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空天技术
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魏国福

月刊

2097-0714

310feihang@sina.com

010-68376009

100074

北京丰台区云岗南区20楼（北京7254信箱4分箱）

空天技术/Journal Aerospace Technology北大核心CSTPCDCSCD
查看更多>>本刊是中国航天科工集团第三研究院第310所主办的院刊，主要报道国外飞航导弹的研制计划、进度、试验和实践战刊，还报道与发展飞航导弹有关的各种新技术、新材料及新工艺。办刊宗旨是，全面及时地介绍国外有关飞航导弹的信息，促进我国飞航导弹事业的迅速发展。
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    高超声速飞行器宽速域气动布局设计与优化研究进展

    张阳韩忠华张科施宋科...
    1-14页
    查看更多>>摘要：高超声速飞行器向着速域更宽、空域更广、更加实用化的方向发展,宽速域气动布局设计与优化是此类飞行器工程研制亟待突破的瓶颈问题之一.回顾了美国政府部门及其国内航空航天公司21世纪以来发布的代表性高超声速飞机及空天飞机概念方案,分析了高超声速飞行器气动布局演化规律及其设计理念的变化.从乘波体宽速域扩展设计、宽速域布局气动优化设计、宽速域变体布局设计三个方面综述了高超声速飞行器气动布局设计与优化领域的研究进展.分析了宽速域气动布局设计存在的技术难点与挑战,并对宽速域气动布局设计与优化后续研究方向进行了展望.

    宽速域高超声速气动布局气动优化乘波体

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    高超声速飞行器前体/进气道一体化气动设计回顾与展望

    许耀宇黄河峡谭慧俊蔡佳...
    15-38页
    查看更多>>摘要：高超声速飞行器具有飞行速度快、突防能力强的优点,现已经成为世界各国军事战略及装备发展博弈的焦点之一,前体/进气道一体化气动设计是提升高超声速飞行器/推进系统性能的一个核心途径.综述了升力体/进气道、乘波前体/进气道以及轴对称前体/进气道这3类典型前体/进气道一体化构型的气动设计方法,总结了前体/进气道波系组织、基准流场、流线追踪以及三维非均匀来流条件下前体/进气道波系设计等方面取得的重要进步,这些进步为高超声速前体/进气道的工程设计奠定了重要的理论和方法基础.最后,针对各类前体/进气道一体化构型指出了当前面临的共性问题以及未来的优化方向.

    高超声速飞行器升力体乘波前体轴对称前体进气道一体化

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    粘性流动自动化CFD计算技术研究进展

    陈洁王家森卢俊宇刘君...
    39-53页
    查看更多>>摘要：针对Euler方程的自动化求解,目前国内外已有成熟的CFD商业软件,譬如Cart3D、KARALIT CFD、Pi-Flow等,但对于NS方程的自动化CFD计算,仍存在很多技术难题,尚处于起步阶段.在文献调研的基础上,总结了基于笛卡尔网格的自动化CFD软件功能与技术特点,介绍了笛卡尔网格下物面边界处理方法和粘性流动模拟技术的研究进展.在分析上述技术路线不足的基础上,基于团队研究成果提出了一种适用于粘性流动自动化CFD计算的新框架,并介绍了其涉及的关键技术.数值试验表明,提出的新框架具备自动化求解粘性流动的工程应用前景.

    自动化CFD笛卡尔网格浸入边界法切割单元法有限差分法

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    表面烧蚀对高超声速飞行器气动特性的影响研究

    郑永康叶友达田浩蒋勤学...
    54-68页
    查看更多>>摘要：针对飞行器高速飞行过程中受气动加热影响碳-碳材料表面发生微烧蚀,反应产物进入流场边界层与高温气体相互作用的复杂物理化学过程,开展了典型工况条件下翼身组合体和类HTV-2飞行器的热化学非平衡数值计算,分析了碳-碳材料表面烧蚀效应对高超声速飞行器气动特性的影响规律.结果表明,碳-碳材料表面烧蚀的程度越剧烈,材料表面气体引射速度越高,飞行器降热减阻的效果越明显.碳-碳材料表面烧蚀模型,在端头、翼前缘等区域,主要影响表面热流计算结果;在迎风面大面积区域,主要影响摩阻计算结果;在背风区对流场影响较小.表面烧蚀效应有效降低了轴向力的预测值,对法向力和俯仰力矩几乎没有影响.

    高超声速飞行器表面烧蚀热流碳-碳材料降热减阻

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    高超声速伸缩式变形飞行器耦合传热分析

    沈斌贤刘骁朱言旦曾磊...
    69-78,88页
    查看更多>>摘要：通过变形翼的方式提升高超声速飞行器的气动性能是未来高超声速飞行器适应大空域、宽速域飞行需求的一种有效方式.但在高超声速条件下,变形翼受到严酷的气动加热,对防热设计提出了更高的要求.通过NNW-CAPTER高超声速多场耦合分析软件,基于"热流不动,结构移动"与"结构不动,热流移动"两种思路,分别构建了基于结构动网格技术和表面数据传递的数据传递方法,实现了伸缩翼结构气动热-传热耦合模拟.基于表面数据传递方法对比了伸缩过程不同时间步长选取对计算结果的影响,分析了伸缩过程不同数据传递方法插值误差的影响,最后提出在工程应用中,当伸出时间较短且后续弹道较长时,可以基于伸缩初始时刻和完成时刻的热流数据进行插值,从而简化计算,缩短设计时间.

    高超声速飞行器伸缩翼变形翼气动热-传热耦合动网格

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    高焓压缩膨胀角湍流与化学反应干扰研究

    刘晓东刘朋欣李辰孙东...
    79-88页
    查看更多>>摘要：高超声速飞行器近年来受到广泛关注,随着飞行器飞行马赫数不断提高,头激波后的高温能够促使空气发生离解,进而形成强激波、湍流脉动以及非平衡化学反应三者之间的复杂干扰.通过对高超声速楔形体头部斜激波后的高焓激波/湍流边界层干扰进行直接数值模拟,研究了在强干扰作用下边界层内的平均组分分布、湍流脉动和组分脉动分布,并且通过湍流-反应干扰系数获得了在强激波作用下湍流与化学反应的干扰强度分布.研究结果表明:高焓流动出现较小分离,在分离区平均温度和密度都出现升高,气体离解加剧,O、N组分平均质量分数较来流边界层明显增大;激波干扰中的可压缩性主要集中在分离激波以及分离泡上方的剪切层中;干扰区内O、N组分质量分数脉动强度明显增强,但与湍动能分布略有不同;湍流反应干扰最强的区域与湍动能极大值区域高度重合,而与组分平均及脉动的极大值位置相差较大.

    高超声速激波/湍流边界层干扰湍流-反应干扰非平衡化学反应直接数值模拟

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    高焓湍流边界层直接数值模拟与湍流模型改进研究

    左政玄赵瑞樊宇翔
    89-98页
    查看更多>>摘要：随着高超声速飞行器速度的进一步提高,高温化学反应与湍流耦合问题将愈加突出.分别对高焓和低焓流动条件下的平板湍流边界层进行了直接数值模拟(Direct Numerical Simulation,DNS),并将湍流平均量、湍动能生成项、湍流摩擦阻力系数等物理量与SST湍流模型进行了对比分析.初步研究表明,在低焓来流条件下,SST模型与DNS的计算结果较为吻合,而在高焓条件下,受到化学反应的影响,SST湍流模型预测的湍动能、湍流黏性系数、湍流摩阻系数均高于DNS计算结果.因此,修正了针对高焓流动条件下的SST湍流模型,在k方程湍动能生成项中加入温度限制器,改进后结果与DNS计算结果值吻合较好.

    高焓流动湍流边界层化学非平衡直接数值模拟湍流模型

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    适用于高速流动的γ-Reθ转捩模型研究

    孙泓朴戴梧叶吴宁宁许灵芝...
    99-107页
    查看更多>>摘要：随着高速飞行器空域及速域的不断拓展,准确预测高速飞行器边界层转捩对飞行器气动性能的设计变得越来越重要.传统γ-Reθ转捩模型中的经验关系式是使用低速平板边界层数据标定得到的,不适用于高速边界层转捩预测,为了改善这一问题,基于DNS计算数据与风洞试验数据,改进了模型中转捩动量厚度雷诺数的经验关系式.选取了高速平板绕流与尖锥绕流算例,验证了提出的经验关系式,结果表明传统转捩模型在预测高速边界层转捩时会过于提前预估转捩的发生,而改进后的转捩模型可以很好地预测转捩起始位置与转捩区长度,更适用于高速边界层转捩预测.

    边界层转捩高速转捩模型可压缩性修正γ-Reθ转捩模型转捩动量厚度雷诺数

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    面向跨流域模拟的统一随机粒子方法和SPARTACUS软件

    冯凯凯田鹏张俊
    108-118页
    查看更多>>摘要：在跨流域气体流动问题的研究中,传统随机粒子算法如直接模拟蒙特卡洛(DSMC)方法由于存在分子平均自由程和平均碰撞时间对计算时空尺度的限制,无法进行高效模拟.统一随机粒子(USP)方法是近年来提出的多尺度粒子方法,该方法通过将分子的运动和碰撞耦合考虑,去除了DSMC方法中计算时空尺度的限制,有效提高了在跨流域流场计算中的效率.介绍了USP方法的基本原理、算法实现和作者团队最近开发的开源求解器SPARTACUS.SPARTACUS在DSMC方法的开源框架SPARTA基础上发展而来,具有出色的通用性,能够对任意1～3维几何外形的内外流场进行计算.此外,该求解器使用基于消息传递接口的并行策略,具有支持上百万核规模并行的潜力.给出了几个针对不同外形、从低速到高超声速的基准测试结果,并与DSMC或实验的参考结果进行对比.结果表明,该求解器能够对跨流域流场进行准确模拟,并与传统粒子方法相比具有显著效率优势.

    多尺度计算稀薄气体动力学随机粒子方法临近空间飞行直接模拟蒙特卡洛SPARTA

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    考虑传感器动态响应的气动热反演辨识方法研究

    俞智超陈鸿初
    119-127页
    查看更多>>摘要：通过数学模型推导了双热电偶求解表面热流的线性标定积分方程,应用未来时间步的正则化方法及确定最优正则化参数的相平面与互相关系数法求解了积分方程.通过模拟实际飞行试验及设计两组标定实验得到标定积分方程方法所需的3组热电偶数据和2组标定热流数据,数值模拟了实际热电偶数据收集过程中会产生的噪声,用MATLAB求解了该情况下的导热反问题,在采用正则化方法并选取最优正则化参数γ后,得到了拟合度很高的表面热流密度预测结果.结果表明:标定积分方程方法可求解背表面边界条件未知的导热反问题,并具有很高的鲁棒性.标定积分方程方法可避免或减少传统求解导热反问题中所需要的包括热电偶动态响应参数、几何参数、传热材料热物性参数等的不确定性,提高了导热反演结果的准确性与可靠性.此外,探究了所使用的正则化方法中正则化参数γ对预测结果的影响.

    高超声速飞行器气动热辨识导热反问题标定积分方程方法正则化Volterra积分方程

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