“X”型布局锯齿唇口进气道的超声速飞行器气动与隐身一体化研究 被引量：13

1

作者 郑日升 戚开南 +2 位作者 张庆兵 肖志河 刘恒军 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第11期2471-2478,共8页

针对"X"型布局超声速飞行器气动外形与隐身性能一体化设计研究,采用标准k-ωSST湍流模型和多层快速多极子(MLFMA)数值计算方法,对比分析了有/无锯齿进气道唇口飞行器流动机理和散射机理,获得了有/无进气道唇口的气动性能和飞... 针对"X"型布局超声速飞行器气动外形与隐身性能一体化设计研究,采用标准k-ωSST湍流模型和多层快速多极子(MLFMA)数值计算方法,对比分析了有/无锯齿进气道唇口飞行器流动机理和散射机理,获得了有/无进气道唇口的气动性能和飞行器的雷达散射截面(RCS)。研究结果表明:在入射频率15GHz时,采用锯齿外形进气道唇口的飞行器在垂直极化(VV)和水平极化方式(HH)时能够降低飞行器的RCS;在锯齿区域附近出现大量的小尺度激波和涡流结构,扰乱了进气道正常流动;无锯齿时,进气道流量系数较大,其次是锯齿角度为90°外形,锯齿角度为45°时进气道的流量系数相对最小,主要是因为锯齿角度45°时的进气道进口泄漏量相对较小;得到了无锯齿时进气道的总压损失最小,同时,无锯齿进气道唇口飞行器的阻力系数相对较小。 展开更多

关键词 隐身 雷达散射截面 气动外形 高分辨一维距离像 流量系数 总压恢复系数 阻力系数 超声速飞行器 进气道

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4种布局形式下超声速飞行器进气道气动特性实验对比 被引量：14

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作者 谢文忠 郭荣伟 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第1期13-17,共5页

通过风洞实验数据对比分析了4种布局形式下超声速飞行器进气道的速度特性、迎角特性和侧滑角特性,所研究的进气道布局形式包括轴对称进气道、下颔式进气道、双下侧二元进气道以及"X"型倒置二元进气道,且均为定几何混压式进气... 通过风洞实验数据对比分析了4种布局形式下超声速飞行器进气道的速度特性、迎角特性和侧滑角特性,所研究的进气道布局形式包括轴对称进气道、下颔式进气道、双下侧二元进气道以及"X"型倒置二元进气道,且均为定几何混压式进气道。结果表明:(1)4种布局形式进气道性能随马赫数的变化趋势基本一致,唯有"X"型倒置二元进气道的流量系数在封口马赫数达到1后略有下降;(2)在实验范围内,下颔式进气道和双下侧二元进气道均具有良好的正迎角性能,其中以双下侧二元进气道正迎角性能最好,但是负迎角性能都较差,轴对称进气道和"X"型倒置二元进气道在6°迎角以内随迎角增加性能虽有减小,但总的来说下降不大,然而当迎角大于6°时,性能急剧降低;(3)在小侧滑角4°以内,轴对称进气道、下颔式进气道和"X"型倒置二元进气道性能均下降不大,而双下侧二元进气道则相对较差。 展开更多

关键词 超声速飞行器 轴对称进气道 下颔式进气道 双下侧二元进气道 “X”型倒置二元进气道

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超声速飞行器头罩分离风洞投放模型试验 被引量：5

3

作者 宋威 鲁伟 蒋增辉 《实验流体力学》 CSCD 北大核心 2017年第6期45-50,70,共7页

采用风洞投放模型试验方法对稠密大气层内超声速飞行器两瓣罩旋转分离的运动特性进行研究,试验复现了飞行器两瓣罩旋转分离的整个动态运动过程,并得到飞行器头罩分离后两瓣罩运动轨迹和姿态角的变化规律,试验马赫数Ma=1.5。研究表明:飞... 采用风洞投放模型试验方法对稠密大气层内超声速飞行器两瓣罩旋转分离的运动特性进行研究,试验复现了飞行器两瓣罩旋转分离的整个动态运动过程,并得到飞行器头罩分离后两瓣罩运动轨迹和姿态角的变化规律,试验马赫数Ma=1.5。研究表明:飞行器两瓣罩在预置弹簧力作用下张开一定角度,气流进入两瓣罩腔内后压力迅速升高,高动压气流会对两瓣罩在分离过程中的受力情况产生重要影响,当两瓣罩根部与弹体间的铰链在临界解锁角η0分离进入"自由飞行"阶段后,两瓣罩的运动轨迹和姿态角主要由气动力控制;弹体飞行迎角α=0°时,上下两瓣罩的运动轨迹和姿态角基本对称,弹体飞行迎角α=-5°时,上下瓣罩的运动轨迹和姿态角明显不对称性,弹体迎角α对两瓣罩分离特性影响比较显著。 展开更多

关键词 超声速飞行器 头罩分离 风洞投放模型试验 高动压 自由飞行

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超声速飞行器油箱全方程控制模拟气动加热试验研究 被引量：2

4

作者 林立军 汪颖 +1 位作者 李春祥 陈晓辉 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第12期1623-1629,共7页

超声速飞行器油箱受气动加热影响,其外表面不断与来流进行热交换,油箱内部的燃油也会受到气动加热影响而使燃油温度及供油温度不断升高,应用全方程控制加热试验技术,在地面进行超声速气动加热模拟条件下飞行器油箱传热试验,在试验中经... 超声速飞行器油箱受气动加热影响,其外表面不断与来流进行热交换,油箱内部的燃油也会受到气动加热影响而使燃油温度及供油温度不断升高,应用全方程控制加热试验技术,在地面进行超声速气动加热模拟条件下飞行器油箱传热试验,在试验中经参数测量获得了油箱供油特性,结果表明全方程控制加热试验技术准确模拟真实油箱气动加热状态,为油箱供油系统设计及性能分析提供试验验证方法,测量得到的油箱内燃油温度为277℃,供油温度为126℃,满足冲压发动机不能高于150°C的要求。 展开更多

关键词 超声速飞行器 气动加热 全方程控制 油箱 传热试验

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超声速飞行器FADS系统实时解算设计与验证 被引量：2

5

作者 陈广强 刘吴月 +3 位作者 豆修鑫 周伟江 杨云军 豆国辉 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2018年第4期561-570,共10页

针对典型超声速飞行器的头部外形,采用CFD数值模拟方法计算获得超声速飞行器头部测压点阵列的压力数据,设计了基于BP神经网络技术的求解算法和基于FPGA+DSP构架数字信号处理的解算机、飞行马赫数2.0~4.5的嵌入式大气数据传感系统实时解... 针对典型超声速飞行器的头部外形,采用CFD数值模拟方法计算获得超声速飞行器头部测压点阵列的压力数据,设计了基于BP神经网络技术的求解算法和基于FPGA+DSP构架数字信号处理的解算机、飞行马赫数2.0~4.5的嵌入式大气数据传感系统实时解算方案。应用蒙特卡罗法分析测量总误差对算法模型的影响,并获得满足嵌入式大气数据传感系统设计目标要求的测量系统总误差。算法在解算机上完成1次计算所需时间<1ms,完全可以满足嵌入式大气数据传感系统算法实时解算设计的要求。在1.2m×1.2m超声速风洞完成求解算法的实时解算试验,试验结果与风洞系统的测量结果基本吻合,系统在实时解算过程中未出现异常、能灵敏反映出来流参数变化、具有很好的鲁棒性和敏捷性。静压测量相对误差≤6.9%,马赫数测量误差<0.1,迎角和侧滑角的测量误差均<1°。最后还分析了试验误差影响因素,提出了试验改进的方法。 展开更多

关键词 超声速飞行器风洞试验 嵌入式大气数据传感系统 神经网络 计算流体力学 数字信号处理

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超声速飞行器主动减阻技术研究进展 被引量：1

6

作者 黄龙呈 魏明山 +1 位作者 赵永峰 杜潇 《激光杂志》 CAS CSCD 北大核心 2013年第3期4-6,共3页

随着超声速飞行器的迅猛发展,空气动力学者认为减小阻力是实现超声速飞行器飞得更快更远的目标和提高飞行器气动性能的一种重要手段。目前世界许多军事强国先后开展了超声速飞行器减阻技术的研究和探索。本文介绍了目前主要研究的主动... 随着超声速飞行器的迅猛发展,空气动力学者认为减小阻力是实现超声速飞行器飞得更快更远的目标和提高飞行器气动性能的一种重要手段。目前世界许多军事强国先后开展了超声速飞行器减阻技术的研究和探索。本文介绍了目前主要研究的主动减阻方法及原理,对逆向喷流、边界层控制及能量沉积减阻的研究现状进行了综述和分析,特别是对目前倍受关注能量沉积减阻技术进行重点综述。最后针对各类减阻技术的特点,分析了减阻方法所涉及的关键技术,为超声速飞行器减阻技术的发展提出了几点建议。 展开更多

关键词 减阻 超声速飞行器 主动减阻 被动减阻 能量沉积

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临近空间超声速飞行器短时热强钛合金应用分析 被引量：9

7

作者 张伟堂 《航空制造技术》 2018年第1期76-81,共6页

临近空间超声速飞行器严酷的使役特点和要求给机体结构选材带来了严峻的挑战。短时热强钛合金材料以耐高温、低密度、高比强度、高比刚度、制造加工成形工艺优良的优点成为临近空间超声速飞行器的首选材料。根据临近空间超声速飞行器的... 临近空间超声速飞行器严酷的使役特点和要求给机体结构选材带来了严峻的挑战。短时热强钛合金材料以耐高温、低密度、高比强度、高比刚度、制造加工成形工艺优良的优点成为临近空间超声速飞行器的首选材料。根据临近空间超声速飞行器的使役特点与选材要求,从性能、制造加工成形工艺、成本3个方面的实际工程应用需求出发,对短时热强钛合金在飞行器结构上的应用研究思路进行了分析并提出了建议,为临近空间超声速飞行器机体结构的选材、设计和研制提供参考。 展开更多

关键词 临近空间超声速飞行器 短时热强钛合金 热成形 使役特点 力学性能

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某超声速飞行器保护罩用弹射器的高温防护特性

8

作者 刘世毅 韩言勋 刘媛媛 《航天返回与遥感》 北大核心 2015年第3期26-32,共7页

某型弹射器应用于超声速飞行器保护罩的连接固定与弹射分离。由于保护罩位于飞行器头部,受到气动阻力的影响,升温迅速。为了保证弹射器能够在飞行过程中正常安全工作,使装药部位的温度满足火药安全使用要求,需要对其采取热防护措施。文... 某型弹射器应用于超声速飞行器保护罩的连接固定与弹射分离。由于保护罩位于飞行器头部,受到气动阻力的影响,升温迅速。为了保证弹射器能够在飞行过程中正常安全工作,使装药部位的温度满足火药安全使用要求,需要对其采取热防护措施。文章围绕弹射器的耐高温性能设计开展了相关理论分析、数值仿真及试验验证工作。通过减小热传导途径,优化产品结构设计,采取隔热、相变吸热等措施降低弹射器内部的环境温度。经过热传导试验验证,在模拟飞行器极端的高温环境条件下,弹射器结构能够有效降低热传导效率,保证主装药部位的温度满足火药安全使用要求。该方法为航天火工装置的高温防护设计与验证提供了有效的技术途径。 展开更多

关键词 火工装置 弹射器 高温防护 超声速飞行器

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中心吸气式超声速飞行器动载荷识别 被引量：1

9

作者 王骁峰 段毅 袁锐之 《兵器装备工程学报》 CAS 北大核心 2018年第6期33-35,57,共4页

基于超静定方程组的最小二乘法对飞行器遥测低频振动数据进行了分析,求得振动模态的广义坐标,再根据模态叠加法对中心吸气式飞行器的动载荷工况和动载荷进行识别。在缺乏动载荷实测数据的情况下,将模态矩阵左乘辨识得到的广义加速度复... 基于超静定方程组的最小二乘法对飞行器遥测低频振动数据进行了分析,求得振动模态的广义坐标,再根据模态叠加法对中心吸气式飞行器的动载荷工况和动载荷进行识别。在缺乏动载荷实测数据的情况下,将模态矩阵左乘辨识得到的广义加速度复现物理空间加速度,并与遥测低频振动加速度对比,验证了辨识出的广义坐标的正确性,证明了动载荷识别结果合理,不仅能识别载荷大小,也能识别载荷沿飞行器的空间结构分布,也证明了由亥姆赫兹不稳定现象引起的内外流干扰是引起飞行器动载荷的主要原因。 展开更多

关键词 载荷识别 模态叠加 最小二乘法 中心吸气式 超声速飞行器

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涡轮泵排气对超声速飞行器气动性能的影响

10

作者 姜夕航 马林静 《气体物理》 2023年第3期70-76,共7页

采用数值计算方法研究了涡轮泵排气位置及排气流量对超声速飞行器气动性能的影响规律,确定了最佳排气位置,在此基础上开展了攻角对排气效果的影响研究。结果表明:1)主流对涡轮泵排出的气体有较强的干扰,飞行器表面的分离区随排气量的增... 采用数值计算方法研究了涡轮泵排气位置及排气流量对超声速飞行器气动性能的影响规律,确定了最佳排气位置,在此基础上开展了攻角对排气效果的影响研究。结果表明:1)主流对涡轮泵排出的气体有较强的干扰,飞行器表面的分离区随排气量的增加而增大,造成阻力增加,升力减小;2)上、下表面排气均可导致阻力的增加,且下表面由迎风导致在相同排气量下阻力较上表面大;3)为减小飞行器正攻角飞行时的阻力,排气位置应设置在上表面;4)当在上表面排气时阻力随攻角的增加逐渐增加,但与基准状态的阻力差量随攻角的增加逐渐降低。 展开更多

关键词 涡轮泵 超声速飞行器 巡航气动性能 阻力 升力

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超声速巡航飞行器纵向机动弹道设计技术研究 被引量：1

11

作者 杜庆余 易娟 李爱国 《航天控制》 CSCD 北大核心 2017年第6期44-47,79,共5页

以吸气式冲压发动机为动力的超声速巡航飞行器,其全程在大气层内飞行,飞行弹道易受到发动机性能、风干扰以及气动等偏差因素的影响。而其弹道采用爬升、巡航、下压和超低空巡航飞行相结合的方式,弹道跨度大。本文对其纵向机动弹道进行... 以吸气式冲压发动机为动力的超声速巡航飞行器,其全程在大气层内飞行,飞行弹道易受到发动机性能、风干扰以及气动等偏差因素的影响。而其弹道采用爬升、巡航、下压和超低空巡航飞行相结合的方式,弹道跨度大。本文对其纵向机动弹道进行了研究,提出了用样条函数作为高度调节规律,采用过载控制方法,实现飞行器纵向通道的机动飞行并平滑过渡。最后以典型工况为例进行数学仿真,结果表明该方法能很好的满足超声速巡航飞行器高度控制任务需求,并且爬升/下压时间短、稳定性好。 展开更多

关键词 纵向机动弹道 超声速巡航飞行器 过载控制

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超声速炮射飞行器控制面故障数值诊断方法

12

作者 余奕甫 王兵 +1 位作者 王强 金鑫 《兵器装备工程学报》 CAS 北大核心 2020年第9期25-28,41,共5页

针对鸭式布局炮射超声速飞行器飞行试验的发射、巡航过程中出现的翼、舵损坏严重的问题,对全模型飞行试验状态下的空间流场进行数值模拟并对损坏部件局部流场结构进行分析,数值模拟的结果表明:当来流Mach数Ma=5时,在三种海拔高度下,小... 针对鸭式布局炮射超声速飞行器飞行试验的发射、巡航过程中出现的翼、舵损坏严重的问题,对全模型飞行试验状态下的空间流场进行数值模拟并对损坏部件局部流场结构进行分析,数值模拟的结果表明:当来流Mach数Ma=5时,在三种海拔高度下,小攻角状态弹体头部产生的强激波是鸭翼损坏的直接因素,助推器前缘位置激波是尾舵损坏的直接因素,控制面结构前后巨大的静压差导致了舵机结构的破坏。通过对试验攻角工况下弹体局部流场流动参数的分析,得出翼、舵损坏的气动影响因素,为气动布局的改进提出了合理的建议。 展开更多

关键词 超声速炮射飞行器 翼面故障 舵面故障 流动结构 数值诊断

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新超声速面对称飞行器制导算法仿真方法

13

作者 程胜 王飞 陈颖瑜 《兵器装备工程学报》 CAS 北大核心 2018年第5期48-53,共6页

提出一种在数学仿真回路引入舵偏角的超声速面对称飞行器制导算法新三自由度仿真方法和舵机在回路的半实物仿真方法。基于瞬时平衡假设推导了由制导算法解算舵偏角的解析表达式,给出了舵机在回路的半实物仿真方法。在半实物仿真方法中... 提出一种在数学仿真回路引入舵偏角的超声速面对称飞行器制导算法新三自由度仿真方法和舵机在回路的半实物仿真方法。基于瞬时平衡假设推导了由制导算法解算舵偏角的解析表达式,给出了舵机在回路的半实物仿真方法。在半实物仿真方法中给出了舵机铰链轴所受铰链力矩解析计算模型,通过实时加载舵机铰链轴所受力矩达到动态模拟舵机偏转的效果。仿真算例表明,新仿真方法的命中精度与传统方法相当,但新仿真方法仿真计算的攻角和过载显著减小,利于充分挖掘制导控制系统的控制能力;设计的半实物仿真方法仿真结果与数学仿真结果相符,满足制导算法仿真验证要求。 展开更多

关键词 超声速面对称飞行器 制导算法 数学仿真 半实物仿真

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超声速无尾飞行器最小阻力增量控制分配方法

14

作者 苏茂宇 胡剑波 +3 位作者 王应洋 贺子厚 丛继平 韩霖骁 《火力与指挥控制》 CSCD 北大核心 2023年第2期44-51,共8页

针对超声速无尾飞行器操纵面冗余度高、舵效非线性强、超声速巡航阻力大的问题,提出了一种最小阻力增量控制分配方法。在增量非线性控制分配框架下对超声速无尾飞行器的控制分配问题进行重构,然后在操纵面幅值与速率约束下,构建增量形... 针对超声速无尾飞行器操纵面冗余度高、舵效非线性强、超声速巡航阻力大的问题,提出了一种最小阻力增量控制分配方法。在增量非线性控制分配框架下对超声速无尾飞行器的控制分配问题进行重构,然后在操纵面幅值与速率约束下,构建增量形式“分配精度-阻力”混合优化目标,并使用有效集二次规划求解,形成了一套完整的最小阻力控制分配方法。在超声速巡航条件下进行仿真,结果表明该方法可有效分配虚拟控制指令,减小飞行阻力。 展开更多

关键词 超声速无尾飞行器 增量非线性控制分配 最小阻力控制分配 混合优化

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飞机超声速机动飞行条件声爆预测方法 被引量：2

15

作者 冷岩 张劲柏 钱战森 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2023年第6期45-54,I0001,共11页

针对飞机超声速机动飞行条件下的超声爆问题,基于广义Tricomi方程建立了表征焦散线附近压力波强非线性演化过程的空间模型,采用伪时间步推进和算子分裂算法,结合时域和频域方法开发了可求解超声爆问题的计算程序ARI_Superboom。构建的... 针对飞机超声速机动飞行条件下的超声爆问题,基于广义Tricomi方程建立了表征焦散线附近压力波强非线性演化过程的空间模型,采用伪时间步推进和算子分裂算法,结合时域和频域方法开发了可求解超声爆问题的计算程序ARI_Superboom。构建的求解方法可分为3个步骤:首先,应用航空工业气动院自主研制的CFD软件ARI_Overset在三维空间求解N-S方程,得到作为声爆远场传播初始值的近场空间压力分布;其次,基于自主研发的ARI_Boom声爆预测程序开展射线追踪和声爆远场传播计算,获得焦散线及指定高度处声爆信号;最后,通过ARI_Superboom预测程序获得焦聚区的地面超声爆信息。通过飞机超声速匀加速状态下地面产生的超声爆预测算例,验证了基于广义Tricomi方程建立的超声爆预测方法的可行性和准确性。 展开更多

关键词 超声速飞行器 广义Tricomi方程 聚焦声爆 数值预测 机动飞行

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超声速开式空腔流动的数值模拟 被引量：17

16

作者 侯中喜 易仕和 王承尧 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2001年第5期400-403,共4页

研究了不同长深比、不同雷诺数条件下 ,超声速开式空腔流动特性的变化。算法采用空间上 5阶的WENO格式 ,时间上具有TVD性质的 3阶Runge Kutta方法 ,湍流模型选用B L模型。数值模拟获得了不同时刻的流场图像 ,压力波、涡以及空腔结构之... 研究了不同长深比、不同雷诺数条件下 ,超声速开式空腔流动特性的变化。算法采用空间上 5阶的WENO格式 ,时间上具有TVD性质的 3阶Runge Kutta方法 ,湍流模型选用B L模型。数值模拟获得了不同时刻的流场图像 ,压力波、涡以及空腔结构之间的相互耦合作用 ,使得空腔内存在典型的周期性压力脉动 。 展开更多

关键词 WENO格式 非定常流 空腔流 数值仿真 超声速开式空腔 超声速飞行器

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基于FCE方法的超声速机翼厚度分布优化 被引量：3

17

作者 关晓辉 李占科 宋笔锋 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第2期169-174,共6页

远场组元(Far-field Composite Element,FCE)激波阻力优化方法是基于类别形状函数变换(Class Shape Transformation,CST)参数化方法发展出的一种超声速飞行器气动外形优化方法。文章使用CST参数化方法对超声速客机的大后掠机翼进行外形... 远场组元(Far-field Composite Element,FCE)激波阻力优化方法是基于类别形状函数变换(Class Shape Transformation,CST)参数化方法发展出的一种超声速飞行器气动外形优化方法。文章使用CST参数化方法对超声速客机的大后掠机翼进行外形参数化,并以机翼容积和局部相对厚度为约束条件,使用FCE方法对其厚度分布进行以激波阻力最小为设计目标的快速优化。与原机翼相比,FCE优化方法使机翼激波阻力系数降低达61%,是超声速飞行器概念设计阶段降低激波阻力十分有用的优化方法。 展开更多

关键词 FCE CST 超声速飞行器 减阻 参数化 外形优化

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超声速气流中激波/边界层干扰微射流控制研究进展 被引量：2

18

作者 徐浩 杜兆波 +1 位作者 钟翔宇 黄伟 《航空兵器》 CSCD 北大核心 2022年第4期83-90,共8页

激波/边界层干扰现象在超声速流场中不可避免,这种现象的存在会对超声速飞行器内外流场产生一系列的不利影响。所以,对激波/边界层干扰现象进行控制是十分必要的。微射流主动流动控制方法近年来已成为流动控制领域的研究热点。本文梳理... 激波/边界层干扰现象在超声速流场中不可避免,这种现象的存在会对超声速飞行器内外流场产生一系列的不利影响。所以,对激波/边界层干扰现象进行控制是十分必要的。微射流主动流动控制方法近年来已成为流动控制领域的研究热点。本文梳理了近年来微射流主动流动控制方法对激波/边界层干扰控制的相关研究进展,综合分析了影响单孔微射流和微射流阵列控制效果的因素,并对目前研究的不足和发展前景进行了探讨,以期对相关研究提供参考。 展开更多

关键词 激波/边界层干扰 流动分离 微射流 流动控制 涡对 流场 超声速飞行器

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超声速固体粒子侵蚀的欧拉模型 被引量：1

19

作者 王正之 朱春玲 +1 位作者 朱程香 付斌 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第12期1367-1372,共6页

利用计算流体力学(CFD)技术,引入粒子容积分数的概念,基于欧拉两相流模型,计算超声速飞行器侵蚀表面粒子速度和容积分数分布,模拟侵蚀后的三维表面外形。以超声速计算结果为基础,针对现有拉格朗日法计算侵蚀后退率的局限性,推导出适用... 利用计算流体力学(CFD)技术,引入粒子容积分数的概念,基于欧拉两相流模型,计算超声速飞行器侵蚀表面粒子速度和容积分数分布,模拟侵蚀后的三维表面外形。以超声速计算结果为基础,针对现有拉格朗日法计算侵蚀后退率的局限性,推导出适用于欧拉模型的计算公式。采用本文的数值模拟方法,模拟侵蚀后飞行器的外形,并与实验结果进行对比,验证了本文方法的正确性。计算和分析了不同环境参数对侵蚀量的影响,结果表明,马赫数和粒子容积分数对侵蚀量有较大影响,而粒子容积分数不变的情况下,粒子直径对侵蚀量影响不大。 展开更多

关键词 粒子侵蚀 超声速飞行器 粒子容积分数 数值模拟 计算流体力学

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低声爆超声速客机声爆预测及不确定度量化分析 被引量：2

20

作者 陈树生 顾奕然 +2 位作者 杨华 黄江涛 高正红 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2023年第4期41-51,I0001,共12页

声爆精确预测问题是制约超声速客机技术突破的关键瓶颈之一。由于大气来流条件不断发生波动存在不确定性,为得到更可靠的声爆近/远场信号,需考虑来流参数的不确定性对声爆预测结果的影响,并甄别其中影响声爆预测的关键性因素,为工程实... 声爆精确预测问题是制约超声速客机技术突破的关键瓶颈之一。由于大气来流条件不断发生波动存在不确定性,为得到更可靠的声爆近/远场信号,需考虑来流参数的不确定性对声爆预测结果的影响,并甄别其中影响声爆预测的关键性因素,为工程实际应用提供有价值的参考。本文基于CFD声爆近场信号模拟和增广Burgers方程的声爆远场信号预测方法,对第三届声爆预测研讨会(SBPW-3)的C608低声爆超声速飞行器开展了声爆信号特性分析。首先,采用约5021万非结构混合网格半模计算了近场过压值,并研究了远场地面波形计算的时间和空间网格收敛性。接着,分析了基准状态下复杂近场流动特征及地面波形特征,通过与C608飞行器公开数据对比,验证了该方法和自研程序的准确度。此外,研究了不同物理模型和大气相对湿度对地面波形的影响。在此基础上,运用基于非嵌入式多项式混沌(NIPC)方法开展了对不同来流参数(来流马赫数、来流攻角和单位雷诺数)的不确定度量化分析和敏感性分析。结果表明,在给定的输入变量不确定度条件下,地面波形波峰与波谷处过压值变化明显。相比而言,来流单位雷诺数对地面波形过压值的影响显著低于来流马赫数和来流攻角的影响。 展开更多

关键词 声爆 超声速飞行器 近场过压值 地面波形 不确定度量化 敏感性分析

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