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高超声速高焓风洞试验技术研究进展
被引量：
21
1
作者
姜宗林
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2019年第3期347-355,共9页
高焓风洞及其试验技术是助力人类进入高超声速飞行时代的基石,近年来取得了长足的进展。本文首先重点介绍了四种典型驱动模式的高焓风洞,即直接加热型高超声速风洞、加热轻气体驱动激波风洞、自由活塞驱动激波风洞和爆轰驱动激波风洞。...
高焓风洞及其试验技术是助力人类进入高超声速飞行时代的基石,近年来取得了长足的进展。本文首先重点介绍了四种典型驱动模式的高焓风洞,即直接加热型高超声速风洞、加热轻气体驱动激波风洞、自由活塞驱动激波风洞和爆轰驱动激波风洞。通过这些代表性风洞的介绍,讨论了相关风洞的理论基础和关键技术及其长处与不足。由于高超声速高焓流动具高温热化学反应特征,风洞试验技术研究还包含着针对高焓特色的测量技术发展。本文介绍了三种主要测量技术:气动热测量技术、气动天平技术和光学测量技术。这些技术是依据常规风洞试验测量需求而研制的,又根据高焓风洞的特点得到了进一步的改进和完善。最后对高超声速高焓风洞试验技术发展做了简单展望。
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关键词
高焓流动
激波风洞
高超声速飞行器
气动力
/
热特性
测量技术
下载PDF
职称材料
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
2
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。
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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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职称材料
题名
高超声速高焓风洞试验技术研究进展
被引量：
21
1
作者
姜宗林
机构
中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室
中国科学院大学工程科学学院宇航工程科学系
出处
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2019年第3期347-355,共9页
基金
国家自然科学基金(11532014,11727901)
文摘
高焓风洞及其试验技术是助力人类进入高超声速飞行时代的基石,近年来取得了长足的进展。本文首先重点介绍了四种典型驱动模式的高焓风洞,即直接加热型高超声速风洞、加热轻气体驱动激波风洞、自由活塞驱动激波风洞和爆轰驱动激波风洞。通过这些代表性风洞的介绍,讨论了相关风洞的理论基础和关键技术及其长处与不足。由于高超声速高焓流动具高温热化学反应特征,风洞试验技术研究还包含着针对高焓特色的测量技术发展。本文介绍了三种主要测量技术:气动热测量技术、气动天平技术和光学测量技术。这些技术是依据常规风洞试验测量需求而研制的,又根据高焓风洞的特点得到了进一步的改进和完善。最后对高超声速高焓风洞试验技术发展做了简单展望。
关键词
高焓流动
激波风洞
高超声速飞行器
气动力
/
热特性
测量技术
Keywords
high-enthalpy flow
shock tunnel
hypersonic vehicle
aerodynamic forces/heat flux
measuring techniques
分类号
V211.7 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
下载PDF
职称材料
题名
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
2
作者
梁杰
李志辉
李绪国
杜波强
机构
中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
北京航空航天大学北京前沿创新中心国家计算流力学实验室
出处
《载人航天》
CSCD
北大核心
2020年第5期537-542,549,共7页
基金
国家重点基础研究发展计划(2014CB744100)
国家自然科学基金(91530319、11325212)。
文摘
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。
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
Keywords
large-scale spacecraft
re-entry disintegration
aerodynamic thermal characteristics
Direct Simulation Monte Carlo(DSMC)method
collision limiter technique
shock/boundary layer flow interference
分类号
V211.3 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
下载PDF
职称材料
题名
作者
出处
发文年
被引量
操作
1
高超声速高焓风洞试验技术研究进展
姜宗林
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2019
21
下载PDF
职称材料
2
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
梁杰
李志辉
李绪国
杜波强
《载人航天》
CSCD
北大核心
2020
1
下载PDF
职称材料
已选择
0
条
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参考文献
引证文献
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