气体物理

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气体物理第6卷第1期封面+目录

2021, 6(1): .

25

1

摘要:

飞行器上层大气层空气动力特性探讨

沈清, 黄飞, 程晓丽, 靳旭红

2021, 6(1): 1-9. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0900

168

14

摘要:
针对近地轨道飞行器所面临的上层大气层（100~300 km）空气动力学问题，对几类典型航天器构型的上层大气层气动力特性进行了分析，给出了典型气动布局在该空域的气动力基本规律，取得了对上层大气层气动力关键影响因素的初步认识.在上层大气层，飞行器的绕流属于自由分子流状态.研究发现，气体分子与不同材质物面的相互作用反映出截然不同的升力和阻力特性.对于1 m²气动受力面的飞行器，在100~200 km轨道高度存在大于1 mN的气动力，在接近300 km轨道高度时受到的气动力则远小于1 mN.在一般条件下，飞行器的升阻比小于1.但是，当物面适应系数约为0.2时，在100~200 km轨道高度存在升阻比大于1的状态，这一特点体现了上层大气层气动力学的基本特性.据此认为，100~200 km是气动力可利用的飞行空域，在此空域开展上层大气层空气动力学研究，对于未来发展上层大气层飞行器意义重大.

高超声速分离-再附流动峰值热流的模型理论

方芳, 鲍麟

2021, 6(1): 10-19. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0837

172

7

摘要:
具有大尺度分离区的高超声速分离-再附流动中会在再附点后产生极大的热流峰值.通过分析再附点后局部区域的流动和传热特征，提出了斜驻点-三层结构模型理论框架.继而将此理论框架应用于中低Reynolds数的高超声速压缩拐角流动，提出了其再附点局域流动的外缘参数的工程求解方案，给出了对应的峰值热流值，并与数值计算结果做了对比验证.最后，利用该理论研究了分离区的大小和分离时边界层的厚度对峰值热流的影响规律.

基于气体动理论的二维Karman涡街数值模拟

吴俊林, 李志辉, 蒋新宇, 彭傲平

2021, 6(1): 20-29. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0825

85

6

摘要:
基于从稀薄流到连续流的跨流域气体动理论统一算法（gas-kinetic unified algorithm，GKUA），通过数值求解考虑转动自由度激发的Boltzmann-Rykov模型方程，得到了一种跨流域非定常流动数值模拟的方法.该求解方法以Boltzmann模型方程为控制方程，在常温状态下如果考虑转动能激发的情况则选用Rykov模型.文中数值求解Rykov模型时，首先基于转动能模对速度分布函数积分以消去分子转动能量这一自变量，在速度空间应用自适应离散速度坐标法与数值积分演化更新计算技术，在位置空间应用3阶WENO空间离散格式和3阶显式Runge-Kutta时间推进.针对经典的二维Karman涡街流动现象进行数值模拟，说明该跨流域非定常流动模拟算法对于连续流区低速流动的适应性.

单级跨声速压气机旋转失速模拟方法

王子维, 刘东健, 陈逖

2021, 6(1): 30-37. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0787

70

9

摘要:
为了研究多排跨声轴流压气机旋转失速先兆的表现形式与失速演化规律，基于自主研发的CFD软件ASPAC，通过发展动态重叠网格技术，流量出口边界条件以及节流阀边界条件，对单级跨声速压气机NASA Stage 35由近失速状态到完全失速状态的过程进行了模拟.结果表明，发展的数值模拟方法能准确地模拟多排压气机的旋转失速发展过程；均匀进气条件下，随着NASA Stage 35向失速状态逼近，某些动叶压力面前缘出现了叶顶间隙流溢流现象，促使压气机进入旋转失速状态；在失速先兆阶段，周向非均匀流动开始出现并沿压气机周向传播；当完全失速时，失速团充分发展并连续地沿周向旋转，结构几乎不随时间变化.

喷雾冷却相变传热的建模与模拟计算

宋立业, 罗晓光, 马汉东, 陈思员, 俞继军

2021, 6(1): 38-44. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0841

118

5

摘要:
喷雾冷却是一种高效的热控技术，为了探索形成完善的喷雾冷却技术设计流程，文章开展了喷雾冷却传热过程的建模研究.针对喷雾冷却传热过程的模拟计算，基于喷雾冷却相变传热的4个传热机制：液膜对流传热、池沸腾传热、二次气泡沸腾传热、二次气泡高频化机制，利用Monte Carlo方法描述了不同粒径与速率分布的液滴撞击液膜并生成二次气泡的过程，通过液态介质中气泡生长速率的解析计算模型考虑了气泡的生长过程，并结合模化气泡与气泡之间、液滴与气泡之间、气泡与液膜之间的干涉行为描述了气泡的演化过程，通过综合液膜单相对流与气泡相变传热，发展了喷雾冷却相变传热模拟计算方法.基于喷雾冷却实验台开展了稳态喷雾冷却实验，实验校核结果表明，计算方法能够较好地模拟喷雾冷却相变传热性能.另外还分析了影响本方法计算精度的两类因素.

基于Chebyshev-Taylor-Fourier混合级数模型函数的多源气动数据融合方法

傅建明, 李欣益, 唐海敏, 伍彬, 梁伟, 李小林

2021, 6(1): 45-51. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0829

86

8

摘要:
针对飞行器气动力多源数据融合、飞行试验气动辨识问题，提出了一种基于Chebyshev-Taylor-Fourier混合级数模型函数、不确定度平衡权函数和加权最小二乘原理的多源数据融合和辨识方法.该方法采用二元Chebyshev级数、Taylor级数和Fourier级数技术建立飞行器气动模型函数，采用权函数技术平衡各数据源间的不同精度和不确定度，采用最小二乘法原理确定超定方程组解，从而获得Chebyshev-Taylor-Fourier混合级数模型函数的各项参数值，最终确定多源数据融合的飞行器气动力（力矩）系数模型函数数学表达式.典型的应用实例表明该方法高效实用、精度可靠，工程应用前景良好.

钝头机体用FADS-α的求解算法及精度研究

王鹏

2021, 6(1): 52-61. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0757

75

3

摘要:
针对钝头机体用嵌入式大气数据传感（flush air data sensing，FADS）系统的4类攻角求解算法及算法的求解精度进行研究.针对典型的15°钝头体外形，在Mach数Ma=2.04，3.02，5.01，攻角α=-5°~30°，侧滑角β=0°的条件下，首先基于势流理论及修正的Newton流理论建立了钝头机体用FADS系统的理论模型，并给出了典型的测压孔配置方案；然后采用经典三点式及改进三点式算法、基于线性理论的五孔探针算法、基于非线性理论的五点拟合算法、基于神经网络建模的方法及基于压力模型的加权最小二乘迭代算法，分别建立了FADS-α的4类求解算法；最后对钝头机体用FADS-α的算法求解精度进行了系统对比及论证.研究结果表明，三点式算法、改进三点式算法与加权最小二乘迭代算法精度相当，都可以比较准确地预测攻角；神经网络算法精度较好，但算法涉及的经验参数较多，且需要大批量数据集的训练及验证；拟合算法优劣明显，基于线性理论的五孔探针算法精度在小攻角时与上述几种算法精度相当，但随攻角增大（大于10°）精度下降显著；而基于非线性理论的拟合算法精度较好，但拟合过程复杂繁琐.对钝头机体用FADS-α的算法精度而言，三点式算法、改进三点式算法及加权最小二乘迭代算法是较好的计算方法.

基于BOS的超声速流场瞬态密度场的可视化

张俊, 吴运刚, 严来军, 殷可为

2021, 6(1): 62-68. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0842

97

10

摘要:
瞬态密度场的可视化对于超声速流场复杂流动机理研究有着重要的参考价值.设计了基于脉冲激光照明的瞬态密度场可视化系统，针对非对称尖锥模型在Ф=120 mm激波风洞开展了双方向密度场可视化应用研究，获得了Ma=6条件下激波流场清晰的瞬态和长曝光背景纹影图像.研究表明，瞬态背景纹影图像曝光时间为10 ns，能够有效"冻结"超声速流场；相对于长曝光纹影图像，瞬态图像显示了更小时间尺度的流场密度场，且突起较多，分布不均匀.结果表明，瞬态密度场可视化技术能够揭示瞬态激波流场的密度场细节，为超声速和高超声速流场复杂流动机理的深入理解和研究提供了一种有效方法.

高升阻比模型天平校准安装角误差控制要求

吕治国, 赵荣娟, 黄军

2021, 6(1): 69-78. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0838

97

4

摘要:
文章针对高升阻比类模型气动力测量的要求，对天平校准安装角误差影响进行了初步分析，天平的单元校准中，主要有两个安装角对天平校准结果产生影响，这两个安装角分别为攻角和滚转角，研究结果表明：天平的不同分量和不同校准系数对安装角误差的要求是不尽相同的，力分量以及滚转力矩校准，安装角误差可以允许在度水平上；俯仰力矩和偏航力矩校准攻角误差只能在分量级上；法向力对轴向力干扰系数校准的攻角误差，以及法向力对侧向力干扰系数校准的滚转角误差均只能允许在十分之几分或百分之几分的水平上.单纯从校准来看，法向力对轴向力的干扰系数要求攻角误差控制，以及法向力对侧向力干扰系数要求的滚转角误差控制，均非常困难；结合风洞实验测量中高升阻比模型的载荷匹配情况，这个误差控制可以适当放宽，攻角误差可以放宽到分量级上，滚转角误差仍为十分之几分量级上，天平校准时采用常规的角度测量仪器进行测量和调整均非常困难，只有配置高精度的角度测量仪器，才能满足高升阻比模型气动力测量对天平校准角度误差控制的要求.

主管部门：	中国航天科技集团有限公司
主办单位：	中国航天空气动力技术研究院中国宇航学会中国宇航出版有限责任公司

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