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高超声速范文1
摘要:
通过在激波风洞中开展转捩试验，选取来流马赫数分别为6和8，单位雷诺数分别为4．1×106m－1、2．6×107m－1和4．4×107m－1的来流条件，研究马赫数、单位雷诺数以及攻角变化对钝锥边界层和平板边界层转捩位置的影响。结果表明，攻角增大使钝锥迎风面和背风面边界层转捩位置均前移，使平板边界层转捩位置也前移;钝锥边界层在低马赫数时更容易转捩，平板边界层转捩受马赫数影响在攻角有差异时有所不同;单位雷诺数的增大促进转捩，但对于钝锥边界层而言，该参数增加到试验选定的上限时，转捩位置的变化并不明显;在转捩过程中平板边界层的脉动压力系数与热流具有相同的变化趋势。试验捕捉到了第二模态扰动。
关键词:
高超声速边界层转捩问题是空气动力学的难点之一，当边界层从层流态转捩过渡到湍流态后，壁面热流密度会激增数倍，这是热防护设计中必须考虑的问题。而高超声速条件下的转捩位置预测相比低速边界层来说要困难得多，转捩临界雷诺数要高出几个数量级［1］，转捩机理不同于亚声速和跨声速的情形，转捩过程的细节并未很好弄清。因此，开展高超声速边界层转捩特性的研究具有重要的基础理论和工程意义。在地面高超声速设备开展的边界层转捩试验研究中，诱导边界层转捩的扰动分为涡量模态(速度脉动)、总温脉动和声学辐射［2］，其中声学辐射是占主导地位的扰动类型，比如喷管和试验段壁面的湍流边界层产生的声波会对转捩试验结果造成影响，若要研究高水平的噪声对转捩的影响，需要开展静风洞试验。高超声速流动中主要的扰动包括第一模态不稳定性、第二模态不稳定性以及横流不稳定性。其中在轴对称流动或平面流动中，第二模态不稳定性起主要作用。在高超声速边界层转捩的机理性研究方面，国内研究仍然存在一定的局限性，比如在试验研究方面，试验的方法和手段还相对单一。韩健［3］通过测量热流脉动分析了高超声速尖锥边界层的稳定性，张扣立等［4］利用温敏漆技术测量了平板边界层的转捩过程。Anderson［5］归纳的影响高超声速边界层转捩的因素有十多种，比如边界层外缘马赫数、头部曲率半径、攻角、壁温、表面粗糙度、质量流的注入、当地曲率、横向流速度梯度、流向压力梯度、来流单位雷诺数、总温、化学反应，还包括试验设备的因素，如来流湍流度、喷管边界层中传播的噪声扰动。本文针对钝锥和平板模型，在激波风洞中开展钝锥边界层和平板边界层的转捩试验研究，在众多的转捩影响因素中选择来流马赫数、单位雷诺数和攻角作为研究变量，研究这些因素对转捩位置的影响，以及第二模态不稳定性在高超声速边界层转捩过程中的体现。
1试验条件
1．1试验设备高超声速边界层转捩试验研究在中国空气动力研究与发展中心FD-14A激波风洞(见图1)上开展。FD-14A激波风洞是由内径为80mm，高压段、低压段长度分别为7．5m和12．5m的激波管和相应的喷管、试验段、真空箱组成，其型面喷管出口直径为0．6m。风洞试验气体为氮气，采用氢气或氢气和氮气混合气体驱动。通过更换喉道可获得不同的来流马赫数，通过调节高低压段压力可获得不同的来流雷诺数，实现不同的模拟环境。FD-14A激波风洞能模拟飞行马赫数范围为6～12，单位雷诺数范围为2．1×105～6．5×107m－1的飞行状态，有效试验时间为2～13ms。
1．2试验模型及流场条件试验模型有两个，其一为钝锥模型(见图2)，半锥角为5°，模型长Lc=600mm，头部钝度为0．8mm。其二为平板模型(见图3)，长Lp=510mm，宽230mm，前缘钝度为1mm。其中钝锥模型表面的热流测点分布在三条子午线上，模型正下方子午线为迎风子午线、正上方子午线为背风子午线，与迎风、背风子午线成90°圆周角的为侧面子午线，每条子午线上各有29个热流测点。平板模型的热流测点全都位于平板表面中心线(沿流向)上，共25个，脉动压力测点同样位于中心线上，共10个。采用新型耐冲刷薄膜热流传感器测量模型表面热流。这种传感器相比老式玻璃基体类型传感器具有较强的耐冲刷特性，使用时间较长，减小了由于传感器的频繁更换带来的个体差异引起的测量误差。采用KULITE公司XTE－190M型绝压高频压阻压力传感器测量壁面压力脉动特性，测量端直径Ф3．8mm，固有频率250kHz。为能够有效捕捉边界层转捩特性，结合模型特点及激波风洞流场条件(FlowCondition，FC)，选取试验流场如表1所示。其中流场1、2、4的名义马赫数为8，流场3的名义马赫数为6。
2数据处理方法
2．1热流测量结果的处理通过热流测点的时域特性曲线(横坐标为时间，纵坐标为热流幅值)来初步判断某个测点所处位置的边界层流态是层流、转捩过渡状态还是湍流。层流条件下，热流时域特性曲线在有效试验时间内保持平稳的分布，没有明显的波动迹象。湍流条件下，热流时域特性曲线在有效试验时间内，大部分时间也保持平台式的分布，但热流的脉动量相比层流要明显些，且热流值大幅跃升。注意到高热流平台的形成经过了一个热流突然跃升的过程，跃升之前的热流水平即为该测点处于层流的水平，跃升过程后稳定的湍流状态形成。而当某个测点处于转捩过渡区时，其热流时域特性曲线具有与层流和湍流完全不同的特征。转捩过程的流动特征是间歇性的涡的产生和破碎，由此导致了瞬时热流的高峰值，热流的脉动特征显得极为明显，热流时域特性曲线则具有许多个明显的“尖峰”。图4为某车次风洞运行时钝锥模型迎风子午线上沿流向依次相邻的6个热流测点(间距15mm)的时域特性曲线。依据上述边界层流态与热流时域特性曲线的对应关系，判定这6个测点所处位置的边界层流态分别为层流、层流、转捩、转捩、转捩和湍流，其中点C判定为转捩起始位置，点F判定为转捩完成位置。为便于进行对比分析，热流进行了无量纲化处理。钝锥模型及平板模型无量纲热流参考值为0°攻角时头部或前缘驻点热流Fay-Riddle公式计算值(壁温取298K)。
2．2脉动压力测量结果的处理通过高频压力传感器测得模型表面的脉动压力信息，基于瞬时压力p(t)，计算得到体现边界层压力脉动特性的幅值域参数。功率谱密度是描述脉动压力频率域特性的函数，能够反映流场脉动量所包含的频率成分及其对应的能量大小，是反映边界层脉动特性的重要频率域的统计函数。
3结果与分析
3．1攻角对转捩的影响有关钝锥边界层的试验研究表明，随着攻角从0°开始增大，背风面转捩起始位置前移，迎风面转捩起始位置后移，即表现出非对称转捩特性［6］;然而也有部分试验反映出不同的趋势，当头部钝度较大时，会出现攻角增大后，迎风面转捩起始位置前移和背风面转捩起始位置后移［7］，而迎风面和背风面转捩起始位置均前移的现象也可能出现［8］，由此可见高超声速边界层转捩的复杂性。本文研究了钝锥模型在流场2条件、攻角变化时的边界层转捩特性，其中攻角状态分别为0°、2°、4°、6°和10°。图5给出了三条子午线的转捩起始位置随攻角变化情况，随着攻角的增加，各条子午线的转捩起始位置均向上游移动，但背风子午线的前移幅度要明显大于迎风子午线。表2对比了尖(钝)锥边界层转捩试验研究相关文献给出的研究条件和迎风子午线与背风子午线转捩位置随攻角变化规律的结论，发现尖头部和钝头部的规律存在显著差异。对于尖头部情形，普遍规律是:攻角增大，迎风子午线转捩位置后移，背风子午线转捩位置前移;而当头部有一定钝度时，普遍规律是:攻角增大，迎风子午线和背风子午线的转捩位置均前移，后者前移的幅度更大。本文属于后一种情况。平板模型的试验结果则表明，当攻角从0°变化到4°时，平板中心线上的转捩起始位置前移，具体情况见表3、表4。
3．2单位雷诺数对转捩的影响本文对比了名义马赫数相同，单位雷诺数不同的3种流场(流场1、2、4)条件下的测量结果(表3)。就钝锥模型而言，单位雷诺数的增大意味着对转捩的促进，但流场2、4的对比结果表明，当单位雷诺数继续增大，即从2．6×107m－1增加到4．4×107m－1时，转捩起始位置几乎没有变化。就平板模型而言，结果则有所不同，流场2、4的对比结果表明，当单位雷诺数继续增大时，转捩仍然受到较为明显的促进作用。以转捩位置距钝锥头部的轴向距离为特征长度，则流场2、4条件下迎风子午线转捩的临界雷诺数Retr分别为0．546×107和1．117×107。可见随着单位雷诺数的增加，临界雷诺数也在增加，这与大多数的基本构型(锥和平板)转捩试验的结果一致，也即“单位雷诺数效应”。
3．3马赫数对转捩的影响线性稳定性理论预测，第二模态扰动增长率和边界层外缘马赫数密切相关，后为试验所证实。Stetson和Kimmel［15］的试验研究表明，当地马赫数从6．8降为5．2时，第二模态扰动的增长率显著上升。本文对比了单位雷诺数一致的两种流场条件下(即流场2、3)的测量结果(表4)。就钝锥模型而言，相比流场2(马赫数8．1)，流场3(马赫数6．3)条件下的边界层更容易转捩;就平板模型而言，当攻角为4°时，与钝锥的规律相同，低马赫数流场条件促进转捩，但当攻角为0°时，情况则颠倒过来。
3．4脉动压力系数及功率谱密度分析转捩过程伴随有脉动压力系数的显著上升，与热流信号“尖峰”产生的机理相同，间歇性涡的产生和破碎也是压力脉动量增大的原因。图6、图7给出了平板中心线的热流和脉动压力分布结果(攻角4°)，可以明显见到，伴随着转捩过程的是热流和压力脉动量的共同提升。图8给出了流场1、2、4条件下(攻角4°)x/Lp=0．765处压力功率谱密度的测量结果，其中流场1条件下该测点边界层状态为层流，流场2、4条件下该测点处于转捩过渡区。对于转捩发生的情况(流场2、4)，第二模态最大扰动大约出现在频率120～150kHz的范围，且流场2、4对应的频带相差无几，而层流条件下(流场1)未见明显的第二模态扰动。
4结束语
通过在中国空气动力研究与发展中心的FD-14A风洞中开展高超声速钝锥和平板边界层转捩测量试验，基于对试验结果的分析，得到以下主要结论:1)在0°到10°的攻角范围内，攻角越大，钝锥迎风中心线和背风中心线边界层转捩起始位置均前移，且背风中心线前移的幅度更大;相比零攻角，有攻角条件下平板边界层更易转捩。2)在来流马赫数不变的条件下，随着来流单位雷诺数的增加，钝锥边界层和平板边界层的转捩位置均前移，但钝锥边界层的转捩位置在单位雷诺数从2．6×107m－1增大到4．4×107m－1时变化微小。3)若单位雷诺数相同，较低马赫数来流条件下，边界层更容易转捩。4)平板边界层脉动压力系数随着转捩过程与热流具有相同的增长趋势。5)平板边界层转捩过程可见明显的第二模态不稳定波，集中在120～150kHz频率范围。未来工作将深入自由来流湍流噪声的测量研究，并对钝锥边界层脉动压力特性进行散点式测量，从而完善对高超声速边界层转捩图景的认识。
参考文献
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高超声速范文2
自20世纪80年代以来，关于超声速公务机的探索和研究从未停止过，其中不乏一些飞机制造商和科研机构进行了比较系统的研究，但是由于一些关键技术难以突破且费用高昂，因此直到今天都没有一款超声速公务机研制成功。目前，大多数超声速公务机项目仍停留在初期方案研究阶段，离最终投放市场还有很长的路要走。
如果超声速公务机最终能够发展成功，有可能与超声速运输机（SST）一起推动航空运输的革命性发展，开创超声速/高超声速旅行的新时代。破解超声速公务机发展所面临的技术难题，将有力推动气动力和总体布局，推进系统、结构和材料等领域的航空基础科学和飞机设计的发展。因此，发展超声速公务机意义重大，需要长期坚持不懈地开展相关研究工作。
发展概况
上世纪80年代末，苏霍伊设计局率先启动了S-21超声速公务机项目。之后，苏霍伊设计局又与湾流合作进行S-21G项目的研发，双方的合作止于1992年。随后，双方开始各自进行超声速公务机的研究工作。苏霍伊设计局的S-21项目持续进行到本世纪初，但最终宣告停止。湾流的超声速公务机研究则在持续推进，公司90年代后期与GAC/LMSW进行合作，并加入了DARPA（美国国防部预研局）的安静超声速公务机（Quiet Supersonic Program，QSP）项目，进而提出了可变后掠翼和非可变后掠翼等多个设计方案。此外，湾流还与NASA联合进行Quite Spike低声爆机头伸缩杆系统技术研究和试验工作，并取得了一定成果。湾流还在进行动力系统的研究，如低声爆推进系统。在超声速公务机领域，湾流独树一帜，研制成果颇多，并申报了多项技术专利。
达索于上世纪90年代末期开始涉足超声速公务机的研究，此举还得到了欧盟的大力支持。除苏霍伊、湾流和达索外，俄罗斯的图波列夫设计局也提出了图444超声速公务机方案。日本国家宇航实验室（NAL）和三菱重工也进行了相关技术研究。
最近10年，一些新组建的小公司出人意料地提出了不少超声速公务机的研制计划，如超声速宇航国际公司（supersomic Aerospace International，SAI）的Quiet Supersonic Transport、Aerion和HyperMach SonicStar。
为了推进超声速公务机的研究，欧盟成立了的“高速飞机”（High Speed Aircraft，HISAC）研究项目，达索、苏霍伊、阿莱尼亚在该项目资助下，正在系统地进行相关研究工作。目前，它们已经分别提出低噪声、大航程、低声爆等多个超声速公务机设计方案，并已进行风洞试验、方案优化等工作。
技术挑战
超声速公务机面临的主要技术挑战是既要满足环保方面的法规，如声爆、噪声、污染物排放等，又要具备良好的性能。此外，实现设计目标所需的成本代价也不能过高。
超声速公务机的设计基本要求是在巡航高度超声速飞行时，声爆不能对地面人员造成伤害。考虑到声爆的危害，美国等国家的法律甚至规定陆地上空不能进行超声速飞行。但是，根据相关统计，公务机在陆地上空的飞行时间占总飞行时间的50%以上。因此，超声速公务机如果要获得良好的使用性能，则必须在陆地上空进行超声速飞行。这就要求飞机在设计上最大限度地降低声爆强度，声爆造成的地面压差要小于2.5千克/米2。
除此之外，气动设计/气动布局和推进系统对于超声速公务机也至关重要。因此，超声速公务机的关键技术是降低声爆强度、高效气动布局/气动设计、优化推进系统。
在降低声爆强度领域，目前正在发展的技术有机头伸缩式声爆锥、主动升力控制和脱体能量注入三种。机头伸缩式声爆锥采用与弹道导弹伸缩式减速杆类似的设计，即在机头安装伸缩式声爆锥。湾流与NASA合作研发了Quiet Spike声爆锥。
气动设计领域主要集中在优化气动外形，推进系统一机体一体化设计上，使飞机具有高效的亚声速和超声速巡航效率，且声爆强度低。目前主流的研究方向是通过层流控制，有效地降低阻力。
动力系统的关键在于先进发动机和排气系统，最终实现高效率、低噪声和低污染排放。目前发展的重点是变循环发动机。
除以上三个难点外，飞机结构、机载系统，以及飞机总体设计/系统集成、成本控制等方面都仍有很多技术难题有待突破。
市场前景
湾流的超声速公务机采用大尺寸客舱设计，航程可达7408千米（4000海里）以上，售价在1亿美元之内。根据公司的市场调研，该机在10年内的市场需求量为180～350架。Meridian International Research公司也独立进行了类似调研，其结果是在10～20年的销售期内，售价0.5～1.0亿美元的超声速公务机销量可达250～450架。虽然以上数据较为可观，但是，超声速公务机的实际市场需求仍存在极大的不确定性，毕竟目前的超声速公务机方案除速度优势外，其他各项性能指标，特别是航程方面远不及现有的高端亚声速公务机。
对于公务机制造商而言，发展超声速公务机则面临着高投资、高风险、市场需求不确定等问题。
据统计，即便是目前最顶级的公务机G650，它的研发费用不过15亿美元，研制周期为7年，预计投放市场10年能够交付300余架，而这类飞机的盈亏平衡点在150架左右。至于轻型喷气式公务机，它们的研发费用不过2～3亿美元。反观超声速公务机，它们的研发费用至少高达20～30亿美元，研制周期至少需要10年以上。超高的价格和使用成本、偏低的产品性能、较差的使用和维护环境，仅仅凭借速度优势，对于用户而言吸引力并不够大。
目前，湾流、庞巴迪、达索猎鹰、赛斯纳、巴航工业等世界顶级公务机制造商之间的竞争非常激烈，但总体而言仍保持着相对平衡的状态。作者认为，这种相对平衡的状态对公务机制造商是有利的，他们更愿意维持这一现状，而非冒险研制超声速公务机。因此可以预见，在未来相当长的一段时间内，公务机制造商都不会贸然发展超声速公务机。而湾流、达索等企业目前所做的研究，是为长远发展而进行的技术预研和储备。一言以蔽之，超声速公务机的交付使用恐怕还是很遥远的事。至于超声速宇航、Aerion、HyperMach这类新组建的企业，不避讳地说，他们根本没有足够的技术实力和经济能力研制超声速公务机。这类企业的结局多会是早期方案研究完成后归于倒闭。事实上，超声速宇航公司目前已经不复存在。
高超声速范文3
关键词：喷管；化学激光器；性能；更新
1 概述
早期化学激光器燃料基本使用喷注棒进行喷注，由于不符合高能激光器的应用需要，所以后来将燃料气体通过拉法尔喷管进行喷射，主要有以下几种：最初始运用扩散混合技术的2SLOT喷管、HYWN喷管，综合混合技术的高超声速低温HYLTE喷管等，喷管技术的发展便是反应区反应流混合速度温度流速等参数不断更新完善改进的过程。
2 喷管技术发展简介
2SLOT喷管利用相邻喷管超音速扩散进行混合，如图a所示，依次交替排列氧化剂喷管与燃料喷管可以提高反应区的流场速度，拉伸增益区流场长度。该喷管主要优点为结构简单，设计容易。而且相邻喷管之间有一个被称为基区卸压台的区域可以降低反应区温度，减小激波造成的影响，在后来设计的超音速喷管中被广泛采用[1]。缺点就是反应流处于边界层，反应区内的温度比较高、气体流速较低，混合速度慢，需要通过减小喷管尺寸来增大混合速度，加工困难大，整体效率不高。
HYWN喷管的燃料喷管于氧化剂喷管之间不再平行，整体采用一单一一体的大型主喷管，燃料通过楔型叶片上的轴对称喷管平行喷入主流，如图b所示，燃料流通过位于叶片上的轴对称喷管平行喷入主氧化剂流中，喷管气流整体流速较高，混合速度也较快；而且如果将燃料采取一定角度倾斜注入氧化剂时的混合速度更快。ALPHA[2]激光器早期时曾选用此喷管。但由于硬壁楔结构造成了强激波，且楔型叶片非常细小难以加工，导致加工费用非常高昂。
伊利诺依大学设计了一种HYLTE模拟喷管即HYSIM喷管，该喷管根据平行狭缝喷管（PSN）的基础改制，在主喷管超音速段扩张壁面上声速加入的He和H2气的混合射流，如图c所示。通过射流来扭曲反应界面，增强混合。在基础性能上与PSN相比，HYSIM喷管可以提升1.6倍[3]。
通过对上述技术的结合总结，提出设计了高超声速低温（HYLTE）喷管（图d），对于连续波氟化氢（HF）、氟化氘（DF）等化学激光器而言。在其之后便没有了更新喷管技术的设计报道。HYLTE喷管的副喷管处于主喷管扩张段处，燃料流从周期错排列的副喷管超声速横向喷射至主喷管中，扭曲反应界面来增大接触面积，加快混合速度，而且使得反应控制发生在氧化剂喷管核心的区域。HYLTE喷管增益区域较长、结构易于加工而且坚固可以达到较高的化学效率。
3 结束语
尽管HYLTE喷管是现在比较主流的喷管，但其仍存在一些缺点：压缩效应使得主流速度在高超声速之下；副喷管中降低了恢复总体压力的性能来满足横向喷射气流的混合效果，所以未来喷管的技术还需要继续创新来满足化学激光器技术的不断发展。
参考文献
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高超声速范文4
飞行，千百来年人类最深切的渴望。
自1903年莱特兄弟发明人类历史上第一架飞机以来，人类执着于追求飞得更高更快更远，高超声速飞行器也因此应运而生。这种飞行速度超过5倍音速的飞行器在满足国家重大战略需求的同时也面临着技术突破这一难题，而难题的关键在于地面试验装备能力的提升。
中国科学院力学研究所针对这一问题迎难而上，于2012年建成了世界最大的激波风洞――JF12风洞，该团队发展的复现风洞高精度测量技术不仅提升了极端条件下的测量精准度，还创建了国际新高度，由此获得美国航空航天学会2016年度地面试验奖，2016年国家科学技术发明奖二等奖，在高温气体动力学前沿问题探索中发挥着不可替代的作用。而高温气体动力学国家重点实验室的刘云峰副研究员，从项目立项开始，便参加了风洞的论证、设计、安装、调试和验收工作，作为这个项目的主要成员之一，他在获得不少科研成果的同时将继续在这片天空里自由翱翔。
靶点式研究
在钱学森“上天、入地、下海”的指导蓝图下，我国航天事业飞速发展。新一代高超飞行器由于其飞行马赫数高，会发生分子振动能激发过程，从而对飞行器的气动力特性产生影响，所以依靠地面风洞试验和数值模拟研究两种方法来研究其影响变得极其重要。其中数值模拟不仅研究难点大，而且必须经过试验验证，于是风洞试验研究就成了主要的突破口。
现在地面试验设备主要是四种风洞，激波风洞以达到纯净空气、总焓、全尺度三个指标优胜其他三种风洞，但一般的激波风洞气动力测量存在试验时间短、无法找到天平信号规律性的问题。刘云峰所在的力学所之前研制的JF-8A激波风洞信号就存在类似的问题：没有规律，重复性差。解决这样问题的常规做法是依靠惯性力补偿方法，但是刘云峰及其所在的团队决定另辟蹊径，不采用惯性力补偿技术方案，而是通过增加试验时间来获得更有周期规律的天平信号。
爱因斯坦曾说“在一个崇高的目标支持下，不停地工作，即使慢，也一定会获得成功”。刘云峰及其团队从2008年到2012年，用了4年时间建成被国际上称为“高超巨龙”的长265米、有效试验时间达到100ms的JF12高超声速激波风洞，该激波风洞实现了马赫数5～9、高度25～50km，范围地面试验由“模拟”到“复现”的跨越。
艰难困苦玉汝于成，每一项成功背后都有着不为人知的艰辛和困难，JF12高超声速激波风洞也一样，它存在有效试验时间短、气源稳定时间也短，膜片起爆困难，测量数据不精确等问题，刘云峰和团队针对这些问题进行了靶点式研究，首先要保证在有效试验时间内启动激波不进入试验段，因为一进入试验段，试验就结束，对于特殊的JF12风洞，他们根据激波耗散原理，提出了E型布置的真空罐：其次刘云峰及其团队又提出了缝合运行技术，通过改变驱动气体组分，调节驱动气体物性参数和声速，实现声阻抗匹配，使气源稳定时间增加了10倍。
在解决了“两大时间”难题后，刘云峰和团队把研究点放在了膜片的起爆问题上：JF12风洞不仅点火质量低、理论曲线不达标：而且存在破膜的难题。这样的双重问题并没有难住他们，相反被迎刃而解。他们在反复试验和研究的基础上找到了解决之道：采用球形膜，启用多级放大直接起爆技术。
工欲善其事，必先利其器。要想获得高精度的测量数据，就需要对JF12测力系统进行优化。在优化前，任何一套模型，具有相匹配的天平和模型支撑系统是保障。JF12风洞目前有三支不同尺寸、不同量程的杆式天平，刘云峰和团队首先设计出模型支撑系统，其载荷为5吨，提高了支撑刚度：然后对天平进行优化设计，在优化时考虑了模型支撑机构、重量、大小以及支杆、天平等多种因素，保证天平的最低自振频率的同时提高灵敏度，为了进一步提高灵敏度，他们还开展了数学方法研究，将不同频率的信号进行分离。
刘云峰对JF12风洞的研究将令他获得长足的发展，也让他深切地感受到科研的乐趣、新技术力量的无穷，而这些硕果的取得其实得益于辛苦漫长的十年科研路――积累、吸收、碰撞、合作的路。
十年科研路
弗罗斯特在《未选择的路》中说“林子里有两条路，我选择了行人稀少的那一条，它改变了我的一生。”对于科研工作者来说，他们走的路人迹罕至，艰辛异常，却也乐在其中。刘云峰便是其中一位。
高中时代的刘云峰心无旁骛，1989年以优异的成绩考到哈尔滨工业大学工程热物理专业，但此时的他对于以后的路并不明晰，不过他爱看书、对有学问的人心怀崇敬，凭着一股冲劲于1993年考到第701研究所的空气动力学专业。从那以后，他开始着迷这个“有点儿意思”的专业，毕业后便在高超声速研究室工作。工作4年后，以“理论知识还需加强”为念考到北京大学的流体力学攻读博士。博士期间，刘云峰便开始研究爆炸的极限状态――爆轰运动，最终首次发现了爆轰运动的定量公式。
2006年，刘云峰结束在日本的博士后研究，到中国科学院力学研究所的高温气体动力学重点实验室工作，只因为他想做“创新且有用的科研”。提到大名鼎鼎的中科院力学所，科学界几乎无人不知。在中国力学研究飞速发展的进程中，先后走出了钱学森、钱伟长等功勋卓著的科学家。“成长沐浴”在这样的科研单位里，刘云峰深受老一辈科学家的影响。他喜欢这样优秀的团队，并且时常感念俞鸿儒院士、姜宗林主任的重用栽培，也时刻铭记俞鸿儒院士所讲的“科研一定要为国家所用”这样的理念。秉持这样的理念，刘云峰一干就是十年，在高温气体动力学重点实验室将近4000天的日子里，他正是站在巨人的肩膀上致力创新，不懈探索、刻苦追求，才有了而今的成果。
在高温气体动力学重点实验室，他首先开展了气动力标模实验研究。研究结果证明：在没有真实气体效应的100～130ms试验时间内，气动力测量结果与常规高超声速风洞的测力结果一致，重复性精度误差小于2%。紧接着，他用底部直径525mm的10度尖锥标模进行了较长时间的试验，他通过试验发现：在流场起动的前30ms内，底部流场不稳定且天平信号没有规律性。但是在接下淼100ms内，信号振动非常有规律，出现多个周期，理论研究和试验结果共同促进了JF12风洞的发展。
值得一提的是，刘云峰还通过与其他团队共同协作，取得了包括JF12流场参数在内的多项成果：他和杨明基教授团队开展了流场TDLAS测量研究工作，结果发现用程序计算得到的结果与试验测量结果吻合较好：和十一院的毕志献研究员合作设计出大量程盒式天平等。一个人走得更快，一群人走得更远。刘云峰深谙此意，所以他将不遗余力通过协作来拓展自己的事业。
十年科研路，理论研究或实际操作会有许多阻碍，也包括风洞建立之初的恶劣自然环境，但是刘云峰在跨越阻碍之后并没有停步，他说：“科研是无止境的，以前是建风洞，现在是用风洞做研究：怎么提高风洞的性能、驱动力特点、精度等”。对于接下来的路，他有了清晰规划：在JF12长试验时间激波风洞上开展模型测力研究和测压研究，通过对比理想气体与空气发生真实气体效应后气动力系数和力矩系数，研究其中的关键物理规律，为新一代高超声速飞行器的研发提供预先研究和技术储备。项目将采取以试验研究为重点，结合数值模拟和理论分析相结合的研究方法，以获得准确的试验数据。
高超声速范文5
关键词： 容错技术； 热加载试验系统； 闭环控制； 高温域
中图分类号： TN911?34； TN92?34 文献标识码： A 文章编号： 1004?373X（2017）06?0126?03
Abstract： Taking the environmental test of a certain high supersonic aircraft as the background and based on analysis of the structural features of the heat loading system， two design optimization schemes involving software and hardware for the abnormal condition are proposed to solve the test interruption problem caused by the temperature overshoot in the high?temperature and centrifuge composite test. The test assessment was carried out for the two design schemes. According to the test results， the two design schemes are discussed， and their application ranges are summarized. The results show that the software fault?tolerant design scheme can be adopted when the short?term abnormal condition of the test equipment appears， or the temperature control index of the test condition can be appropriately relaxed； the hardware fault?tolerant design scheme can be adopted in the occasion that the control requirement of the system is strict.
Keywords： fault?tolerant technology； heat loading test system； closed?loop control； high?temperature domain
0 引 言
高超声速飞行器由于其快速、机动性能，已成为世界各军事大国争相研究的重点。与常规武器相比，高超声速飞行具有温度变化快、温度高、升温过程中振动、离心等载荷复合等特点[1?3]。为了准确模拟高超声速飞行器飞行过程中的温度载荷，我国相关研究机构开展了研究工作，温度加载技术方面，中国工程物理研究院鲁亮等针对温度经TPS（Thermal Protection System）后产品响应为控制对象，建立了一套快温变热加载试验系统，利用DDE等技术解决了温度控制参数自适应问题[4]，北京航空航天大学吴大方利用辐射热技术建立了一套温度加载试验系统，研究了辐射灯方式下瞬态高温超过1 000 ℃（150 ℃/s）的温度试验方法[5?6]。中国工程物理研究院李春枝等开展了狭小空间下振动、加速度测量技术研究工作[7]。但针对温度的测量，通常仍采用热电偶技术进行。在某高温?离心复合试验过程中l现，高温环境下叠加力学载荷，对传感器的固定带来较大影响。固定温度传感器的高温胶带在高温及离心载荷影响下粘贴性能出现了退化，如图1所示，造成试验过程中出现温度传感器脱落的现象，导致数据采集值过低，加热输出满载，温度迅速过冲，试验被迫中断的情况。为了解决这一问题，一方面需开展高温环境下传感器固化技术研究，提高了数据采集通道工作可靠性。更重要的是，需要建立具有容错工作模式热加载试验平台，以保证试验任务的圆满完成。本文以高温?离心复合试验为背景，开发了一套具有容错工作模式的热加载试验平台，并为数据采集、加热输出等功能模块设计了冗余硬件，以提高试验可靠性。
1 温度试验加载系统工作原理
系统如图2所示，温控仪表选用岛电科技FP23型智能温控仪。FP23实时采集试验件温度数据，并与提前设定好的目标温度进行比对，根据温度偏差等结合PID参数值计算功率输出，调节给输出调压器，完成热加载功率的压力调节；同时，利用RS 485将温度、偏差等参数传给上位机监控系统，监控系统根据情况进行参数、运行控制等指令的调节。
2 温度试验加载系统容错设计
武器产品在高温试验时，因其可能带有炸药等部件，对环境试验热加载的准确度、可靠性有非常高的要求。这时，一方面就要求环境试验条件加载设备部件具有较好的工作可靠性，另一方面要求其具有好的容错性能[8]。
容错主要指在温度试验过程中实时监控试验设备运行状态，及时对设备故障进行诊断、屏蔽。对试验设备出现的可恢复的瞬时错误，可通过设备重启或设置故障点，从故障点处重新执行，实现对试验设备的现场恢复。当设备出现不可恢复故障或加热升温过程中故障时，在试验设备设计时加入冗余硬件资源，可以保障试验顺利开展。根据可靠性理论[9]，单路温度采集通道的运行故障率为0.1%，则双路运行故障率仅为0.000 1%，提高了试验的可靠性及安全性。
本文利用软件及硬件提出了两种容错方案，并进行了试验比对，最终根据可靠性选择了方案2。
2.1 软件容错设计
对原热加载系统控制闭环进行结构调整[10]，加热功率输出百分比不再由下位机直接控制，而是由监控层软件进行写入。首先，监控系统将备份温控仪表的功率控制信号进行提取、筛选。然后，将得到的功率控制信号分配给原有输出通道寄存器。最后，强制输出给原有温控功率仪表，控制原路输出通道按照备份点输出通道的功率控制信号输出，原理图如图3所示。
2.2 硬件容错设计
对热加载系统控制闭环进行结构重构，为系统增加了一个2选1的输出选择器，输出功率信号不直接传给输出通道SSR，而是将功率信息传递给2选1逻辑选择器，逻辑选择器根据监控层软件选择常用通道或备份通道功率控制信息，如图4所示。
3 系统试验验证
为了保证试验可靠性，本文进行了两种容错工作模式下室温到400 ℃的热加载容错试验验证，见图5、图6。
第一种容错模式下，系统进入容错模式后即出现振荡现象，7 min后温差超过2 ℃，23 min后温差超过5 ℃。说明这种容错模式下无法消除异常情况对系统加热带来的影响，但是系统可以进行短时间内的正常工作。
第二种容错模式下，加热过程中进行了两次输出通道切换，在两次通道切换过程中对备份通道进行了温度干预，发现并未影响主通道温度控制结果，且通道切换正常；在最后一次通道切换后对主通道进行了温度干预，备用通道温度也跟随变化，说明温度通道切换正常，且控制决策正确。
4 结果分析及评价
高温情况下对传感器、粘结剂的性能带来了严峻考验，加上力学扰动因素，容易造成测点、控制点脱落等现象。本文设计容错试验能力验证，试验结果表明，两种容错方式在一定时间范围内均可实现容错功能，但是两种方式效果不同，下面具体分析：
（1） 加热输出百分比强制下置容错。这个过程改变了原先控制器的闭环结构，增加了上位机功率传输过程。这一功能主要靠监控层级实现。由于温控仪表控制信号至上位机监控层的数据传输过程，传输的速率越快，控制越精确，但同时会给仪表通信增加负担。若数据传输速率过慢，则控制滞后这一因素无法消除，会引起系统出现振荡。因此，在试验设备出现短期的异常情况，或出现异常情况时试验条件容许温控指标适当放宽的情况下，可以选用该方式。这种容错方式优点是不需停止试验过程，仅可以为试验有限度的继续进行提供支持。
（2） 硬件容错。这一过程，相当于传统控制闭环的重构，并不改变原有的控制系统结构，因此，不会引入时滞误差，因此这种容错方式在设备工作出现异常情况时可以有效可靠地继续工作。但增加了控制选择器等逻辑器件，硬件成本增加、且对输出通道资源会产生浪费。这种方式适用于系统控制要求严格的场合。
5 结 论
为了解决高温?离心复合试验中因出现温度传感器脱落的现象，数据采集值过低，加热输出满载，导致温度迅速过冲，试验被迫中断的问题，从软、硬件角度出发，提出了两种高温域热加载试验系统设计方案，并进行了试验考核。结果表明，在试验设备出现短期的异常情况，或出现异常情况时试验条件容许温控指标适当放宽的情况下可以采用软容错设计方案，在系统控制要求较严格的场合，可以选择硬容错设计方案。两种方案在不同场合下能较好解决高温?离心复合试验中的温度过冲现象，从而保证试验顺利完成。
参考文献
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高超声速范文6
苏-35战斗机由闻名于20世纪80年代的苏-27改进而成。后者以高超的机动、敏捷性著称，飞行持续时间长，具有超视距攻击本领，可与美国顶级战机F -15相匹敌。后来经过20多年的不断改型，衍生出了苏-30、苏-33、苏-37等机种。苏-35可谓集同系列飞机技术之精华，功能齐全，性能出众。俄罗斯称它已达到了苏-27系列飞机的顶峰。
这架机身长22.2米、翼展15.15米、高6.43米的重型飞机，略大于它的“前任”，最大起飞质量34.5吨、载弹高达8吨，比其“前任”分别多出了4吨和3吨。从外形看去，它与苏-27非常相像，但为了隐形，没有了以往的“鸭翼”，机翼作了全面改进，确保了飞机优异的气动性能。机体结构大量采用又轻又结实的钛合金材料，其寿命延长到6000飞行小时，足够使用30年。
苏-35所安装的发动机功率强大，最大推力由原来的122.6千牛提高到145千牛，使飞机的最大飞行速度达到声速的2.25倍，能与美国最先进的战斗机——F-22相媲美。
苏-35继承并发扬了苏-27强大的火力优势，除内置30毫米火炮外，武器外挂架多达12个。全副武装时，它可执行空空、空地及空海导弹攻击和海上反潜等多种任务，再加上它名扬四海的机动性、灵巧敏捷的作战姿态，苏-35的威力超出了F-15、“阵风”等世界同类四代半战机（飞机的代数均按俄式标准划分）。
是什么将苏-35的水平推向了顶峰？最主要的要数它的动力——两台高性能的117S涡轮风扇发动机。这种发动机是苏-27发动机的一种改进型，却采用了最新一代高、精技术。其用于吸气增压的风扇直径加大到了罕见的1米，显著提高了推力。此外，117S进一步优化了多级低压和高压涡轮，并采用了精密的数字控制系统，使发动机最关键的性能指标——推重比由原来的8跃升到了10。117S不仅为苏-35注入了活力，而且它还是俄罗斯顶级五代机——T-50的动力，确保了T-50和苏-35都能以1200千米/时作超声速飞行。117S的另一亮点是，它拥有“矢量推力技术”，即可自动控制发动机尾喷管作空间自由转动，通过改变喷口方向和截面大小，及利用强大的喷气流的反作用力，控制飞机灵活、超机动飞行。这种只有五代机才具有的“矢量推力技术”可使苏-35作出各种复杂的空中惊险动作，占尽战时先机。
