2016年1月创刊, 双月刊
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CN 10-1384/O3
ISSN 2096-1642
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2023, 8(5): 1-9.
doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1033
2023, 8(3): 19-34.
doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1012
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doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1097
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摘要:
碘离子推力器主要应用于小型卫星的姿态控制和位置保持,其依靠碘工质的升华和电离产生推力。碘工质储供系统的加热方式和结构参数对其工作性能有很大影响。采用动网格方法对离子推力器储罐中碘工质升华相变过程进行数值模拟,讨论储罐加热方式和径高比对其性能的影响。结果表明:从质量流量、流量稳定性和预热时间3个参数综合考虑,四周伴热加热、辐射加热和接触加热3种方式中,接触加热性能最好。在接触加热方式下,储罐径高比对流量变化几乎无影响,流量稳定性很好。对于以大推力为设计目的的碘离子推力器,储罐径高比越小越好,径高比为0.2时的质量流量相比于径高比为1.4时增大了9.0%。对于以高响应速度为设计目的的碘离子推力器,储罐径高比越大越好,径高比为0.2时的预热时长相比于径高比为1.4时增大了80%。
碘离子推力器主要应用于小型卫星的姿态控制和位置保持,其依靠碘工质的升华和电离产生推力。碘工质储供系统的加热方式和结构参数对其工作性能有很大影响。采用动网格方法对离子推力器储罐中碘工质升华相变过程进行数值模拟,讨论储罐加热方式和径高比对其性能的影响。结果表明:从质量流量、流量稳定性和预热时间3个参数综合考虑,四周伴热加热、辐射加热和接触加热3种方式中,接触加热性能最好。在接触加热方式下,储罐径高比对流量变化几乎无影响,流量稳定性很好。对于以大推力为设计目的的碘离子推力器,储罐径高比越小越好,径高比为0.2时的质量流量相比于径高比为1.4时增大了9.0%。对于以高响应速度为设计目的的碘离子推力器,储罐径高比越大越好,径高比为0.2时的预热时长相比于径高比为1.4时增大了80%。
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doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1068
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8
摘要:
气动热的准确预测是指导高超声速飞行器设计的基础。在经典气动热预测方法愈发难以满足工程中高效准确的气动热预测需求的背景下,近年来蓬勃发展的数据驱动气动热建模预测方法逐渐成为气动热预测的新范式。对此,首先阐述了数据驱动气动热建模预测方法和经典气动热预测方法的相互关系。然后,从建模思路上将数据驱动气动热建模预测方法归纳为3类,即气动热特征空间降维建模预测、气动热逐点建模预测和气动热物理信息嵌入建模预测,并对这3类方法进行了详细介绍和分析总结。数据驱动气动热建模预测方法不仅比工程算法准确,而且和采样方法结合后,还能够有效降低实验测量和数值计算的工作量,给出的模型也更加高效简洁。最后,对数据驱动气动热建模预测方法的发展趋势进行了展望,指出数据驱动技术与经典气动热预测方法的深度结合、气动热物理信息嵌入建模预测方法和气动热预测大模型将会是未来研究的要点。
气动热的准确预测是指导高超声速飞行器设计的基础。在经典气动热预测方法愈发难以满足工程中高效准确的气动热预测需求的背景下,近年来蓬勃发展的数据驱动气动热建模预测方法逐渐成为气动热预测的新范式。对此,首先阐述了数据驱动气动热建模预测方法和经典气动热预测方法的相互关系。然后,从建模思路上将数据驱动气动热建模预测方法归纳为3类,即气动热特征空间降维建模预测、气动热逐点建模预测和气动热物理信息嵌入建模预测,并对这3类方法进行了详细介绍和分析总结。数据驱动气动热建模预测方法不仅比工程算法准确,而且和采样方法结合后,还能够有效降低实验测量和数值计算的工作量,给出的模型也更加高效简洁。最后,对数据驱动气动热建模预测方法的发展趋势进行了展望,指出数据驱动技术与经典气动热预测方法的深度结合、气动热物理信息嵌入建模预测方法和气动热预测大模型将会是未来研究的要点。
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doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1090
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4
摘要:
湍流场的准确估计在航空航天领域具有重要意义,现有的获取手段在分辨率或者准确性方面是不足的。实验测量准确却往往测点数量有限,数值计算能获得全场数据,但精度却难以保障。数据同化方法融合了实验观测和数值模拟,是进行流场重构的有效工具。文章探索了基于集合变换Kalman滤波(ensemble transform Kalman filter,ETKF)的数据同化方法在空间流场重构方面的有效性,并讨论了不同迭代更新模式的重构精度和计算效率,即状态变量基于湍流模型更新的ETKF-M和基于流场数据更新的ETKF-D。以ONERA M6机翼作为数值算例,结合风洞实验翼型表面271测压孔的压力测量数据进行算法实验,结果表明ETKF方法的不同迭代模式均有效修正了湍流模型的预测,并且ETKF-D相对于ETKF-M提升了83%的计算效率。此外,选取两组不同位置的1/4实验测点进行同化实验,得到不同精度的结果,这表明重构的精度与同化测点的位置和数量密切相关。
湍流场的准确估计在航空航天领域具有重要意义,现有的获取手段在分辨率或者准确性方面是不足的。实验测量准确却往往测点数量有限,数值计算能获得全场数据,但精度却难以保障。数据同化方法融合了实验观测和数值模拟,是进行流场重构的有效工具。文章探索了基于集合变换Kalman滤波(ensemble transform Kalman filter,ETKF)的数据同化方法在空间流场重构方面的有效性,并讨论了不同迭代更新模式的重构精度和计算效率,即状态变量基于湍流模型更新的ETKF-M和基于流场数据更新的ETKF-D。以ONERA M6机翼作为数值算例,结合风洞实验翼型表面271测压孔的压力测量数据进行算法实验,结果表明ETKF方法的不同迭代模式均有效修正了湍流模型的预测,并且ETKF-D相对于ETKF-M提升了83%的计算效率。此外,选取两组不同位置的1/4实验测点进行同化实验,得到不同精度的结果,这表明重构的精度与同化测点的位置和数量密切相关。
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doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1079
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4
摘要:
基于一维均匀网格条件下构造的差分格式,在实际应用中须推广到非均匀或者曲线网格上,坐标变换过程引入几何诱导误差。目前常用收敛解误差随着网格细化变化的精度测试方法评估差分格式的精度。在二维柱坐标均匀网格上,采用1阶迎风、2阶MUSCL和5阶WENO计算流场参数为常数的自由流问题,按照精度测试方法比较收敛曲线斜率,发现1阶迎风的网格收敛精度是2阶的,5阶WENO的网格收敛精度不到1阶。理论分析表明,这种精度测试方法与差分格式精度定义不等价,而且所采用的数据无法反映差分格式的固有缺陷,因此,不能用来作为差分格式精度评价指标。很多研究WENO的文献经常模拟双Mach反射问题、二维Riemann问题等经典算例,把接触间断是否演变成不稳定涡结构作为特征,理论上可以证明涡结构是非物理现象,因此用是否出现涡结构作为算法高精度的论据并不合适。
基于一维均匀网格条件下构造的差分格式,在实际应用中须推广到非均匀或者曲线网格上,坐标变换过程引入几何诱导误差。目前常用收敛解误差随着网格细化变化的精度测试方法评估差分格式的精度。在二维柱坐标均匀网格上,采用1阶迎风、2阶MUSCL和5阶WENO计算流场参数为常数的自由流问题,按照精度测试方法比较收敛曲线斜率,发现1阶迎风的网格收敛精度是2阶的,5阶WENO的网格收敛精度不到1阶。理论分析表明,这种精度测试方法与差分格式精度定义不等价,而且所采用的数据无法反映差分格式的固有缺陷,因此,不能用来作为差分格式精度评价指标。很多研究WENO的文献经常模拟双Mach反射问题、二维Riemann问题等经典算例,把接触间断是否演变成不稳定涡结构作为特征,理论上可以证明涡结构是非物理现象,因此用是否出现涡结构作为算法高精度的论据并不合适。
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doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1099
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摘要:
对比分析大尺度高速/低速来流背景下,多种尺度间相互作用,讨论主动减阻控制系统间歇输入能量实现流场减阻控制的可行性。实验使用压电振子对湍流边界层施加周期性局部扰动,同步采集压电振子上游固定探针和下游移动探针(沿法向高度移动)的流场信息。对压电振子上、下游不同尺度脉动速度信号做相关性分析,确定上下游信号的时空关系。通过预乘能谱图确定扰动信号及其高次谐波,划分不同信号尺度。着重讨论大尺度高速/低速来流背景下,大尺度与扰动尺度、扰动尺度与小尺度的相互作用,发现大尺度高速背景对扰动信号有幅值调制作用。大尺度高速/低速来流背景下,扰动信号与小尺度信号存在固定的相位对应关系,且不受来流背景影响。明确以压电振子对流场进行主动间歇性控制时,在大尺度高速来流背景下施加局部动态扰动具有更好的调制控制效果。
对比分析大尺度高速/低速来流背景下,多种尺度间相互作用,讨论主动减阻控制系统间歇输入能量实现流场减阻控制的可行性。实验使用压电振子对湍流边界层施加周期性局部扰动,同步采集压电振子上游固定探针和下游移动探针(沿法向高度移动)的流场信息。对压电振子上、下游不同尺度脉动速度信号做相关性分析,确定上下游信号的时空关系。通过预乘能谱图确定扰动信号及其高次谐波,划分不同信号尺度。着重讨论大尺度高速/低速来流背景下,大尺度与扰动尺度、扰动尺度与小尺度的相互作用,发现大尺度高速背景对扰动信号有幅值调制作用。大尺度高速/低速来流背景下,扰动信号与小尺度信号存在固定的相位对应关系,且不受来流背景影响。明确以压电振子对流场进行主动间歇性控制时,在大尺度高速来流背景下施加局部动态扰动具有更好的调制控制效果。
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doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1066
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6
摘要:
双层热对流系统广泛存在于自然界中。为研究该系统的传热规律,刻画其中的流动结构特性,在矩形对流槽中使用甘油和2 cs硅油两种互不相溶的液体作为工作介质。位于底部的甘油液体层宽高比为10.4,其下表面是无滑移固液边界,上表面为滑移交界面,底部甘油层的实验参数为Rayleigh数Ra1范围260 ≤Ra1≤ 6 000,Prandtl数Pr1范围3 708<Pr1<7 000。硅油液体层的宽高比约为0.53,上表面为无滑移固液边界,硅油层Rayleigh数Ra2范围1.5×109 ≤ Ra2 ≤ 2.0×1010,Prandtl数Pr2范围28<Pr2 <33。发现两层对流系统在两个区间下有不同的传热效率和流动状态。在区间1,即传热功率小于某个特定热流时,下面甘油层处于稳定层流状态。而在区间2,即传热功率大于该热流时,甘油层内液体处于不稳定对流状态。随着全局温差的增加,两层热对流系统的全局传热效率从区间1到区间2有一个突然的增加。甘油层的震荡失稳临界Ra数为1 523,这个数值小于无限大平板无滑移边界的理论预测值1 708。即滑移边界可使流体更不稳定,滑移边界使得硅油层的传热效率增加。采用阴影法对该系统内的对流斑图、交界面以及热羽流等流动结构进行了进一步刻画和分析。
双层热对流系统广泛存在于自然界中。为研究该系统的传热规律,刻画其中的流动结构特性,在矩形对流槽中使用甘油和2 cs硅油两种互不相溶的液体作为工作介质。位于底部的甘油液体层宽高比为10.4,其下表面是无滑移固液边界,上表面为滑移交界面,底部甘油层的实验参数为Rayleigh数Ra1范围260 ≤Ra1≤ 6 000,Prandtl数Pr1范围3 708<Pr1<7 000。硅油液体层的宽高比约为0.53,上表面为无滑移固液边界,硅油层Rayleigh数Ra2范围1.5×109 ≤ Ra2 ≤ 2.0×1010,Prandtl数Pr2范围28<Pr2 <33。发现两层对流系统在两个区间下有不同的传热效率和流动状态。在区间1,即传热功率小于某个特定热流时,下面甘油层处于稳定层流状态。而在区间2,即传热功率大于该热流时,甘油层内液体处于不稳定对流状态。随着全局温差的增加,两层热对流系统的全局传热效率从区间1到区间2有一个突然的增加。甘油层的震荡失稳临界Ra数为1 523,这个数值小于无限大平板无滑移边界的理论预测值1 708。即滑移边界可使流体更不稳定,滑移边界使得硅油层的传热效率增加。采用阴影法对该系统内的对流斑图、交界面以及热羽流等流动结构进行了进一步刻画和分析。
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doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1065
55
摘要:
基于等离子体合成射流(plasma synthetic jet,PSJ)的新型主动流动控制技术由于具有无需气源、控制力强、激励频带宽等优势,在激波控制领域极具应用潜力。在高超声速风洞中实验研究了单脉冲PSJ对高超声速飞行器标模头部弓形激波及侧翼激波的控制效果及对飞行器的减阻作用。结果表明,逆向PSJ可使高超声速飞行器标模头部弓形激波脱体距离显著增大,横向PSJ可使侧翼激波基本完全消除,动态力传感器测得飞行器最大瞬时减阻率约为15.5%,但传感器测得的阻力变化存在大约250 μs的延迟。研究了放电能量、来流总压、出口直径以及腔体体积对头部弓形激波控制效果的影响。
基于等离子体合成射流(plasma synthetic jet,PSJ)的新型主动流动控制技术由于具有无需气源、控制力强、激励频带宽等优势,在激波控制领域极具应用潜力。在高超声速风洞中实验研究了单脉冲PSJ对高超声速飞行器标模头部弓形激波及侧翼激波的控制效果及对飞行器的减阻作用。结果表明,逆向PSJ可使高超声速飞行器标模头部弓形激波脱体距离显著增大,横向PSJ可使侧翼激波基本完全消除,动态力传感器测得飞行器最大瞬时减阻率约为15.5%,但传感器测得的阻力变化存在大约250 μs的延迟。研究了放电能量、来流总压、出口直径以及腔体体积对头部弓形激波控制效果的影响。
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