高超声速空气动力学
吸气式高超声速飞行器空气动力学
吸气式高超声速飞行器空气动力学
吸气式高超声速飞行器是一种利用空气动力学原理实现飞行的
新型飞行器。
它采用了先进的空气动力学设计理念和高科技材料，可以在大气层内飞行达到极高的速度，甚至可以突破常规的声速限制。
在其设计中，关键的一点是利用了空气的压缩特性来实现推进。
在吸气式高超声速飞行器中，空气经过进气道被压缩，然后在燃烧室中与燃料混合燃烧，产生高温高压的气体，通过喷嘴喷出，产生向前的推力。
由于飞行速度非常快，所以需要考虑空气动力学的影响，比如空气的阻力、升力、侧向力等等。
此外，还需要考虑热力学影响，比如温度和压力的变化，以及材料的热耐受性等等。
为了实现高超声速飞行，吸气式高超声速飞行器还需要具备一定的机动性和稳定性。
在设计中需要考虑到机身的形状和重心的位置，以及控制系统的可靠性和响应速度。
总之，吸气式高超声速飞行器的空气动力学是其实现高速飞行的重要基础，需要在设计过程中充分考虑各种因素，并采用先进的技术手段来实现。
- 1 -。
超声速空气动力学
超声速空气动力学全文共四篇示例，供读者参考第一篇示例：超声速空气动力学是一门研究在超过音速的速度下发生的空气流动现象的学科。
在这个领域里，空气动力学原理和方法被应用于超音速和高超音速飞行器，火箭，导弹，高速列车以及其他超声速运输工具的设计与研究中。
超声速空气动力学不仅关乎着航空航天领域的发展，也对工程技术和科学研究有着重要的意义。
超声速飞行是指物体在超过音速（即1马赫）的速度下飞行。
在这种情况下，物体所受到的气动力学影响显著不同于亚声速流动。
当物体的速度超过音速时，周围的气体无法得到足够的时间来适应物体的运动，从而形成了激波和震波。
这些激波和震波的产生会导致许多超声速问题，如气动加热、气动失稳、声爆等。
在超声速飞行器设计中，超声速空气动力学的考虑至关重要。
首先需要了解物体在超音速下的气动性能，包括升力、阻力、侧向力等。
然后需要考虑飞行器在超声速下的稳定性和控制性能。
超声速飞行还会产生巨大的气动加热效应，因此需要选择合适的材料和结构以抵御高温。
超声速空气动力学的研究追溯到二战期间。
当时，盟军和轴心国都在积极探索超声速飞行器的设计和性能。
许多著名的飞行器，如德国的V2火箭和美国的X-1试验机，都是在当时诞生的。
这些飞行器的设计和测试为今后的航空航天领域奠定了基础。
随着科技的发展，超声速空气动力学的研究也在不断进步。
现代超声速飞行器已经能够飞行到高达5马赫以上的速度，甚至在进入高超声速范围。
这些飞行器通常采用超音速流动、超声速流动和高超声速流动的复合形式，以提高飞行性能和效率。
超声速空气动力学的应用不仅限于飞行器领域。
近年来，随着超声速列车、高速导弹和高超声速飞行器等新型交通工具的出现，超声速流动的研究也日益受到重视。
超声速技术被广泛应用于军事、航天、民航等领域，为人类的高速交通和航天探索提供了有力支撑。
超声速空气动力学是一个充满挑战和机遇的领域。
通过对超声速流动的深入研究和理解，我们可以更好地设计和改进超声速飞行器，提高其性能和效率。
高超声速飞行器技术的发展现状与趋势
高超声速飞行器技术的发展现状与趋势高超声速技术是指飞行在5马赫以上的飞行器，因其具有高速、高高度、高温等特点，广泛应用于军事、航空、天文等领域。
近年来，随着技术的不断进步和创新，高超声速飞行器技术也在不断发展和完善。
一、高超声速飞行器技术的现状高超声速飞行器技术主要分为两类，一类是常规高超声速技术，即采用常规动力学方案的高超声速飞行器；另一类是空气动力学方案，即采用空气动力学方案的高超声速飞行器。
常规高超声速技术一般采用尖头形设计，并配备稳定性设备，使飞行器在高速情况下保持稳定。
而空气动力学方案则采用空气动力学原理，使飞行器在高超声速速度下产生升力，从而达到飞行目的。
同时，空气动力学方案还可实现大范围的空气动力学控制，使得高超声速飞行器更加灵活和多功能。
二、高超声速飞行器技术的发展趋势未来，高超声速飞行器技术将朝着以下几个方面进行发展：1、提高飞行器速度。
高超声速飞行器将以更高、更快的速度进行飞行，目前科学家正努力研究如何消减飞行器所受到的高温和高压环境对材料的影响，以提高其飞行速度。
2、进一步提高飞行器的防御能力。
高超声速飞行器在高速飞行时会受到高温和高压的影响，因此防御能力一直是发展的难点。
未来，科学家将继续研究新的保护材料，以提高高超声速飞行器的防御能力。
3、实现高超声速飞行器独立自主控制。
未来，高超声速飞行器将实现独立自主控制，使其能够自己决定飞行轨迹和飞行速度，并在高温和高压环境下保持飞行稳定。
4、充分发挥高超声速飞行器的军事作用。
高超声速飞行器在军事领域有着巨大的潜力，未来将继续向这一方向开发和应用，以为军事防御和攻击提供更多可能。
总之，高超声速飞行器技术的发展仍然处于探索和发展阶段，未来，随着技术层次的不断提高和创新，高超声速飞行器将有更广泛的运用和更多的发展空间。
高超声速飞行器讲解学习
About Conclusion
About Conclusion
高超音速飞行器的一些特性类似于超音速飞机，但是它仍有许多独特的 特点，使高超音速飞行器的设计特别具有挑战性。高超声速飞机通常具有更 流畅，楔形的几何外形。因为它们在大气中维持高速，因此最小化阻力是重 要的。许多设计也参考了乘波者外形，这样冲击波可以产生额外的升力。而 航天器倾向于更钝，依靠分离的弓形冲击波以尽可能快地减速。
About Aerodynamic Issues
About Hypersonic
我们对两种不同类型的飞行器进行评估：高超 声速运载器和航天器，他们的共有特点和不同之 处将被对比。
高超声速飞行器设计最大的问题之一就是空气 动力学问题。由于飞行器的速度范围非常广，设 计必须满足几个经常会互相矛盾的要求。
About Hypersonic Lift
近年来，有很多解决不同几何形状绕流问 题的方法被发明。例如激波膨胀法。
但是没有任何一种方法普遍适用于任何飞 行器外形，设计师需要对各种方法的基本原 理和基本假设有良好的理解。
左表展示了用于估算高超音速空气动力学 性能的各种压缩和膨胀方法的列表。这些方 法构成SHABP软件的一部分。
然而，我们重点关注的是减少飞行器上升段的 空气阻力（以及高超声速飞机的巡航段）。左图 是多种不同航天器的最大飞行速度。
About Hypersonic
只要发动机动力足够强大，飞行器可以只依靠推 力。无升力（弹道式）飞行器不依赖气动升力，因 此造成了流线型、低阻力外形，但是它们的横向稳 定性和操纵性很差。
----P. L. Roe
About Hypersonic
X-51
Space Ship
Aircraft
高超声速飞行器动力学建模的开题报告
高超声速飞行器动力学建模的开题报告一、研究背景高超声速飞行器是指速度超过5马赫的飞行器，其速度约为每秒1700米以上，飞行高度达到20到30公里以上，是一种高速高空飞行的新型飞行器。
高超声速飞行器具有高速、高空、高温等特点，其研制涉及到材料、结构、热力学以及动力学等多个学科领域。
其中，动力学是高超声速飞行器研究的核心。
高超声速飞行器在飞行过程中受到的气流、温度、压力等外部环境因素的影响很大，如何对其质量、力学特性以及运动规律进行全面准确的建模，是高超声速飞行器设计研究的重要问题。
因此，针对高超声速飞行器的动力学建模研究具有重大的理论和应用价值。
二、研究内容本文将重点研究高超声速飞行器的动力学建模问题，主要包括以下内容：1.高超声速飞行器的运动规律建模：研究高超声速飞行器在空气动力学力和力矩的作用下的运动规律，主要考虑飞行器的运动学参数和姿态参数。
2.高超声速飞行器力学性能建模：研究高超声速飞行器的质量、重心、惯性矩阵等力学性能参数，并建立相应的数学模型。
3.高超声速飞行器气动力学特性建模：考虑高超声速飞行器的空气动力学特性，如气动系数、升力系数、阻力系数等，并建立相关的数学模型。
4.高超声速飞行器控制建模：研究高超声速飞行器的控制方法，包括姿态控制、航向控制等，并对其进行建模。
5.高超声速飞行器仿真验证：对建立的高超声速飞行器动力学模型进行仿真验证，并对仿真结果进行分析。
三、研究意义高超声速飞行器的研究和应用是当前航空航天领域的重要研究方向之一，其具有广泛的军事和民用应用价值。
通过对高超声速飞行器的动力学建模研究，可以提高高超声速飞行器的飞行性能和控制性能，为高超声速领域的进一步研究和应用奠定基础。
四、研究方法本文采用数学建模和仿真方法进行研究。
首先，通过对高超声速飞行器的运动规律、力学性能、气动力学特性和控制方法进行分析，建立高超声速飞行器的动力学数学模型。
然后，对建立的数学模型进行仿真验证，通过对仿真结果进行分析，验证模型的准确性和可靠性。
吸气式高超声速飞行器空气动力学
吸气式高超声速飞行器空气动力学吸气式高超声速飞行器（Air-Breathing Hypersonic Vehicles，简称ABHV）是一类具备高超声速飞行能力的飞行器。
相比于传统的高超声速滑翔飞行器，它的优势在于可以通过空气动力学的手段更加高效地推进自身，从而在高速飞行时保证稳定性和控制性。
因此，研究吸气式高超声速飞行器空气动力学是一项至关重要的研究领域。
首先，我们需要了解什么是高超声速飞行。
高超声速飞行是指飞行器在大气中的速度超过5倍音速。
在这种高速飞行状态下，飞行器会面临诸多极端的气动力学问题。
比如，气流过程中会产生惯性和摩擦力的作用，直接影响着飞行器的控制和稳定性。
因此，在高超声速飞行领域，空气动力学研究显得尤为关键。
ABHV的空气动力学研究主要涉及到两个方面——空气压缩和推力提供。
由于高超声速飞行器的速度非常快，飞行器进气口的压力变化就变得非常明显。
这就需要寻找一种压缩气流的方式，以提供足够的气流压力，保证发动机的正常工作。
目前，主要采用的压缩方式有两种：一种是采用飞行器周围的空气动压缩，利用底部的进气口引入大量气流，将气流进行压缩，然后送入发动机进行燃烧。
这种方式的优势在于简单易行，但是需要飞行器下降至比较低的高度才能实现气流压缩。
另一种方式则是采用空气预压缩技术，通过提前将大气压力进行强制压缩，再送入发动机进行燃烧，可以保证高空飞行时仍能够获得足够的气流压力。
但是，这种方式实现难度较大，需要较高的技术水平和成本投入。
除了气流压缩外，ABHV还需要寻找一种能够满足高超声速飞行的高推力提供方式。
常用的推力提供方式有两种：化学火箭和等离子体式发动机。
化学火箭的主要优点在于推力非常强，但是它的燃料密度较大，重量也较重，这就限制了它在ABHV中的应用范围。
而等离子体式发动机的优点则在于其推力可调节性强，且较为轻便，因此更适合在ABHV中使用。
总的来说，ABHV的空气动力学研究涉及到多个领域，如气流压缩、等离子体式发动机等。
西工大837气体动力学基础chapter12-第12章 高超声速流动的特殊问题
高超声速流动区别于超声速流动的基本特征为：流场的非线 性性质、薄激波层、熵层、粘性干扰、高温流动和真实气体效 应、严重的气动加热问题以及高空、高超声速流动存在低密度 效应。
12.2 高超声速流动中的激波关系式及流场性质
在不是非常高，值不是非常低的高超声速流中，物面上附面 层还是相当薄的，引入不计附面层的无粘流假设来近似计算物 体表面的压强分布和气动系数还是允许的和可行的。在无粘流 条件下，根据我们已知的激波前后各个物理量间的关系式，并 结合高超声速流中极高马赫数的特点和真实气体效应，可以得 到激波前后气流参数变化的近似表达式。
12.2.3高超声速小扰动情况
当 <<１时，在高超声速条件下也有 <<１，这时，sin ，
cos 1 ，sin ，cos 1，(12.19)式化简为
如上例中65260K，而实际上按平衡流计算出的11000K，这仍是 非常高的温度。因而热防护是航天器设计中的一个关键问题。
7、高空、高超声速流动存在低密度效应
现代的高超声速飞行器在大气密度很低的高空持续飞行， 低密度效应对空气动力的影响很重要。当飞行高度极高时，密 度可以如此之低，以至于分子的平均自由程（分子与相邻分子
图12.6 钝体前的离体激波
对 为常数的完全气体，穿过正激波前后参数之比可以写为 M1
和 的函数，即p2 2 M12 ( 1)
（12.22）
p1
1
2 1
v1 v2
( 1)M12 ( 1)M12 2
（12.23）
T2 [2 M12 ( 1)][( 1)M12 2]
T1
( 1)2 M12
显然，当 M12 sin2 时， 压力和温度的增量趋近于
无穷大，而激波后的密度
高超声速飞行器
关于高超音速飞行器的问题是众多和复杂的。成功的设计不仅必须克
服技术挑战，而且还要克服认证问题。现如今私营部门更多地参与高超音 速飞行器的设计，这有利于新的飞行器技术的发展和扩散。
.
THANK YOU FOR WATCHING
About Stability and Control
从图中可以看出，舵面的操控性通常 随着马赫数增加而下降，这使得飞行器在 高速情况下的控制变得越来越困难。 此外，随着高度的增加，大气密度减 小，这使得气动翼面逐渐失效。为了解决 这个问题，大多数飞行器安装有反作用控 制系统，其不仅在高速下增加控制功率， 而且还使得飞行器能够在大气之外进行姿 态校正。
About Stability and Control
广速度范围的影响主要涉及升力分布的变化 ，气动中心位置的变化，舵面的操纵性有效性的 变化和气动弹性效应。 当航天飞行器从亚音速加速到高超音速时， 其气动中心向后移动，从而飞行器的改变静稳定 裕度和稳定特性。 变后掠翼 、非常规结构配置、重心平衡油箱
About Hypersonic Lift
有一类被称为乘波体（WaveRider）的特 殊的升力体航天飞行器。这是一种经过特殊 设计的飞行器。 它利用自己的冲击波产生额外的升力， 以 提 高 其 升 阻 比 。 该 概 念 由 Terence Nonweiler 提出。直到今天，只有波音 X-51 实际地验证了这种外形飞行器的飞行。 乘波体的缺点是它的几何形状被优化到 只能在马赫数和高度特定的组合下实现升力 增加。
About Hypersonic Lift
对于钝的形状，例如航天飞机或类似的飞行 器，高超音速空气动力学可以近似使用牛顿流动 理论。使用牛顿正弦平方律，平板的升力和阻力 系数可以推导为：
空气动力学的名词解释
空气动力学的名词解释空气动力学是研究气体与固体的相互作用及其对物体运动的影响的学科。
它在航空航天领域中起着至关重要的作用，不仅可以帮助我们理解飞机和火箭的飞行原理，还可以用来优化设计、提高效率和安全性。
在本文中，我们将介绍一些与空气动力学相关的关键术语，以帮助读者更好地理解这个领域。
1. 空气动力学（Aerodynamics）空气动力学是研究气体在运动物体表面产生的力学效应的科学。
它涉及流体力学、力学和热力学等领域的知识。
通过分析气体流动规律，可以预测物体的运动、阻力和升力等参数。
2. 流场（Flow Field）流场是指空气或气体在物体周围的流动状态。
空气动力学中的流场可以通过数学模型和实验来描述和分析。
了解流场可以帮助我们研究物体受力和运动的规律。
3. 阻力（Drag）阻力是指物体在运动中受到的与速度方向相反的力。
当物体在空气中移动时，面对气体的粘性和惯性影响，会产生阻力。
阻力的大小取决于物体的形状、速度和流场状况。
4. 升力（Lift）升力是指垂直于运动方向的力，也是飞行器保持浮空或升起的关键力量。
升力的产生源于空气动力学中的贴面效应和伯努利定律。
飞行器通常利用翼面的形状和倾角，通过改变气流的速度和压力分布，获得升力。
5. 翼效（Wing Efficiency）翼效是指在产生升力的同时，减小阻力的能力。
一个高效的翼面设计可以使飞行器在给定的马赫数下获得更大的升力，同时降低阻力，提高燃烧效率和航程。
6. 翼面（Airfoil）翼面是拥有空气动力学特性的平面或曲面。
常见的翼面形状有对称翼和非对称翼，它们的流场效应和升力系数有所不同。
飞机、直升机和风力发电机等设备都采用翼面来实现升力或减小阻力。
7. 空气动力学系数（Aerodynamic Coefficients）空气动力学系数是用来描述物体在特定运动状态下受到的气流作用的参数。
常见的系数有升力系数、阻力系数和升阻比等。
它们的计算和实验测定可以精确地预测和分析物体在不同飞行状态下的性能。
高超声速空气动力学教学设计
高超声速空气动力学教学设计一、教学目标通过本课程的学习，学生将了解高超声速空气动力学的基本概念、基本原理，掌握高超声速空气动力学的数学方法和计算机模拟技术，能够深入理解高超声速飞行器的设计和研发，并能够独立开展高超声速空气动力学领域的科研工作。
二、教学内容1.高超声速空气动力学基本概念和基本原理2.高超声速飞行器的设计和研发3.高超声速空气动力学的数学方法4.高超声速空气动力学的计算机模拟技术三、教学方法1.给学生讲解基本概念和基本原理，使学生对高超声速空气动力学有全面的了解。
2.通过案例分析，让学生深入理解和掌握高超声速飞行器的设计和研发。
3.着重讲解高超声速空气动力学的数学方法，利用实例让学生掌握计算方法。
4.通过计算机模拟技术，让学生具备高超声速飞行器研发的实际动手能力。
四、教学过程1.理论讲解：讲解高超声速空气动力学的基本概念和基本原理。
2.案例实践：讲解并分析高超声速飞行器的设计和研发。
3.数学方法：讲解高超声速空气动力学的数学方法，利用实例讲解计算方法。
4.计算机模拟：让学生通过计算机模拟技术，学习高超声速飞行器的研发技术。
5.实验操作：让学生通过实际操作，掌握高超声速飞行器研发过程中的实际技能。
五、教学评估1.期末考试：通过期末考试检测学生对高超声速空气动力学的掌握程度。
2.作业：布置课堂作业，检测学生对教学内容的掌握情况。
3.实际操作：通过实际操作的表现，评估学生对高超声速飞行器研发技术的掌握情况。
4.课堂表现：评估学生在课堂上的活动情况、积极性和表现。
六、教学意义高超声速空气动力学是现代飞行器设计和研发中的前沿领域，掌握高超声速空气动力学的基本概念和基本原理，能够在该领域内深入研究和开展工作，为国家的发展和进步做出实际贡献。
此外，本课程注重实践应用，有助于学生培养实际技能和创新能力，提高学生的综合素质和竞争力。
超燃发动机(飞行器空气动力学报告)
“IGLA”/GLL-VK（14马赫）
GLL-AP-02（6马赫）
2. 超燃发动机的发展历史—美国
项目计 划 起止年 份 19621978 19861995 主办机 构 NAVY JHU/AP L DARPA 主要研究内容 论证使用可贮存燃料的小型舰载导弹 采用模块化 Busemann进气道 研制X-30实验型单级入轨空天飞机 研制工作范围Ma=4~15 的氢燃料超燃 冲压发动机 设计思想基于1942年 德国空气动力学家 Busemann提出的内 锥形流概念 1.低马赫数来流条件 下不能自起动 2.长度较长 是一种未来的飞机，像 普通飞机一样起飞，在 30～100公里高空的飞 行速度为12～25倍音速， 而且可以直接加速进入 地球轨道，成为航天飞 行器，返回大气层后， 像飞机一样在机场着陆。
NASP HyTech /Hyset HyFly
19961995-
3. X-43A 与 X-51A 的简介
2004年3月27日，X-43A实现了超燃冲压发动机成功点火，并推动飞行器加速 的技术，发动机工作时间11 s，最高速度达到6.83马赫。
B-52挂载飞马座固体火箭飞行到28500米
飞马座火箭开始助推加速
涡轮喷气发动机
1. 研究背景与简介—原理
冲压发动机的原理无 非就是空气以超音速 进入发动机燃烧室与 燃料混合点燃，再从 喷嘴中喷出从而获得 推力。
因为留给空气压缩，与燃料在燃烧室混合，点火， 燃烧的时间只有毫秒量级，这样也就使得发动机 的控制极其困难。
注：1.亚音速与超声速燃 烧的区分是根据燃烧室中 的气流速度。 2.后面提到的双模即是可 以在一次飞行中实现二者 的转换。
2. 超燃发动机的发展历史—前期历史
1946年,Roy就提出了借助于驻波直接 将热量加入超声速流中的可能性。 1957年4月，Shchetinkov申请了超声 速燃烧冲压发动机专利。 1958年9月，在马德里举行了第一届 国际航空科学会议，Ferri 简略地概 述了并证明在Ma =3.0的超声速气流 中实现了稳定燃烧，没有强激波。 ①氢-空气系统的化学过程和现象 20世纪60年代通用应用物理实验室 (1)超燃冲压发动机增量飞行试验飞 行器(IFTV)1965年开始； (2)1964—1968年,低速固定几何尺寸 超燃冲压发动机,无可变几何尺寸,但 是具有随飞行速度而变化的空气动力 压缩比。
超声速飞机空气动力学和飞行力学
超声速飞机空气动力学和飞行力学超声速飞机是一种可以飞行速度超过音速的飞行器，它的出现对航空工业和航空运输领域产生了深远的影响。
要理解超声速飞机的空气动力学和飞行力学，需要从机翼设计、气动外形、飞行控制等方面进行全面评估。
在本文中，我们将深入探讨超声速飞机的空气动力学和飞行力学，并共享个人的观点和理解。
一、机翼设计超声速飞机的机翼设计是空气动力学和飞行力学中的关键问题。
在超声速飞行条件下，机翼需要具有较小的厚度和较大的横截面积，以减小飞机的阻力和提高升力。
机翼的前缘通常采用锥形或凸出的设计，以减小激波对机翼表面的影响，提高飞行效率。
二、气动外形超声速飞机的气动外形对其空气动力学性能有着重要影响。
通常情况下，超声速飞机采用尖嘴和尾巴翼的设计，以减小阻力和增大升力。
在设计中，还需要考虑到激波的影响，合理设计激波的位置和强度，以减小激波对飞机的阻力和干扰。
三、飞行控制超声速飞机的飞行控制是飞行力学中的重要问题。
在超声速飞行条件下，飞机需要具有较强的稳定性和操纵性，以保证飞行安全和飞行品质。
飞机的操纵面需要具有较大的偏转角度和灵活的控制系统，以满足超声速飞行时的飞行需要。
在总结回顾本文所述内容时，超声速飞机的空气动力学和飞行力学对飞机的设计和飞行性能有着重要影响。
合理的机翼设计、气动外形和飞行控制是超声速飞机能够安全、高效地进行超音速飞行的关键。
个人认为，超声速飞机的空气动力学和飞行力学是航空工程领域中的重要课题，需要不断进行研究和探索，以推动航空工业和航空运输的发展。
通过本文的探讨，相信读者能够对超声速飞机的空气动力学和飞行力学有更全面、深入的理解。
在未来的研究和实践中，希望能够更加注重这一领域的发展，推动超声速飞机技术的不断创新和进步。
以上就是本文关于超声速飞机空气动力学和飞行力学的论述，希望对读者有所启发。
超音速飞机是一种能够飞行速度超过音速的飞行器，通常指的是飞行速度在1.2至5马赫之间的飞行器。
高超声速平板边界层转捩的实验研究
高超声速平板边界层转捩的实验研究随着飞行器技术的发展，越来越多的飞行器操作在高超声速环境下，如宇宙飞行器、飞机以及飞行器动力装置等，在设计和应用上都需要对空气动力学行为有一定的了解。
而平板边界层转捩(BLT)则是目前对空气动力学行为理解最完备的模型，它能够解释和预测在实际飞行情况下大量的飞行器和动力系统的运动状况。
高超声速的平板边界层转捩是指在高超声速飞行状态下，它的边界层从层流状态一举跳跃转变成湍流状态，并不断发展而形成新结构，即流动态转捩。
BLT在高超声速空气动力学中具有重要意义，其研究对提升飞行器的性能以及飞行安全有重要的作用。
为深入了解高超声速的BLT空气动力学，我们研究了在高超声速环境下的平板边界层转捩实验，并以此为基础提出了有关的实验参数。
实验数据考虑了各种可能的流动状态，如静压、能量和温度等，以及各种可能的爆炸状态。
本实验采用柱形紊流发生器、数字流动计、温度探头等研究仪器，通过改变被观测平面的机械属性，如车速、管道长度等，来获取边界层的数据，获取的数据分析结果可以更好的预测平板边界层转捩状态。
实验结果发现，BLT的空气动力学行为在不同的飞行状态下发挥了重要作用。
在高超声速飞行状态下，平板边界层转捩可以缓解高超声速飞行过程中应力的突变，减少飞行器运动时产生的热量，从而增加飞行器的效率。
在实验中，我们观察到空气动力学行为改变是由于边界层转捩引起的，这对如何设计和操纵飞行器的性能和飞行安全有重要的意义。
随着飞行器技术的发展，平板边界层转捩的研究正在进行，以提供一个可预测的高超声速飞行空气动力学性能，以便更好地操纵和控制飞行器。
未来，将继续对此进行深入研究，为飞行器的性能和安全性提供更好的保障。
综上所述，本文以《高超声速平板边界层转捩的实验研究》为题，详细介绍了BLT空气动力学行为的实验研究，分析了在高超声速飞行状态下的边界层转捩的特性以及对飞行器的性能和安全的影响，为进一步研究提供了重要的参考。
第12章 高超声速流动的特殊问题 气体动力学 教学课件
本章概述:物体的飞行速度远远大于周围介质的声速,而且出
现一系列新特征的流动现象称为高超声速流动.高超声速空气 动力学是近代空气动力学的一个分支，它研究高超声速流体 或高温流体的运动规律及其与固体的相互作用。本章内容将 介绍高超声速流动的基础知识，包括高超声速流动的基本特 征，高超声速流动中的激波，高超声速流动中的气体动力、 气动热以及高超声速边界层等问题。
H如=取59γkm、＝T 1 .=42，58并K按、M正激=3波6,关钝系头计体算头T，部2 弓 形6激52波60K后(的考温虑度真，实 气体效应，T 2 11000K),远比太阳表面温度（约6000K）要
高。如果要精确计算激波层的温度，必须计及化学反应的 影响，比热比为常数或γ＝1.4的假设不再有效。由此可见，
本节综述
高超声速流动区别于超声速流动的基本特征为：流场的非线 性性质、薄激波层、熵层、粘性干扰、高温流动和真实气体效 应、严重的气动加热问题以及高空、高超声速流动存在低密度 效应。
对高超声速流动，不仅边界层内有化学反应，而且整个激波层 内都为化学反应流动所控制。
6、 严重的气动加热问题
在超声速中物面附面层内气流受到粘性滞止，气体微团的动能 转变为热能造成壁面附近的气温升高，高温空气将不断向低温 壁面传热，这就是所谓的气动加热现象。对高超声速流，由于 马赫数很高，附面层内贴近物面的气温能达到接近驻点温度的 高温，气动加热变得十分严重。
4、粘性干扰
以高超声速平板边界层为例。高速或高超声速流动具有很大 的动能，在边界层内，粘性效应使流速变慢时，损失的动能部 分转变为气体的内能，这称为粘性耗散，且随之边界层内的温 度升高。这种温度升高控制了高超声速边界层的特征:气体的 粘性系数随温度升高而增大，其结果使得边界层变厚；另外， 边界层内的法向压力p为常数。由状态方程ρ=p/RT可知，温度 增加导致密度减小，对边界层内的质量流而言，密度减小需要 较大的面积，其结果也是使边界层变厚。这两种现象的联合作 用，使得高超声速边界层的增长比低速情形更为迅速。高超声 速流动的边界层较厚,相应的位移厚度也较大，由此对边界层 外的无粘流动将施加较大的影响，使外部无粘流动发生很大改 变，这一改变反过来又影响边界层的增长。这种边界层与外部 无粘流动之间的相互作用称为粘性干扰。粘性干扰对物面的压 力分布有重要影响，由此，对高超声速飞行器的升力、阻力和 稳定性都造成重要影响,同时使物面摩擦力和传热率增大。
吸气式高超声速飞行器空气动力学
吸气式高超声速飞行器空气动力学
吸气式高超声速飞行器是一种利用高超声速流动物理学现象进
行飞行的飞行器。
其主要特点是利用飞行器前部的进气道吸入周围空气，将气流加热至高温高速状态，然后将气流加速至超声速，以产生升力和推力进行飞行。
该飞行器的空气动力学特性较为复杂，主要涉及到高超声速流动、气动加热、边界层控制等方面。
其中，高超声速流动是影响吸气式高超声速飞行器空气动力学的核心因素。
在高超声速流动条件下，气体的物理性质会发生显著变化，如气体的压缩性、粘性和热传导性等，这些变化对飞行器的气动力学性能产生了极大影响。
为了充分利用高超声速流动的优势，吸气式高超声速飞行器需要采用一系列空气动力学技术进行优化设计，如进气道设计、气动加热控制、边界层控制等。
同时，还需要对飞行器进行全面的气动力学试验和数值模拟，以验证其设计方案的可行性和稳定性，为实现高超声速飞行提供理论和技术支持。
未来，吸气式高超声速飞行器有望成为一种重要的高速空中交通工具，为人类探索太空、开发高速交通等领域带来划时代的变革。
- 1 -。
高超声速飞行器的动力学性能分析
高超声速飞行器的动力学性能分析一、引言高超声速飞行器（Hypersonic Aircraft）是指飞行速度超过5倍音速（Mach 5）的飞行器，由于其高速、高温等特殊条件，其动力学性能表现出较高的复杂性和特殊性。
因此，对于高超声速飞行器的动力学性能分析成为科学家们研究的重要课题。
本文主要分析高超声速飞行器的动力学性能并探讨相关应用。
二、高超声速飞行器动力学性能分析高超声速飞行器的飞行速度达到5倍音速以上，速度越高，其动力学性能表现出越高的特殊性。
高超声速飞行器的动力学性能分析主要包括以下内容：1. 飞行姿态控制高超声速飞行器的飞行姿态控制需要充分考虑其高速和高温的特殊性。
传统的飞行姿态控制方法已经无法适应高超声速飞行器的特殊要求。
因此，需要采用更加灵活的方法进行飞行姿态控制，如自适应控制和模型预测控制等。
2. 飞行稳定性分析高超声速飞行器的飞行稳定性受到外界环境和高速引起的气动效应影响较大。
需要通过理论分析和风洞试验等方式进行飞行稳定性分析，根据分析结果对飞行器结构和控制系统进行优化设计。
3. 弹性变形和振动分析高超声速飞行器在高速飞行过程中会受到较大的气动力和热应力作用，从而导致其结构变形和振动。
因此，需要进行弹性变形和振动分析，并对飞行器结构进行设计和优化。
4. 相关试验和验证高超声速飞行器的特殊性需要进行相关试验和验证。
风洞试验、火箭发动机试验等试验方式可以验证飞行器的动力学性能和控制系统的正确性。
三、高超声速飞行器的应用高超声速飞行器具有较高的转化价值和应用前景，主要应用于以下领域：1. 军事领域高超声速飞行器在军事领域具有非常重要的作用，主要应用于高速侦察、导弹拦截、核打击等。
高超声速飞行器的速度非常快，可以在极短的时间内完成军事任务，提高战争的效率和成功率。
2. 航天领域高超声速飞行器在航天领域同样具有较大的应用价值，可以用于太空探测、行星探测等。
由于其高速和高温的特殊条件，可以更好地适应太空环境的需求，提高太空探测的效率和成果。
高超声速空气动力学
高超声速空气动力学1 什么是高超声速空气动力学？高超声速空气动力学是研究超音速飞行器在高度超过20千米、速度超过5马赫的高空飞行中所遭遇的极其复杂的空气动力学问题的一门学科。
高超声速飞行器所遭遇的空气动力学问题主要包括：（1）空气稀薄度高，要求采用流体动力学中的气动力学和热力学理论对飞行器的运动和热现象进行分析和计算；（2）由于超音速飞行会导致气动力学现象极大变化，例如：激波、脱落、难以控制等等。
因此，高超声速空气动力学是研究高超声速飞行器如何保持平衡、稳定以及如何实现精确定位、有效控制的学科。
2 高超声速空气动力学的研究方法高超声速空气动力学的研究方法主要包括：（1）数值模拟。
通过利用现代计算机技术和高级数值计算方法，对高超声速飞行器的运动、热物理学和气动力学现象进行模拟和计算，以提供高超声速飞行器的设计、优化和控制的参考；（2）实验研究。
通过实验测试手段，测试高超声速飞行器在高空高速飞行时遇到的各种气动力学现象，以用于验证数值模拟结果的正确性和可靠性，以及对高超声速飞行器的设计和控制提供实验数据基础。
3 高超声速空气动力学的应用高超声速空气动力学的研究成果已经广泛应用于高超声速飞行器的设计、生产和试飞中。
高超声速飞行器具有极高的速度和高空飞行能力，有望被用于应对未来的大规模应急和军事行动中的各种挑战。
另外，高超声速空气动力学的研究还可以拓展到其他领域，例如新型发动机和相关技术方案的研究、基础流体力学问题的解决等等，具有广泛的科学价值和应用前景。
总之，高超声速空气动力学是一个复杂的学科，对于高超声速飞行器的研制和发展具有重要的意义。
未来，高超声速空气动力学的技术将继续向着更高、更快、更远的方向发展，为航空航天事业贡献更多的力量。
《高速空气动力学》课件
燃烧室内部的材料需要具备出色的耐高温性能和抗烧蚀能 力，以确保发动机的可靠性和寿命。
05
高速空气动力学的发展趋势和展望
高速空气动力学面临的主要挑战
高马赫数流动的复杂性
随着飞行速度的增加，空气流动的特性变得更加复杂，包括湍流、激波、边界层分离等现象，这给数值模拟和实验测 量带来了极大的挑战。
研究高超声速飞行中的热力学效应和化学反应，对 于理解高超声速飞行中的空气动力学问题具有重要 意义。
数值模拟与实验验证
提高数值模拟的精度和稳定性，以及加强实 验验证，是未来研究的重点方向之一。
THANKS
感谢观看
高超声速飞行
随着科技的发展，高超声速飞行 已成为可能，这将对航空航天领 域产生重大影响。研究高超声速 飞行中的空气动力学问题，如热 力学效应、化学反应等，是未来 的重要研究方向。
数值模拟与实验验证 相结合
随着计算能力的提升，数值模拟 已成为研究高速空气动力学的重 要手段。未来将更加注重数值模 拟与实验验证相结合，以提高研 究的准确性和可靠性。
激波
由于流体速度的突然变化，导 致压力和密度急剧增加的现象
。
膨胀波
由于流体速度的减小，导致压 力和密度降低的现象。
形成机制
流体的压缩性和粘性是激波和 膨胀波形成的关键因素。
传播特性
激波和膨胀波在流体中以声速 传播。
高速流动的边界层理论
边界层
流体的一个薄层，其中流体的速度从零变化 到流体的自由流速。
件和目标。
风洞实验方法
风洞实验通常包括模型制作、安 装、气流调整、数据采集与分析 等步骤。这些步骤对于获得准确
可靠的实验结果至关重要。
飞行试验技术
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
高超声速空气动力学对于高超声速尾迹稳定性的研究非常少，早期的研究主要是以实验为主，1964年，Lyons等[83]对高超声速圆锥和圆球绕流的阻力、稳定性和尾迹特征进行了实验研究，其得出了圆锥尾迹从层流到湍流的转捩雷诺数，利用阴影技术得到层流和湍流情况下的圆锥尾迹。
1972年，Finson[84]利用阴影法对高超声速高雷诺数尾迹进行了实验研究，得到了圆锥层流和湍流边界层的尾迹阴影图。
2002年，Maslov[85]等利用电子束方法对高超声速钝锥和尖锥绕流的流动稳定性进行了实验研究，对在自然扰动和人工有限振幅扰动情形下的圆锥稳定性进行了实验研究。
2004年，Nishio[86]等利用放电方法对高超声速太空舱的尾迹稳定时间进行了实验研究，得出了其尾迹结构及其稳定时间。
2006年，Danehy和Wilkes[87]等在马赫数10风洞中利用平面激光诱发荧光法（PLIF）对X-33机身尾迹流场、开洞平板绕流、70度钝锥带圆柱尾部模型的尾迹、Apollo太空舱尾迹4个模型进行了实验研究，显示了各种模型尾迹结构图像。
步入21世纪后，研究人员开始逐步采用数值计算的方法来研究底部流动及尾迹结构。
由于底部流动及尾迹结构十分复杂，国外的研究人员大都采用DNS方法、RANS/LES方法以及DES方法，以此获得底部流动及尾迹的湍流结构，但对其演化机理研究甚少。
2005年，Sandberg[88]等利用DNS方法对超声速圆柱底部流动的转捩现象进行了研究，其获得了底部流动演化过程中的多种结构。
2006年，Sivasubramanian[89]等利用RANS/LES方法及DES方法对超声速轴对称导弹外形的底部流动进行了研究，获得了底部流场的湍流结构，并采用船形后体实现了底部流动湍流结构的被动控制。
2007年，Sinha[90]采用DES方法对高超声速再入式飞行器的底部流场进行了研究，获得了底部流动的非定常现象，分析了底部流动的雷诺数效应。
2009年，MacLean[91]等利用实验和DES方法对高超声速球形返回舱的底部流动进行了研究，在有支撑情形下获得了返回舱底部流动的层流及湍流流场。
2011年，Brock[92]等利用RANS及RANS/LES方法对高超声速返回舱的底部流动进行了数值模拟，获得了其底部流动的层流到湍流的数值结果并与实验进行了对比。
通过对圆球尾迹、圆柱尾迹、圆锥大攻角背风区尾迹及高超声速范围尾迹稳定性的调研，发现在低速不可压缩领域尾迹的非定常现象及演化研究较广泛，对其非定常现象取得了一定的认识。
但是在超声速特别是高超声速领域，有限的研究只是发现了钝体尾迹存在的非定常现象，均未对其非定常形态的发展过程及演化机理进行研究，尚缺乏对具体现象及规律的认识。
一、结构稳定性理论为了研究尾迹结构的演化形态及机理，人们提出了结构稳定性理论，通过分析流场的拓扑结构，来对流场的稳定性进行分析，期望对尾迹流场的稳定性特征取得认识。
结构稳定性的直观定义：考虑由微分流型M上的向量场v所给出的微分方程(x),x M=∈我们也说v给出x v了一个动力系统（简称系统）。
例1 带摩擦的摆：系统可写成： ,x y y x ω==-(x,y)K ∈ 其中K 为椭圆区域，原点是系统的中心，且在K 中充满围绕原点的闭轨。
现在考虑扰动系统：当0(0)α><时，原点是稳（不稳定）焦点，且在K 中不存在任何闭轨。
由于0α≠的扰动系统与未扰动系统的拓扑结构不是等价的，因此系统是结构不稳定的。
由此得出结构稳定性定义：结构稳定性是指当动力系统受到扰动变为“邻近”的动力系统时，系统的拓扑结构保持不变的性质。
为了使定义有意义，需要定义何谓场的扰动以及什么样的系统可看作等价的。
拓扑等价性：微分同胚：两个系统（M 1,v 1）和(M 2, v 2)称为微分同胚的，如果存在微分同胚h ：12M M →，把向量场变为。
从光滑流型的几何学的观点来看，微分同胚的系统是没有区别的。
下面的例子可以看出分类到只相差微分同胚要求太高。
例2 考虑一维相空间中的方程：在两种情况下，x=0都是不稳定结点，但是这两个系统并不是微分同胚的。
这点可从微分同胚保线性算子的特征值得到证实。
为了不区分两个场，引入比较粗的等价关系即所谓的拓扑等价性。
考虑所给向量场定义的相流，向量场v 的相流就是这样一族gt: M →M 变换，它们把x=V(x)方程在t=0时刻的初始值x 0变化为在t 时刻的值gt x 0；显然有：gt +s =gt •gs , g 0=1拓扑等价：两个动力系统称为拓扑等价的，如果存在第一个系统的相空间到第二个相空间的同胚h 变第一个相流为第二个相流。
换言之，即要求以下图式可微：在此之下系统是拓扑等价的。
轨道等价性：和令人遗憾的是拓扑等价性仍不能摆脱对线性算子的本征值的依赖关系。
例3 考虑具有封闭相曲线（如极限环）的向量场，这时所有拓扑等价的系统都是极限环，而且周期相同。
当场有微小扰动时，周期也可能稍微有改变。
所以沿极限环运动的周期对于拓扑等价性也是连续变动的不变量（即模）。
为避开这类模，需要再引入一个比按照同胚分类更粗的分类。
拓扑轨道等价：两个动力系统成为拓扑轨道等价，如果存在由第一个系统的相空间到第二个相空间的同胚变第一个系统的有向相曲线为第二个有向相曲线。
这时不需要两个运动在相应相曲线上的协调。
结构稳定性假设就是：若将动力系统按轨道稳定性分类就不会有（离散的）模的影响。
由此得到结构稳定性的最终定义：令M为类紧光滑流型，v为M上的r c向量场（若M有边缘，还要求v不切于边），如果向量场v在1c空间中有一个邻域，其中一切向量场都给出与原来系统为拓扑轨道等价的系统，而且实现这一等价性的同胚又接近于恒等映射，系统（M，v）就是结构稳定的。
平面向量场的结构稳定性问题：平面单位圆盘222B{(x,y)|x y1}=+≤考虑系统：2==∈(x,y),y(x,y),(x,y)Bx p Q设12P Q C∈且向量场（P，Q）与2B的边界2B,(B,r)∂是无切的。
安德罗诺夫-庞特里雅根定理：设12∈则系统为结构稳定性的充要条件是：,(B,r)P Q C(1) 只有有限个奇点，它们是初等的，且特征根实部不等于零（称为双曲的）；(2) 没有从鞍点到鞍点的轨线；(3) 只有有限个闭轨线，且闭轨线是稳定的或不稳定的单重极限环。
对于平面向量场，如有紧致集D2R⊂，使得向量场与∂D是无切的，即在∂D上轨线都是向内（或向外）的，上面的定理可用D于上的向量场。
Peixoto（比索杜）定理：设是紧致的可定向的二维流型，X是的向量场，则X是结构稳定的，当且仅当：(1) X仅有有限个奇点且它们是双曲的；(2) X的任何轨线α,ω的极限集仅由奇点或闭轨线组成；(3) X不存在连接鞍点和鞍点的轨线；(4) X仅有有限个闭轨线且它们是简单的。
一些有益于本文的结构稳定性方面的结论：规范区域：连接源与渊的轨线附近的轨线也是连接相同源与渊的轨线，其中每一连通分支为一个规范区域。
每一个规范区域有且仅有一个源与一个渊。
规范区域的边界情况：(a) 仅由源与渊组成1) 两个极限环；2) 一个极限环与一个奇点；3) 一个是2B∂，另一个是极限环或奇点。
(b) 边界上有两个鞍点(c) 边界上有一个鞍点如果系统的平衡点的稳定流形和不稳定流形非横截相交，则此系统是结构不稳定的。
如果奇点是初等的，奇点特征根实部不为零，奇点只可能是结点、焦点、鞍点。
不稳定的结点、焦点等为源，稳定的结点、焦点为渊。
两种连线：（结构稳定）1) 源与渊轨线2) 鞍点与源或渊轨线在双曲平衡点附近，非线性流的拓扑结构可以用线性化流描述。
若系统是结构稳定的，则此系统的一切平衡点和闭轨都是双曲的且它们的稳定流形和不稳定流形在相交时都是横截的。
非定常流动分离是近年来倍受流体力学界广泛关注的研究课题。
由于问题复杂，人们仅在二维问题上取得了一定的进展，三维问题的研究至今仍存在很大困难。
非定常分离研究的主要困难之一在于，从定性上看，现象本身是非自治系统，目前还没有现成的分析方法。
所幸的是，人们关于二维非定常分离的研究，开辟了间接利用定常问题的方法研究非定常问题的道路。
关于三维分离流动，人们研究了其表面流态，对表面流态的拓扑给出了系统的结果。
例如对于单连物面，Lighthill给出，其表面极限流线方程的结点总数比鞍点总数多2。
张涵信给出了三维定常流动分离的条件，并依据条件证明，对于实际的分离流动，分离线是一条极限流线，周围的极限流线向它收拢等，这些拓扑规律对分析表面分离流态有重要指导意义。
但是，当我们有兴趣于分离流动的空间流动特征时，仅仅了解表面流态是不够的，因此最近大量实验和数值计算，都在同时研究分离流动的截面流态，特别对于物体绕流的三维分离流场，研究垂直于体轴各横截面上的流态。
在这种情况下，如能给出横截面上流态的拓扑规律，那将是很有意义的。
同时张涵信和冉政曾指出通常意义上的首次横向分离，在横截面流态中并没有一致的对应，这些欠缺表明还有必要研究垂直物面的截面流线拓扑规律。
目前对于不可压缩情况下三维非定常分离的研究得出了很多重要的结论，但是不能推广到可压缩流动中。
圆球绕流，圆锥绕流，圆柱绕流的流动现象中存在很多十分复杂的流动结构，对于它们的流动特性分析有着广泛的应用背景。
其中圆锥绕流研究得较深入，有了一定的成果，圆柱绕流对于不可压情况下得到很多重要结论，但是如何推广到可压缩情况还有待研究。
相比之下圆球绕流研究的较少，可压缩情况下圆球绕流流动情况还不是很清楚，现有文献大都集中在数值分析阶段，对于其机理理解较少。
国外学者Lighthill，Tobak[100]，Hunt等在截面奇点总数的拓扑规律及奇点稳定性方向做出了杰出的贡献。
在拓扑结构方面，国内的学者张涵信[93][94]、邓学蓥[95][96][97][98][99]等对细长旋成体的研究，提出了新的理论。
但是拓扑理论的研究仍然存在其局限性，怎样将现有结论推广到准三维以及三维情况是目前需要解决的问题。
张涵信分析了不同攻角下截面流态的演变规律，如图5所示：图5 不同攻角下截面流态的演变规律李国辉和邓学蓥[95]从拓扑结构稳定性观点出发，指出在大攻角下细长体截面绕流中存在鞍点-鞍点连接的结构，故流场是拓扑结构不稳定的。
其研究指出，按照三维分离理论，分离线应起自于物面上的极限流线，而不是边界层。
对同一个流场，所取的区域不同，区域流动的稳定性就不一样。
因此在进行流场稳定性分析时，应取全流场而不是局部流场，他们取极限流线为流场的内边界，无穷远处为流场的外边界，无穷远处采用Poincare变换，经过Poincare变换则无穷远处来流变成一个不稳定结点N1，而气流流向的无穷远处变成一个稳定结点N2，经过如此处理他们得出了物面上极限流线的鞍-鞍连接的异宿轨线的结构稳定性与空间的鞍-鞍连接的异宿轨线的结构稳定性是不同的。