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中国空气动力研究与发展中心的空间碎片超高速撞击试验研究进展 被引量:11
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作者 柳森 黄洁 +5 位作者 李毅 周智炫 马兆侠 兰胜威 陈鸿 陈萍 《载人航天》 CSCD 2011年第6期17-23,共7页
介绍空间碎片超高速碰撞试验方面的研究进展,主要包括:试验能力、在航天器部件和防护结构方面的超高速碰撞试验等。在试验能力方面,发展了8序列激光阴影照相技术,为瞬态撞击过程监测提供了有效手段;在超高速碰撞试验研究方面,开展了温度... 介绍空间碎片超高速碰撞试验方面的研究进展,主要包括:试验能力、在航天器部件和防护结构方面的超高速碰撞试验等。在试验能力方面,发展了8序列激光阴影照相技术,为瞬态撞击过程监测提供了有效手段;在超高速碰撞试验研究方面,开展了温度对Whipple防护屏弹道极限的影响研究、铝合金板的超高速撞击碎片云特性研究,以及舷窗玻璃、压力容器、舱外航天服、模拟电子设备等的超高速碰撞试验,获得了相关试验件的撞击特性。 展开更多
关键词 超高速碰撞 碎片云 舷窗玻璃 航天服
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跨流域空气动力学模拟方法与返回舱再入气动研究 被引量:14
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作者 李志辉 梁杰 +4 位作者 李中华 李海燕 吴俊林 戴金雯 唐志共 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2018年第5期826-847,共22页
针对回收类航天器(返回舱)再入过程所遇跨流域多尺度非平衡绕流问题,综述基于Boltzmann方程碰撞积分物理分析与可计算建模,构造考虑完全气体、转动非平衡、含振动能激发热力学非平衡效应各流域统一Boltzmann模型方程,及由此建立返回舱... 针对回收类航天器(返回舱)再入过程所遇跨流域多尺度非平衡绕流问题,综述基于Boltzmann方程碰撞积分物理分析与可计算建模,构造考虑完全气体、转动非平衡、含振动能激发热力学非平衡效应各流域统一Boltzmann模型方程,及由此建立返回舱再入气动力热绕流问题气体动理论统一算法研究进展与算法检验。作为方法间验证结合,进一步简述了融合再入热化学稀薄气体电离非平衡流动DSMC方法、近连续过渡流区N-S/DSMC耦合算法、经滑移边界修正的N-S方程解算器、低密度风洞实验测试等多种空气动力学模拟手段,建立求解Boltzmann模型方程气体动理论统一算法(GKUA)、DSMC、N-S/DSMC、滑移N-S解算器、低密度风洞实验验证补充,适于返回舱再入从外层空间自由分子流到近地面连续流跨流域空气动力学一体化模拟平台。将此平台用于再入H=110~30km各流域球体、高超声速尖前缘中空柱裙、返回式卫星球锥体、飞船返回舱稀薄过渡流以至近连续流区气动力/热与姿态配平绕流问题计算与实验分析比较,证实统一算法在高稀薄流区,与DSMC吻合很好;在连续流区,与(滑移)N-S解算器相一致;在中间过渡带,与N-S/DSMC耦合算法相容;具有全飞行流域很好的计算一致收敛性。简述了跨流域空气动力学几种模拟手段的适应性特点与展望,揭示了返回舱再入跨流域复杂高超声速流动变化规律。 展开更多
关键词 跨流域空气动力学 返回舱再入 Boltzmann方程可计算建模 气体动理论统一算法 DSMC-NS耦合算法
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高超声速飞行器跨流域气动力/热预测技术研究 被引量:11
3
作者 杨彦广 李明 +2 位作者 李中华 李绪国 戴金雯 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2016年第1期5-13,共9页
分析了跨流域流动特点、工程背景需求、国内外研究现状,针对高超声速飞行器跨流域气动力/热预测存在的主要问题,从粘性干扰参数与克努森数搭接的跨流域模拟准则、微量天平结构优化及测力技术、红外大面积中低量值热流测量技术、流场显... 分析了跨流域流动特点、工程背景需求、国内外研究现状,针对高超声速飞行器跨流域气动力/热预测存在的主要问题,从粘性干扰参数与克努森数搭接的跨流域模拟准则、微量天平结构优化及测力技术、红外大面积中低量值热流测量技术、流场显示与测量技术和N-S/DSMC自适应紧耦合数值模拟方法等方面,总结了近年来取得的研究进展,并讨论了下一步研究方向。 展开更多
关键词 跨流域 气动力 气动热 流动显示 耦合算法
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直流放电控制高速带斜坡锥体气动力的有效性研究
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作者 王宏宇 闵夫 +3 位作者 解真东 龙正义 贾尧 杨彦广 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2023年第9期48-58,共11页
基于直流放电激波重构气动力控制原理,开展了带斜坡锥体模型的高速(Ma=6)气动力控制风洞试验,采用光纤天平技术,考察了模型在两种放电功率(284 W和517 W)下的气动力/力矩变化情况,并采用纹影成像研究了放电对流动拓扑的影响。纹影图像... 基于直流放电激波重构气动力控制原理,开展了带斜坡锥体模型的高速(Ma=6)气动力控制风洞试验,采用光纤天平技术,考察了模型在两种放电功率(284 W和517 W)下的气动力/力矩变化情况,并采用纹影成像研究了放电对流动拓扑的影响。纹影图像揭示了由于放电热阻塞和马赫数降低引起的波系重构现象,表现为放电诱导压缩波和再附激波弱化、角度减小。天平信号验证了放电使得模型的轴向力、法向力和俯仰力矩减小,放电功率较大时控制效果明显。通过求解带功率密度源项的Navier-Stokes方程模拟放电的加热效应,数值研究了模型气动力随功率密度的变化规律及加热位置对控制能力的影响。研究表明:模型气动力变化率与功率密度呈正相关;当以激励器的上游位置为参考点时,俯仰力矩变化显著;当加热位置靠近斜坡时,控制能力降低。 展开更多
关键词 等离子体流动控制 高速飞行器 激波-边界层干扰 直流放电 高速气动力控制 风洞试验
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升力体飞行器尾喷流模拟气动力试验方法研究 被引量:4
5
作者 许晓斌 舒海峰 +2 位作者 徐筠 谢飞 孙鹏 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2016年第1期86-90,共5页
尾喷流对升力体高超声速飞行器的气动特性影响显著,风洞喷流模拟测力试验是研究升力体飞行器尾喷流干扰效应的重要手段。在尾喷流模拟气动力试验中,选取恰当的喷流模拟参数,以及克服喷流供气管路对天平测力的干扰以提高测量精准度,是需... 尾喷流对升力体高超声速飞行器的气动特性影响显著,风洞喷流模拟测力试验是研究升力体飞行器尾喷流干扰效应的重要手段。在尾喷流模拟气动力试验中,选取恰当的喷流模拟参数,以及克服喷流供气管路对天平测力的干扰以提高测量精准度,是需要解决的关键技术。在CARDC的Ф1米高超声速风洞中,研究了采用冷喷流模拟、飞行器整体模型测力的升力体飞行器尾喷流模拟测力试验方法。通过优化模型结构设计、选用小干扰的喷管分断缝隙密封措施,解决了带尾喷流模拟条件下的升力体飞行器气动力精确测量问题,提高了带喷流气动力试验数据精度,接近常规气动力试验的水平。 展开更多
关键词 吸气式飞行器 升力体 喷流模拟 气动力 风洞试验技术
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吸气式飞行器高超声速风洞气动力试验技术研究进展 被引量:3
6
作者 许晓斌 舒海峰 +2 位作者 谢飞 王雄 郭雷涛 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第5期29-40,共12页
机体/推进一体化吸气式飞行器结构布局形式特殊,为精确获得其气动力特性风洞试验数据,必须发展可靠的风洞试验技术。针对一体化高超声速飞行器气动力风洞试验需求,在中国空气动力研究与发展中心的高超声速风洞上发展了吸气式飞行器通气... 机体/推进一体化吸气式飞行器结构布局形式特殊,为精确获得其气动力特性风洞试验数据,必须发展可靠的风洞试验技术。针对一体化高超声速飞行器气动力风洞试验需求,在中国空气动力研究与发展中心的高超声速风洞上发展了吸气式飞行器通气模型测力试验技术、尾喷流模拟测力试验技术、铰链力矩测量试验技术、通气模型动导数测量试验技术和飞行器表面摩阻测量试验技术,为获得可靠的机体/推进一体化吸气式飞行器高超声速风洞气动力特性数据提供技术支撑。 展开更多
关键词 高超声速风洞 机体/推进一体化 吸气式飞行器 气动力测量 风洞试验
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激波风洞重模型气动力试验研究(英文) 被引量:2
7
作者 刘洪山 齐学群 +3 位作者 吕治国 徐翔 于时恩 姜华 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2006年第3期319-324,共6页
在激波风洞上进行气动力试验时,风洞启动时巨大的冲击载荷使模型-天平受到充分的激励,从而形成惯性干扰力,并与真实气动力混杂在一起,甚至完全覆盖气动力,降低了试验精准度,使得试验模型的质量受到极大的限制。本文介绍了CARDC-dia.2米... 在激波风洞上进行气动力试验时,风洞启动时巨大的冲击载荷使模型-天平受到充分的激励,从而形成惯性干扰力,并与真实气动力混杂在一起,甚至完全覆盖气动力,降低了试验精准度,使得试验模型的质量受到极大的限制。本文介绍了CARDC-dia.2米激波风洞进行大、重模型的压电天平气动力试验研究情况,包括天平设计、天平校准、惯性补偿和风洞试验等几个方面。研究结果表明:气动力试验模型质量可从过去的500g增加到8kg,模型长度可达1m。从而提高了激波风洞测力试验能力,能满足高超声速飞行器试验的需求。 展开更多
关键词 激波风洞 压电天平 重模型 惯性补偿
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高超声速风洞流场非均匀性对气动力试验影响研究 被引量:3
8
作者 谢飞 郭雷涛 +1 位作者 许晓斌 凌岗 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第7期363-371,共9页
高超声速风洞流场非均匀性是气动力试验误差的主要来源,但其具体影响程度还不能量化。以升力体飞行器模型和通气模型为研究对象,分别在CARDCΦ1m和Φ2m高超声速风洞中开展了“多位置试验”研究,得到了高超声速风洞流场非均匀性和常规气... 高超声速风洞流场非均匀性是气动力试验误差的主要来源,但其具体影响程度还不能量化。以升力体飞行器模型和通气模型为研究对象,分别在CARDCΦ1m和Φ2m高超声速风洞中开展了“多位置试验”研究,得到了高超声速风洞流场非均匀性和常规气动力试验数据的影响关系,并对风洞试验数据重复性、初始不确定度、两座风洞试验差异等数据进行了对比分析。试验结果表明:高超声速风洞流场的非均匀性对飞行器气动力(特别是力矩特性)试验结果有显著影响,这种影响量已远超过常规的风洞重复性试验误差,甚至大于在AIAA-S071A-1999标准上建立的不确定度评估方法所获取的“不确定度”;选取流场马赫数偏差较小区域开展风洞试验可有效减小由流场非均匀性引起的气动力试验结果偏差。 展开更多
关键词 高超声速风洞 流场 气动力 多位置试验 重复性试验误差
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大型航天器再入解体气动力热特性模拟的直接模拟蒙特卡洛方法研究 被引量:1
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作者 梁杰 李志辉 +1 位作者 李绪国 杜波强 《载人航天》 CSCD 北大核心 2020年第5期537-542,549,共7页
为模拟大型航天器离轨再入近连续过渡流区高超声速气动力/热绕流特征,构建了基于直接模拟蒙特卡洛法碰撞限制器技术的混合方法,发展了基于密度梯度的动态自适应混合网格处理技术与变时间步长计算方案。利用当地流动梯度的克努森数作为... 为模拟大型航天器离轨再入近连续过渡流区高超声速气动力/热绕流特征,构建了基于直接模拟蒙特卡洛法碰撞限制器技术的混合方法,发展了基于密度梯度的动态自适应混合网格处理技术与变时间步长计算方案。利用当地流动梯度的克努森数作为判断连续流失效的参数,将流场划分为不同区域,在连续流区采用碰撞限制器以及大网格尺度和大时间步长,在流场的大梯度区域——包括激波和壁面边界层区域——采用基于当地密度梯度的动态自适应碰撞网格和取样网格处理技术。为保证整个流场范围每个碰撞网格内的模拟粒子数分布更加均匀,采用变时间步长计算方案,并固定当地时间步长与粒子权重的比值,避免了因分子穿越网格界面产生的复制或消失。通过计算类天宫飞行器低密度风洞试验状态的气动力系数,并与试验数据对比,验证了上述算法的高精度模拟能力与可靠性。同时模拟分析了带太阳电池帆板的类天宫飞行器再入85 km高超声速复杂气动力热,及头部对接台与板舱非规则物形绕流所致激波/边界层干扰、流动分离与强气动力热致太阳电池帆板毁坏发生首次解体机制。 展开更多
关键词 大型航天器 再入解体 气动力热特性 直接模拟蒙特卡洛方法 碰撞限制器技术 激波/边界层干扰
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类天宫飞行器轨道衰降过程空气动力特性一体化建模并行优化设计 被引量:1
10
作者 张子彬 李志辉 +1 位作者 白智勇 彭傲平 《载人航天》 CSCD 北大核心 2020年第4期418-428,共11页
针对天宫一号目标飞行器无控飞行轨道衰降数值预报需要快速确定轨道积分高精度计算模型中的空气动力,在发展基于修正Boettcher/Legge非对称桥函数的天宫一号空气动力特性当地化算法基础上,对当地化算法的运算流程及对应程序代码进行了... 针对天宫一号目标飞行器无控飞行轨道衰降数值预报需要快速确定轨道积分高精度计算模型中的空气动力,在发展基于修正Boettcher/Legge非对称桥函数的天宫一号空气动力特性当地化算法基础上,对当地化算法的运算流程及对应程序代码进行了整体分析,根据原程序热点代码集中、数据独立性强及传输需求少等特点,发展了多核处理单元的并行优化方法。引入CUDA架构的GPU设备同时,开展了系统、算法以及语句三个层次的并行优化,设计了GPU内存对齐访问方案,使用数据传输函数,将算法求解部分内循环经过展开与合并,整理为整体移植入核函数的一个循环,利用GPU较强的并行计算能力提升运算效率,对函数、循环、指令等代码语句进行级别优化。使用设计的并行计算方案对类天宫飞行器空气动力特性当地化串行算法程序进行CPU+GPU移植优化,达到了近5倍的并行加速比,且使单次求解中GPU数据传输时间缩减为原来的23%,证实了并行方案和优化设计手段的高效实用性。在类天宫飞行器空气动力特性GPU并行算法程序验证基础上,使用GPU并行程序对天宫飞行器轨道衰降飞行340~120 km过程的气动特性进行了不同迎角、侧滑角等飞行姿态计算分析,提供了大量可供轨道飞行力学数值预报的空气动力计算数据。 展开更多
关键词 天宫一号目标飞行器 空气动力特性 当地化桥函数 CPU+GPU 并行移植优化 CUDA架构的GPU 并行计算
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卫星超高速撞击解体碎片特性的试验研究 被引量:3
11
作者 柳森 兰胜威 +2 位作者 马兆侠 李毅 黄洁 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第9期1347-1353,共7页
为了研究超高速撞击下卫星解体碎片的分布特性,在弹道靶上开展了三次模拟卫星的超高速撞击试验。发射铝合金钝锥弹丸以3.2km/s~4.2km/s的速度撞击模拟卫星,对解体碎片进行回收、测量和统计分析,结果表明:碎片累积数量与碎片特征尺寸/... 为了研究超高速撞击下卫星解体碎片的分布特性,在弹道靶上开展了三次模拟卫星的超高速撞击试验。发射铝合金钝锥弹丸以3.2km/s~4.2km/s的速度撞击模拟卫星,对解体碎片进行回收、测量和统计分析,结果表明:碎片累积数量与碎片特征尺寸/特征质量在对数坐标系中基本呈直线关系,且碎片尺寸分布和质量分布在形式上和规律上具有高度相似性。通过数据拟合得到了碎片尺寸和质量分布的具体函数形式,分析了碎片质量分布与尺寸分布之间的内在关系。将试验结果与NASA标准解体模型进行了比较,讨论了两者的差别及其原因。 展开更多
关键词 卫星解体 碎片特性 超高速撞击
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活性Whipple结构超高速撞击防护性能实验研究 被引量:1
12
作者 武强 张庆明 +2 位作者 龚自正 任思远 刘海 《爆炸与冲击》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第2期80-88,共9页
以二级轻气炮作为加载手段,针对以PTFE/Al活性材料为防护屏的Whipple防护结构,开展不同弹丸尺寸、不同碰撞速度的超高速撞击实验。利用激光阴影照相设备,获得并分析了碎片云特性;通过回收的防护结构靶板,研究了活性材料防护结构超高速... 以二级轻气炮作为加载手段,针对以PTFE/Al活性材料为防护屏的Whipple防护结构,开展不同弹丸尺寸、不同碰撞速度的超高速撞击实验。利用激光阴影照相设备,获得并分析了碎片云特性;通过回收的防护结构靶板,研究了活性材料防护结构超高速撞击条件下的后板损伤特性;通过与经典Christiansen撞击极限方程对比,获得活性材料Whipple结构防护性能,并拟合得到新型防护结构的撞击极限曲线。结果表明,相较于同面密度铝合金材料,活性材料超高速撞击条件下的冲击起爆反应使得碎片云中具有侵彻能力的碎片大幅减少,从而显著提升航天器的防护能力,撞击速度为2.31 km/s时最大可提升45%。 展开更多
关键词 WHIPPLE防护结构 超高速撞击 活性材料 损伤特性 撞击极限
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碳纤维/环氧树脂复合材料3.0~6.5km/s超高速撞击成坑特性研究 被引量:1
13
作者 周智炫 王马法 +1 位作者 李俊玲 马兆侠 《爆炸与冲击》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第8期75-81,共7页
为研究碳纤维/环氧树脂复合材料在超高速撞击下的成坑特性,利用二级轻气炮开展了直径为1.00~3.05 mm的铝球以3.0~6.5 km/s的速度正撞击尺寸为100 mm×100 mm×20 mm的碳纤维/环氧树脂复合材料靶板的实验,获得了碳纤维/环氧复合... 为研究碳纤维/环氧树脂复合材料在超高速撞击下的成坑特性,利用二级轻气炮开展了直径为1.00~3.05 mm的铝球以3.0~6.5 km/s的速度正撞击尺寸为100 mm×100 mm×20 mm的碳纤维/环氧树脂复合材料靶板的实验,获得了碳纤维/环氧复合材料靶板的成坑形貌特征,并测量了坑深、成坑表面积、表面损伤面积等尺寸。结合文献数据分析了靶板的无量纲成坑深度p/d_(p)、无量纲坑径系数D_(h)/d_(p)、表面损伤面积等效直径D_(e)等随撞击速度、撞击能量的变化规律。结果表明:碳纤维/环氧树脂复合材料的无量纲成坑深度p/d_(p)和无量纲坑径系数D_(h)/d_(p)均与撞击速度呈2/3次幂关系;表面损伤面积等效直径D_(e)与弹丸撞击能量E呈幂函数关系;成坑深度大于成坑半径。 展开更多
关键词 超高速撞击 成坑特性 碳纤维/环氧树脂复合材料 空间碎片
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再入气动环境类电池帆板材料微观响应变形行为分子动力学模拟研究 被引量:3
14
作者 孙学舟 李志辉 +1 位作者 吴俊林 马强 《载人航天》 CSCD 北大核心 2020年第4期459-468,共10页
针对服役期满大型航天器无控飞行轨道衰降再入大气层解体过程及落区难以提前预测,再入解体后生成的碎片可能造成地面危害等问题,采用分子动力学模拟方法,选取MEAM势函数,构建了碳元素质量分数0.215%的含碳钢分子动力学模型,计算了不同... 针对服役期满大型航天器无控飞行轨道衰降再入大气层解体过程及落区难以提前预测,再入解体后生成的碎片可能造成地面危害等问题,采用分子动力学模拟方法,选取MEAM势函数,构建了碳元素质量分数0.215%的含碳钢分子动力学模型,计算了不同温度下材料的平衡态晶格常数,并通过晶格常数与温度的关系,计算了模型的线膨胀系数,验证了MEAM势函数在所建立的仿真模拟系统合理性;使用经过验证的分子动力学模型与MEAM势函数,模拟了钢制平板在Ma∞=8.37,Kn∞=0.01,γ=1.4的高超声速再入气动环境中,通过结构动态热力响应变形行为有限元算法计算出的部分状态下材料微观演化行为,初步证明了分子动力学模拟方法在服役期满大型航天器再入大气层解体过程的分析仿真计算中的作用,为实现分子动力学方法同动态热力响应有限元算法的耦合奠定了基础。 展开更多
关键词 大型航天器 太阳电池帆板 再入解体 分子动力学 含碳钢材料 微观响应 变形行为 统计模拟
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高焓流场球头外形气动热试验研究 被引量:2
15
作者 田润雨 龚红明 +2 位作者 常雨 刘济春 江涛 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2024年第1期1-12,I0001,共13页
再入地球大气层时,飞行器的再入速度极高,面临严重的气动加热问题。为了研究高焓流动导致的热化学非平衡现象,在高焓膨胀风洞FD-14X中开展了球头外形的热流测量试验以及CFD仿真模拟。FD-14X为中国空气动力研究与发展中心新建成的高焓膨... 再入地球大气层时,飞行器的再入速度极高,面临严重的气动加热问题。为了研究高焓流动导致的热化学非平衡现象,在高焓膨胀风洞FD-14X中开展了球头外形的热流测量试验以及CFD仿真模拟。FD-14X为中国空气动力研究与发展中心新建成的高焓膨胀风洞,速度模拟能力达到第二宇宙速度,总温模拟能力超过10000 K,能够产生总焓70 MJ/kg的试验气体。试验来流总焓16.9~63.5 MJ/kg,球头直径20~50 mm,流场采用自发光拍照,同时CFD仿真采用Park双温非平衡模型计算球头绕流流场。试验与仿真结果表明:来流总焓大于5 MJ/kg时,球头绕流场存在显著的热化学非平衡现象;304钢模型壁面在来流总焓小于20 MJ/kg时表现为非催化壁面特性,在来流总焓大于30 MJ/kg时表现为催化壁面特性;当球头表面镀氧化锆膜、来流总焓49.5 MJ/kg时,球头壁面表现为非催化壁面特性。 展开更多
关键词 高焓膨胀风洞 球头 高温效应 热化学非平衡 壁面催化/非催化特性 热流
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脉冲燃烧风洞中空气节流对煤油燃料超燃冲压发动机火焰稳定影响研究 被引量:7
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作者 乐嘉陵 田野 +4 位作者 杨顺华 岳茂雄 苏铁 钟富宇 田晓强 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第10期2161-2170,共10页
采用试验与数值模拟方法研究了空气节流对煤油燃料超燃冲压发动机火焰稳定的影响。发动机入口气流总温、总压和马赫数分别为1100K,1.0MPa和2.0。空气节流位置距离发动机入口625mm,空气节流流量为入口发动机空气流量的27.2%。多种非接触... 采用试验与数值模拟方法研究了空气节流对煤油燃料超燃冲压发动机火焰稳定的影响。发动机入口气流总温、总压和马赫数分别为1100K,1.0MPa和2.0。空气节流位置距离发动机入口625mm,空气节流流量为入口发动机空气流量的27.2%。多种非接触光学测量手段被应用于超燃冲压发动机燃烧流场结构和火焰传播规律的诊断,包括纹影、阴影、差分干涉、自发光照相和OH-PLIF。首先考察了有、无空气节流时超燃冲压发动机冷流流场的结构,结果显示:在实施空气节流后,流场内产生了激波串结构。激波串促使流场的静温和静压升高,马赫数降低。同时激波串与边界层相互作用,导致了边界层分离,促进了燃料与空气的高效混合,实现了煤油的可靠点火。其次考察了先锋氢气燃烧流场的火焰传播规律与稳定形态,结果表明:当先锋氢气当量比为0.3时,燃烧流场振荡;当先锋氢气当量比为0.1时,燃烧流场稳定。最后研究了空气节流对煤油燃料超燃冲压发动机火焰稳定的影响,结果表明:不实施空气节流时,液态室温煤油吹熄了先锋火焰,煤油点火失败;实施空气节流后,煤油成功点火,当先锋氢气和空气节流撤除后,煤油仍然保持稳定的燃烧。 展开更多
关键词 超燃冲压发动机 空气节流 煤油 火焰稳定
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高超声速低密度风洞FLEET测速实验研究
17
作者 殷一民 陈爱国 +2 位作者 李猛 陈力 陈爽 《力学学报》 北大核心 2025年第2期361-367,共7页
高超声速低密度风洞试验对高超声速飞行器的气动特性研究至关重要,气流速度是其中最受关注的重要参数之一.高超声速低密度风洞流场具有流速快和密度低等特点,给速度测量带来很大挑战.常规测速技术在高超声速低密度流场中应用时局限较多,... 高超声速低密度风洞试验对高超声速飞行器的气动特性研究至关重要,气流速度是其中最受关注的重要参数之一.高超声速低密度风洞流场具有流速快和密度低等特点,给速度测量带来很大挑战.常规测速技术在高超声速低密度流场中应用时局限较多,而FLEET技术具有不干扰流场和无需外加示踪物等优点,且直接以风洞工作气体为示踪分子,有望在高超声速低密度流场速度测量中发挥重要作用.文章首先研究了不同压强对FLEET信号的影响,发现随着压强的降低,光丝中心宽度逐渐展宽;在低密度条件下FLEET信号仍具有较高强度,可用于流场的速度测量分析.随后在Φ0.3 m高超声速低密度风洞中分别对Ma5.0和Ma16.0来流条件开展了FLEET测速实验,结果表明,随延迟时间的增加,光丝中心宽度保持展宽趋势,荧光信号强度逐渐降低;与Ma5.0相比,在Ma16.0条件下荧光信号强度衰减速率更慢和光丝中心宽度更宽.通过FLEET实验测得的Ma5.0和Ma16.0条件下,风洞来流速度与皮托管测量值的最大相对偏差分别为0.31%和0.49%,表明FLEET技术能够为高超声速和低密度稀薄流动速度测量提供有效技术手段. 展开更多
关键词 飞秒激光电子激发标记测速技术 高超声速低密度风洞 速度测量 压强 飞秒光丝
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大流量异丁烷燃烧加热器高频不稳定燃烧抑制研究
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作者 靳雨树 曾令国 +2 位作者 杨样 吕德润 朱超 《火箭推进》 北大核心 2025年第1期137-145,共9页
∅3 m高温风洞采用空气/液氧/异丁烷三组元燃烧加热方式运行,针对所用大流量异丁烷燃烧加热器出现的高频不稳定燃烧现象,分析了激发维持机理,提出了喷注器物理结构分区、燃烧流强分区等不稳定燃烧抑制方案,在典型状态下开展了试验验证。... ∅3 m高温风洞采用空气/液氧/异丁烷三组元燃烧加热方式运行,针对所用大流量异丁烷燃烧加热器出现的高频不稳定燃烧现象,分析了激发维持机理,提出了喷注器物理结构分区、燃烧流强分区等不稳定燃烧抑制方案,在典型状态下开展了试验验证。结果表明:采用基于物理结构分区的肋片隔板方案时,室压振荡由20%降至11%,结构振动小幅降低,不稳定燃烧抑制效果有限;采用基于物理结构分区和燃烧流强分区组合的隔板喷嘴方案时,室压振荡由20%降至4%,结构振动明显降低,不稳定燃烧抑制效果显著,在此基础上创新提出基于自有介质气膜冷却的隔板喷嘴方案,实现加热器典型试验状态下低燃烧脉动、低结构振动、300 s长时间安全稳定运行。 展开更多
关键词 异丁烷加热器 不稳定燃烧 隔板喷嘴
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高速动能弹撞击装甲结构引起的螺栓连接失效及部件过载损伤研究 被引量:2
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作者 覃金贵 王马法 +4 位作者 潘瑛 刘廷国 李润蔚 刘吉安 黄洁 《装备环境工程》 CAS 2024年第1期9-18,共10页
目的 验证和揭示高速动能弹对装甲结构的损伤机理。方法 聚焦高速动能弹打击装甲目标时,弹道冲击造成的靶标结构连接失效及部件过载损伤这2种损伤效应,以典型螺栓连接为研究对象,采用高速球形弹丸撞击螺栓连接结构的小尺寸试验对数值模... 目的 验证和揭示高速动能弹对装甲结构的损伤机理。方法 聚焦高速动能弹打击装甲目标时,弹道冲击造成的靶标结构连接失效及部件过载损伤这2种损伤效应,以典型螺栓连接为研究对象,采用高速球形弹丸撞击螺栓连接结构的小尺寸试验对数值模拟方法和材料模型参数进行校验。在此基础上,采用数值模拟和冲击响应谱分析方法对高速动能弹打击全尺寸坦克进行模拟分析,获得撞击过程螺栓连接失效特征、主要影响因素及坦克典型位置部件的冲击加速度曲线和冲击响应谱曲线。结果 在小尺寸试验中,动能输入为0.042MJ时,螺栓连接未发生失效;但25.6MJ动能输入全尺寸坦克时,螺栓发生断裂而使连接失效。数值模拟结果揭示了螺栓发生断裂的主要原因。结论 输入动能大小、连接螺栓直径、模拟设备部件质量和撞击位置为螺栓是否断裂的主要影响因素。坦克某些位置的冲击响应谱曲线高于军用标准给出的临界曲线的下限甚至上限,表明这些位置的部件因高过载损伤导致失效的概率较高。 展开更多
关键词 高速动能弹 装甲目标 弹道冲击 螺栓连接失效 部件过载损伤 冲击响应谱
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高焓激波风洞有效试验时间标定研究
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作者 孔小平 陈卫 +3 位作者 罗仕超 吕明磊 屈涛 吴里银 《实验流体力学》 北大核心 2025年第1期1-7,共7页
为准确获得高压氢气驱动空气运行的激波风洞高焓流场有效试验时间,针对50 MPa氢气驱动0.1 MPa空气的激波风洞运行工况,分别采用高频压力传感器技术、高频热电偶技术和高频TDLAS的水组分测量技术,结合CFD数值模拟,对激波风洞高焓运行过... 为准确获得高压氢气驱动空气运行的激波风洞高焓流场有效试验时间,针对50 MPa氢气驱动0.1 MPa空气的激波风洞运行工况,分别采用高频压力传感器技术、高频热电偶技术和高频TDLAS的水组分测量技术,结合CFD数值模拟,对激波风洞高焓运行过程及试验流场的有效试验时间进行了标定研究。结果表明:驱动段的高压氢气和被驱动段的空气在接触区域发生燃烧,导致激波管局部区域温度显著升高,燃烧产生的水扩散到低压段的空气中,对试验气体造成污染,从而缩短激波风洞有效试验时间;高频热电偶技术和高频TDLAS的水组分测量技术能够有效识别氢气/空气接触面到达时刻,实现激波风洞高焓流场有效试验时间的定量化测量,试验测得Φ2 m激波风洞在上述运行工况下,马赫数10流场的有效试验时间为2.6 ms。 展开更多
关键词 氢气驱动 激波风洞 高焓流场 有效试验时间 定量化
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