非简谐波对声速测量的影响

声速测量实验是高校普通物理实验的重要组成部分,通常采用驻波法进行声速测量实验.入射波与反射波叠加后的状态将随反射界面到声源的距离不同而呈现周期性变化,声速测量正是根据该特点进行测量的.然而实际情况比理想情况复杂很多.在驻波法测量空气中的声速实验中,采用数字示波器逐点测量得到超声波的共振曲线,观察到一些非简谐假峰现象.提出对测量到的振幅极大值的大小进行判断,去除这些假峰,使测量的误差降低到最小.     

带减阻杆的高超声速弹丸气动特性研究

为了研究带减阻杆的高超声速弹丸气动特性,基于高精度高分辨率的KFVS气体动力学格式、k-ω SST两方程湍流模型,采用有限体积法求解三维Navier-Stokes方程,并对数值方法的有效性和可靠性进行了验证.在此基础上,对带减阻杆的高超声速弹丸流场进行了数值模拟.研究结果表明:基于高精度高分辨率的KFVS气体动力学格式发展的数值方法可信度较高,能用于弹丸气动特性数值计算;在减阻杆长度一定条件下,随着马赫数的增大,减阻率将提高;在一定的减阻杆长度、马赫数下,随着攻角的增大,全弹总阻力系数、升力系数、俯仰力矩系数将增加;减阻杆基本不会影响弹丸的升力和俯仰力矩.研究结果为高超声速弹丸工程设计提供参考.     

高超声速飞行器热防护系统分析与数值计算

 针对大气环境内吸气式高超声速飞行器热防护要求,得出前缘、下表面和上表面的热防护结构应分别采用碳/碳(C/C)防热材料、刚性陶瓷防热瓦材料和柔性隔热毡材料。基于Abaqus 分析软件建立以机身为主的热分析有限元模型,计算了高超声速飞行器在典型气动加热载荷情况下的温度场分布和在整个飞行过程中温度的变化情况。通过温度分布得到机身前缘的峰值温度达1637℃,上下表面峰值温度分别为635、805℃,验证了本研究提出的热防护结构形式的有效性。通过温度与时间曲线得出飞行500 s 左右时,飞行器前缘及上下表面温度急剧增加、温度梯度大,500~1500 s 期间持续高温,在1500 s 后温度迅速降低。同时建立了C/C、陶瓷瓦及柔性隔热毡3 种典型耐高温材料的传热模型,对其防热结构的防热效率进行评估,得到其最佳的防热材料厚度为57.6、52.9、53.3 mm,可为防热结构的设计提供参考。     

难熔金属钽、钼、钨的高温高压状态方程及声速的第一性原理研究

难熔金属的高压熔化曲线在动-静高压实验之间存在巨大争议,而在发生冲击熔化之前是否存在固-固相变是目前的研究热点问题.本文以3种典型难熔金属钽、钼、钨为例,通过第一性原理晶格动力学方法,计算了钽、钼、钨的声子色散曲线.采用准谐近似的方法,获得了Hugoniot状态方程以及Hugoniot声速.对于钽和钨的声速计算表明,其基态体心立方结构在高压下一直保持其稳定性;而钼的晶格动力学计算表明其基态结构的稳定性在高压下消失,而钼的Hugoniot声速在175–275GPa区域内发生了拐折,这一结果证实了冲击波实验中对于钼的声速测量的结果:在210GPa压力附近声速发生间断.     

声速测量演示实验的设计与实现

数字示波器具有波形触发、存储、显示以及数字存储等功能,利用这些功能将其与计算机连接起来,进行数据处理和结果显示,以达到演示声速测量实验的目的。这样不但便于学生理解实验原理,而且形象、直观。     

声速流对钻头温度和压力的影响

气体钻井过程中,喷嘴处容易产生声速流,且在声速流条件下,伴随着压力间断和喷嘴低温,会导致钻头"冰包",环空压力急剧上升而立管却无法检测的现象,容易造成地面及井下事故.以超临界CO2气体钻井为例对钻头渐缩喷嘴压力、温度、流速变化对声速流的影响进行研究.结果表明:气体从喷嘴喷出后,压力急剧降低,体积快速膨胀,产生焦耳汤姆逊效应,使得喷嘴出口温度急剧降低,降低幅度取决于气体性质以及上下游压力比;在进行气体钻井设计时,尤其是需要高压力、大排量喷射钻井时,首先要估算井底压力范围,再计算喷嘴上游临界压力,确定钻头上游安全压力带作为水力参数设计的参考标准,控制好井底与钻头上游之间的压力关系,避免声速流的发生.     

高超声速湍流边界层中由高温引起的变比热效应及其计算

对于高超声速飞行器,边界层内的温度往往超过600K,这时候分子的振动自由度将被激发,完全气体模型将不再适用.本文以高超声速平板湍流边界层为研究对象,用比热为常值的完全气体模型和考虑比热变化的气体模型对其进行了直接数值模拟.比较两种模型的计算结果发现,二者所给出的湍流边界层内只与速度有关的量差别很小,但与温度有关的量,如平均温度、脉动温度等,则有显著的差别.另外,通过数值验证,发现平均比热比与由平均温度计算出的比热比非常接近,这给用只以平均温度为变量的湍流模式计算变比热气体模型下的湍流,提供了一定的理论基础.文中用SST湍流模式,验证了用湍流模式计算变比热气体湍流的可行性.     

Adaptive functional link network control of near-space vehicles with dynamical uncertainties

The control law design for a near-space hypersonic vehicle (NHV) is highly challenging due to its inherent nonlinearity, plant uncertainties and sensitivity to disturbances. This paper presents a novel functional link network (FLN) control method for an NHV with dynamical thrust and parameter uncertainties. The approach devises a new partially-feedback-functional-link-network (PFFLN) adaptive law and combines it with the nonlinear generalized predictive control (NGPC) algorithm. The PFFLN is employed for approximating uncertainties in flight. Its weights are online tuned based on Lyapunov stability theorem for the first time. The learning process does not need any offline training phase. Additionally, a robust controller with an adaptive gain is designed to offset the approximation error. Finally, simulation results show a satisfactory performance for the NHV attitude tracking, and also illustrate the controller's robustness.     

高超声速飞行器动态面控制系统设计与仿真

针对高超声速飞行器飞行高度和飞行马赫数变化范围大,其数学模型具有严重非线性、不稳定性、多变量耦合以及不确定的空气动力学参数等特点,提出了动态面控制方法为其设计飞行控制系统。该方法通过构造动态面变量并根据能达条件,来设计中间的虚拟控制信号和最终的控制信号。通过在控制律设计过程中增加一阶动态滤波器,避免了设计过程中对非线性虚拟控制信号的微分,大大减少了控制律的计算量。并以某常规高超声速飞行器纵向模型为对象进行仿真。仿真研究表明该控制方法较好的实现了高超声速飞行器对指令信号的跟踪。     

高超声速飞行器再入过程改进气动系数模型

针对高超声速飞行器再入过程气动系数模型和参数辨识问题,基于公开的气动系数数据,综合考虑攻角和马赫数两个主要因素,分析了气动系数与二者的函数关系,建立了高超声速飞行器的改进升力系数和阻力系数模型,采用非线性最小二乘法进行模型参数辨识,得到参数辨识结果。将已知的气动数据与改进气动系数模型计算值进行对比,升力系数和阻力系数的相对误差平均值均小于5.10%,表明所建立的改进气动系数模型具有较高的精度,可以用于高超声速飞行器再入轨迹优化和仿真。