):101-115.
DOI: 10.11887/j.cn.202204011
摘要:
采用数值模拟方法对宽速域(Ma为0.145～0.7)内飞翼布局采用后缘环量控制射流进行滚转控制开展系统研究,并与传统舵面控制构型进行对比。研究关注电磁隐身特性、滚转控制特性和相关流动机理,以及射流引气的综合影响。结果表明:随马赫数的增大,射流对边界层流动的夹带和阻滞效应减弱,滚转控制能力显著下降；但射流控制大幅提高了典型角域的电磁隐身特性,并且引气量少,推力损失小,控制效率因子(单位附加阻力系数产生的控制力矩系数)高。综合来看,后缘环量控制射流是一种极具潜力的飞翼布局滚转控制设备。
采用数值模拟方法对宽速域(Ma为0.145～0.7)内飞翼布局采用后缘环量控制射流进行滚转控制开展系统研究,并与传统舵面控制构型进行对比。研究关注电磁隐身特性、滚转控制特性和相关流动机理,以及射流引气的综合影响。结果表明:随马赫数的增大,射流对边界层流动的夹带和阻滞效应减弱,滚转控制能力显著下降；但射流控制大幅提高了典型角域的电磁隐身特性,并且引气量少,推力损失小,控制效率因子(单位附加阻力系数产生的控制力矩系数)高。综合来看,后缘环量控制射流是一种极具潜力的飞翼布局滚转控制设备。
2020, 42(3):66-73.
DOI: 10.11887/j.cn.202003009
摘要:
为研究不同射流状态对高超声速飞行器气动加热的影响,对高超声速来流条件下方孔和圆孔横向射流模型进行数值模拟,讨论射流压强、射流速度及射流方向对主流流场的影响,得到了不同射流状态下流场结构、壁面温度热流分布及壁面中心线温度热流变化。结果表明:射流在一定程度上能缓解壁面气动加热情况,壁面引射效果更好,壁面引射速度1 m·s-1时壁面热流降低接近三分之二。在高速(Ma>1)射流情况下,适当增大压强和速度,均会使得射流下游的冷却效果加强；在中低速(Ma<0.6)射流情况下,射流基本上不改变主流流场而在边界层内流动,流速越大,冷却范围越大,冷却效果也相对较好。射流方向与主流方向夹角为锐角时,利于射流孔下游降温；夹角为钝角时,利于射流孔上游降温。
为研究不同射流状态对高超声速飞行器气动加热的影响,对高超声速来流条件下方孔和圆孔横向射流模型进行数值模拟,讨论射流压强、射流速度及射流方向对主流流场的影响,得到了不同射流状态下流场结构、壁面温度热流分布及壁面中心线温度热流变化。结果表明:射流在一定程度上能缓解壁面气动加热情况,壁面引射效果更好,壁面引射速度1 m·s-1时壁面热流降低接近三分之二。在高速(Ma>1)射流情况下,适当增大压强和速度,均会使得射流下游的冷却效果加强；在中低速(Ma<0.6)射流情况下,射流基本上不改变主流流场而在边界层内流动,流速越大,冷却范围越大,冷却效果也相对较好。射流方向与主流方向夹角为锐角时,利于射流孔下游降温；夹角为钝角时,利于射流孔上游降温。
2019, 41(1):101-107.
DOI: 10.11887/j.cn.201901015
摘要:
针对高超声速滑翔导弹跟踪中状态模型构建问题，研究基于制导变量变化规律的气动参数建模方法。对气动参数进行分析，指出传统建模方法的缺点。在假设制导变量服从一阶时滞过程的前提下，利用线性化的气动系数推导气动参数模型，通过分析不同飞行状态下的模型变式，证明模型对目标机动具有自适应性。对模型中未知参数的取值问题进行讨论，实现模型与飞行状态的自适应匹配。仿真结果表明：当目标发生机动时，所提模型性能明显优于传统模型。同时，在不同滤波器参数条件下的仿真结果进一步证实了模型的有效性。
针对高超声速滑翔导弹跟踪中状态模型构建问题，研究基于制导变量变化规律的气动参数建模方法。对气动参数进行分析，指出传统建模方法的缺点。在假设制导变量服从一阶时滞过程的前提下，利用线性化的气动系数推导气动参数模型，通过分析不同飞行状态下的模型变式，证明模型对目标机动具有自适应性。对模型中未知参数的取值问题进行讨论，实现模型与飞行状态的自适应匹配。仿真结果表明：当目标发生机动时，所提模型性能明显优于传统模型。同时，在不同滤波器参数条件下的仿真结果进一步证实了模型的有效性。
2018, 40(6):17-22.
DOI: 10.11887/j.cn.201806003
摘要:
为了研究不同形状粗糙元诱导边界层转捩机理的差异，采用五阶精度加权紧致非线性格式数值模拟了Ma=4.20条件下方柱形、圆柱形、钻石形和半球形粗糙元引起的超声速平板边界层转捩问题。结果表明：方柱形粗糙元产生的分离区长度较大，分离区中存在较强的非定常扰动并产生绝对不稳定机制使边界层很早就发生转捩；钻石形粗糙元分离区的展向宽度较宽，导致分离区中的涡结构向下游发展时形成的湍流尾迹区较宽；而圆柱形和半球形粗糙元诱导边界层转捩的能力相对较弱。
为了研究不同形状粗糙元诱导边界层转捩机理的差异，采用五阶精度加权紧致非线性格式数值模拟了Ma=4.20条件下方柱形、圆柱形、钻石形和半球形粗糙元引起的超声速平板边界层转捩问题。结果表明：方柱形粗糙元产生的分离区长度较大，分离区中存在较强的非定常扰动并产生绝对不稳定机制使边界层很早就发生转捩；钻石形粗糙元分离区的展向宽度较宽，导致分离区中的涡结构向下游发展时形成的湍流尾迹区较宽；而圆柱形和半球形粗糙元诱导边界层转捩的能力相对较弱。
2016, 38(5):99-104.
DOI: 10.11887/j.cn.201605016
摘要:
针对高超声速滑翔飞行器变轨段大偏差条件下的标准轨迹跟踪问题，提出一种基于权值矩阵自适应修正的变轨段跟踪制导方法。分析了变轨段主要控制方式和标准轨迹特性；将简化的纵向运动方程在标准轨迹附近线性化；采用将误差项引进线性二次型性能指标加权矩阵的方式，设计了改进的权值自适应修正跟踪制导方法。CAVH飞行器仿真分析表明，该方法能够实现高超声速滑翔飞行器变轨段高精度自适应跟踪制导，对初始及过程偏差具有良好的鲁棒性。
针对高超声速滑翔飞行器变轨段大偏差条件下的标准轨迹跟踪问题，提出一种基于权值矩阵自适应修正的变轨段跟踪制导方法。分析了变轨段主要控制方式和标准轨迹特性；将简化的纵向运动方程在标准轨迹附近线性化；采用将误差项引进线性二次型性能指标加权矩阵的方式，设计了改进的权值自适应修正跟踪制导方法。CAVH飞行器仿真分析表明，该方法能够实现高超声速滑翔飞行器变轨段高精度自适应跟踪制导，对初始及过程偏差具有良好的鲁棒性。
2016, 38(2):48-55.
DOI: 10.11887/j.cn.201602009
摘要:
采用大涡模拟数值计算二维空间发展的超声速混合层，重点分析横向扰动对混合层的标量结构、标量厚度以及标量体积卷吸率的影响。采用理论模型验证了数值方法在计算标量混合特性方面的准确性。结果表明，横向扰动频率和振幅明显影响着混合层的标量增长率和卷吸率。高频扰动增大了混合层近场标量增长率和卷吸率，但是低频扰动改善了混合层远场标量增长率。大尺度涡卷吸过程对混合层标量卷吸率起决定作用。多频扰动有效地增强了超声速混合层的标量混合。
采用大涡模拟数值计算二维空间发展的超声速混合层，重点分析横向扰动对混合层的标量结构、标量厚度以及标量体积卷吸率的影响。采用理论模型验证了数值方法在计算标量混合特性方面的准确性。结果表明，横向扰动频率和振幅明显影响着混合层的标量增长率和卷吸率。高频扰动增大了混合层近场标量增长率和卷吸率，但是低频扰动改善了混合层远场标量增长率。大尺度涡卷吸过程对混合层标量卷吸率起决定作用。多频扰动有效地增强了超声速混合层的标量混合。
2014, 36(2):30-33.
DOI: 10.11887/j.cn.201402006
摘要:
在隔离段尾部设计节流装置是试验上模拟反压对隔离段流场影响的常用方法。针对不同节流方式对隔离段流场结构的影响，采用数值模拟方法进行了比较研究。比较三种节流方式，包括在斜坡面尾部设置节流直板、在头罩面尾部设置节流直板和流场中间布置对称斜楔等。结果表明，由于隔离段斜坡面和头罩面边界层发展的非对称性，三种方式所产生的激波串结构均靠近头罩一侧的壁面。第二种方式产生的激波串强度较大，边界层分离较为严重，容易造成流场堵塞，在实际中不利于激波串的试验研究。另外两种方式所产生的流场结构类似，但是第一种方式在设计加工上相对容易实现。
在隔离段尾部设计节流装置是试验上模拟反压对隔离段流场影响的常用方法。针对不同节流方式对隔离段流场结构的影响，采用数值模拟方法进行了比较研究。比较三种节流方式，包括在斜坡面尾部设置节流直板、在头罩面尾部设置节流直板和流场中间布置对称斜楔等。结果表明，由于隔离段斜坡面和头罩面边界层发展的非对称性，三种方式所产生的激波串结构均靠近头罩一侧的壁面。第二种方式产生的激波串强度较大，边界层分离较为严重，容易造成流场堵塞，在实际中不利于激波串的试验研究。另外两种方式所产生的流场结构类似，但是第一种方式在设计加工上相对容易实现。
2014, 36(2):73-80.
DOI: 10.11887/j.cn.201402013
摘要:
以液态燃料为动力的超燃冲压发动机中，液体横向射流在超声速气流中的喷注、混合和雾化特性直接影响了超燃冲压发动机燃烧室的工作效率。提出一种基于高速摄影的图像处理方法，此方法能消除图像处理过程中的人为因素干扰，得到唯一、定量的射流振荡的边界信息；提出一种基于粒子图像测速法的射流展向扩展边界获取方法，能得到射流破碎后形成液滴所能达到的最远距离；基于以上两种图像处理方法和对比实验研究了单孔喷注、展向组合和沿流向组合的喷注方式对射流穿透深度、展向扩展和激波角的影响，结果表明：相比单孔喷注方式，展向组合和沿流向组合的喷注方式均能增大射流的穿透深度，且能增大射流的展向扩展角和展向扩展范围；随着沿流向布置的喷孔间距的增大，射流的穿透深度增大。
以液态燃料为动力的超燃冲压发动机中，液体横向射流在超声速气流中的喷注、混合和雾化特性直接影响了超燃冲压发动机燃烧室的工作效率。提出一种基于高速摄影的图像处理方法，此方法能消除图像处理过程中的人为因素干扰，得到唯一、定量的射流振荡的边界信息；提出一种基于粒子图像测速法的射流展向扩展边界获取方法，能得到射流破碎后形成液滴所能达到的最远距离；基于以上两种图像处理方法和对比实验研究了单孔喷注、展向组合和沿流向组合的喷注方式对射流穿透深度、展向扩展和激波角的影响，结果表明：相比单孔喷注方式，展向组合和沿流向组合的喷注方式均能增大射流的穿透深度，且能增大射流的展向扩展角和展向扩展范围；随着沿流向布置的喷孔间距的增大，射流的穿透深度增大。
2013, 35(5):1-5.
摘要:
利用实验和数值仿真相结合的方法，对Ma1=1.5，Ma2=2.5，T0,1=300K，T0,2=1200K，压力匹配（p1=p2=86kPa）条件下的超声速混合层在不同隔板构型下的流场特性进行了研究。实验中发现在隔板上开凹腔对于混合层具有一定的混合增强效果，且凹腔长深比越大，这种效果越显著。对于尾缘交错分布的隔板，混合层流场显现出强烈的非定常性，且极大地增进了混合。通过相应的数值仿真发现，凹腔隔板的增混机制在于凹腔剪切层的再附着，而交错隔板则在于促进了大尺度流向涡的产生。
利用实验和数值仿真相结合的方法，对Ma1=1.5，Ma2=2.5，T0,1=300K，T0,2=1200K，压力匹配（p1=p2=86kPa）条件下的超声速混合层在不同隔板构型下的流场特性进行了研究。实验中发现在隔板上开凹腔对于混合层具有一定的混合增强效果，且凹腔长深比越大，这种效果越显著。对于尾缘交错分布的隔板，混合层流场显现出强烈的非定常性，且极大地增进了混合。通过相应的数值仿真发现，凹腔隔板的增混机制在于凹腔剪切层的再附着，而交错隔板则在于促进了大尺度流向涡的产生。
