超聲速的案例
案例解析 | 二維超聲速空腔
航空二維非結構SU2
二維超聲速空腔非定常流動計算報告
二維超聲速空腔
空腔外形在內埋武器艙、起落架艙、超燃沖壓發動機燃燒室等先進飛行器部件中有著廣泛應用。本文以參考文獻（Zhang and Rona, 1998, Journal of Sound and Vibration）提供的空腔外形為對象，采用ddes方法計算二維超聲速空腔流動，檢驗SU2對于超聲速非定常流場的模擬能力。
圖 1 二維超聲速空腔試驗紋影結果
表 1 二維超聲速空腔試驗參數
參數名稱
馬赫數 1.5 空腔長度L 0.045 m 空腔深度D 0.015 m 空腔寬度W 0.114 m 雷諾數Re（參考長度為L） 1.35×10^6^
2.網格生成
計算網格直接在pointwise軟件中生成，網格包括空腔內部及平板上方兩個網格塊?？涨粌炔烤W格塊為321×149個網格點，平板上方網格塊為1011×359個網格點。平板上方邊界層內第一層網格高度為4.5×10^-7^米。
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二維超聲速空腔非定常流動計算報告
二維超聲速空腔
空腔外形在內埋武器艙、起落架艙、超燃沖壓發動機燃燒室等先進飛行器部件中有著廣泛應用。本文以參考文獻（Zhang and Rona, 1998, Journal of Sound and Vibration）提供的空腔外形為對象，采用ddes方法計算二維超聲速空腔流動，檢驗SU2對于超聲速非定常流場的模擬能力。
圖 1 二維超聲速空腔試驗紋影結果
表 1 二維超聲速空腔試驗參數
參數名稱
參數值
馬赫數
1.5
空腔長度L
0.045 m
空腔深度D
0.015 m
空腔寬度W
0.114 m
雷諾數Re（參考長度為L）
1.35×106
2.網格生成
計算網格直接在pointwise軟件中生成，網格包括空腔內部及平板上方兩個網格塊。空腔內部網格塊為321×149個網格點，平板上方網格塊為1011×359個網格點。平板上方邊界層內第一層網格高度為4.5×10^-7^米。
展開 [案例分析]基于SU2的二維超聲速空腔非定常流動計算
本文以參考文獻（Zhang and Rona, 1998, Journal of Sound and Vibration）提供的空腔外形為對象，采用ddes方法計算二維超聲速空腔流動，檢驗SU2對于超聲速非定常流場的模擬能力。
圖 1 二維超聲速空腔試驗紋影結果
2.網格生成
計算網格直接在pointwise軟件中生成，網格包括空腔內部及平板上方兩個網格塊?？涨粌炔烤W格塊為321×149個網格點，平板上方網格塊為1011×359個網格點。平板上方邊界層內第一層網格高度為4.5×10-7米。
（a）二維空腔流動全局計算網格（i，j方向每8個網格點顯示1個）
（b）二維空腔流動局部計算網格（i，j方向每4個網格點顯示1個）
3.SU2求解器設置
3.1 流場求解cfg文件設置
下面介紹二維超聲速空腔算例的參數設置。
展開 國際清潔運輸委員會研究認為在研的超聲速民機對環境仍有較大影響
距離上次民用超聲速飛行已有15年，未來幾年可能就將迎接超聲速運輸機（SST）的回歸，目前3家美國初創公司正在開發新一代超聲速民用飛機。Aerion和Spike正在開發超聲速公務機，Boom公司正在開發能乘坐55人的客機。雖然3家公司都宣稱能克服當年“協和”超聲速客機的油耗與噪聲問題，但國際清潔運輸委員會（ICCT）的新報告認為，這些新飛機將在飛機污染、噪聲和CO2排放方面超過國際標準。
亞聲速民機的國際標準由國際民航組織（ICAO）設立，其環境委員會CAEP正在開發針對未來超聲速民機的標準，討論關注焦點在聲爆測量和建立超聲速噪聲取證的飛行試驗技術程序。ICAO表示已取得進展并預計在2020到2025年會出現超聲速民機的取證。
位于美國的ICCT的分析暗示，這些近期的民用SST很可能不滿足已有的亞聲速民機ICAO效率和污染物排放標準，除非采用全新設計的發動機。ICCT預計，如果基于已有發動機的派生型，SST的氮氧化物(NOx)和CO2排放可能分別超出限制40%和70%。ICCT建模顯示，其每座耗油是類似亞聲速飛機的5至7倍。
超聲速飛機模型在大部分可能構型條件下，超出亞聲速飛機允許的著陸與起飛（LTO）NOx限制38%，超出CO2折合限制52%到115%，大部分情況下超出67%。ICCT的一項定量噪聲分析顯示，近期的SST設計不能滿足ICAO 2018年的LTO亞聲速噪聲標準。
由于3家SST公司關于其設計的環境影響的信息透露的很少，ICCT表示其依賴的是公開的可獲得的數據、專家工程判斷和一個公開來源概念飛機設計工具。該項研究沒有研究如聲爆、顆粒物和水蒸氣等其他環境影響因素。
（航空工業發展研究中心 吳蔚）
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超聲速螺位錯..
他們發現面心立方晶體材料中的螺位錯不僅能超聲速，并能穩定地以聲速運動。相關結果以"Supersonic Screw Dislocation Gliding at the Shear Wave Speed"為題發表在物理評論快報上（Physical Review Letters 122,045501 (2019)）。
金屬晶體的強度跟韌性很大程度上取決于位錯的運動性質，特別是螺位錯在材料的強度和變形能力中扮演重要角色。然而位錯的速度極限和確切的速度–應力關系尚不明確。傳統理論認為位錯超聲速運動所需能量具有奇異性，盡管后續的理論和模擬研究都表明位錯可以超聲速運動，但這些研究集中于刃位錯。該團隊利用分子尺度計算和理論分析，發現銅晶體中的螺型全位錯和螺型孿晶界不全位錯都能穩定地以聲速滑移，并都能超聲速運動(超過三個各向異性剪切波速，如下圖中的三個馬赫錐所示)。由于螺位錯運動過程存在結構不穩定性，超聲速螺位錯還是首次被模擬發現。同時，他們的工作表明，位錯的運動還與非施密特應力(不貢獻分解剪應力RSS)有關，與傳統施密特原理相悖。這項研究推翻了傳統連續介質力學中對超聲速位錯的認知，確認了超聲速螺位錯的存在。該研究結果為晶體材料的動態力學行為，以及孿晶界面的位錯運動提供更深入的理解。
各向異性晶體銅中超聲速螺位錯所產生的主要剪應力場（左側）以及其在超聲速運動時，突破三個剪切波過程中產生的馬赫錐
力學所彭神佑博士為論文第一作者，魏宇杰研究員為通訊作者，論文作者還包括上海交大金朝暉教授，浙江大學楊衛院士。該項目得到國家自然科學基金(Grants NO. 11425211 和 NO. 11790291)和中國科學院戰略性先導科技專項(XDB22020200)的支持，計算模擬得到中科院超級計算中心支持。
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展開 【大國科技】30倍聲速！我國超高速風洞預計2022年建成，天地往返飛行器高超音速飛行器曝光
作為一座超大型激波風洞，JF-22超高速風洞的研發目標是針對天地往返飛行技術領域的國家重大需求和高溫氣體動力學學科的前沿探索，解決超高速飛行技術的試驗研究問題。2022年建成后，JF-22將與JF-12風洞構成能夠覆蓋全部高超聲速飛行走廊的、具有國際領先水平的地面氣動實驗平臺。
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活性材料和結構成為熱點，形狀記憶材料逐步成熟
SMA填充機翼前緣縫道,改善氣流降低噪聲
2018年，NASA與德州農工大學組成的研究團隊開展了通過形狀記憶合金降低亞音速和超音速飛機舵面噪聲的研究。對于傳統的飛機而言，在低速飛行階段，控制面會帶來大量噪聲，該團隊研發了一種基于形狀記憶合金的自適應結構，用于改善控制面周圍的氣流。雙方共同研制了“縫道填充材料”形狀記憶合金，對傳統縫翼進行重新設計，并完成了流體-結構全耦合分析計算，如下圖所示。該形狀記憶合金可填充前緣縫翼后的空隙，從而減少局部湍流和輻射噪聲，同時，還能根據需要產生變形從而確保縫翼能夠完全收起。
該團隊還與布里斯托爾大學合作，在2018年3月至4月首次展示了復合材料和形狀記憶合金在解決飛機噪聲問題上的可行性。
關于超聲速飛行，NASA和洛克希德·馬丁公司共同研發的安靜超聲速技術驗證機X-59 QueSST可以降低在特定大氣條件下超聲速飛行時地面接收到的噪聲。在NASA的支持下，2018年6月，德州農工大學和猶他州的研究人員研究發現，由于不同地區大氣條件的變化，音爆強度也會有所差別，一天內不同時間段、不同地區音爆強度的變化超過10分貝。2019年，研究團隊將開發具體的變形概念，可在不考慮條件影響的同時降低音爆。同樣是在2018年6月，NASA和波音公司分別開展獨立試驗，證明了大型變形結構的可實現性，試驗中，大型形狀記憶合金驅動器的扭矩能夠達到564牛米（N·m），可以在實際飛行載荷下驅動F/A-18大黃蜂的全尺寸翼段。按計劃，2018年底將研制一臺更大的形狀記憶合金驅動器，其驅動力矩將達到2260牛米。
來源：航空工業發展中心
作者：宋剛
展開 管道——促使流體速度改變的條件
聲速是微弱擾動在連續介質產生的壓力波傳播的速度：
在研究氣體流動時，通常把氣體的流速與當地聲速的比值成為馬赫數：
促使流速增加、壓力降低的條件：
Ma<1時為亞聲速流動，氣流截面收縮；
Ma=1時為聲速流動，氣流截面收縮至最?。?Ma>1時為超聲速流動，氣流截面擴張。
即對亞聲速流動要做成漸縮噴管；對超聲速流動要做成漸擴噴管。
國防科技大學羅振兵教授團隊：主動流動控制技術
高超聲速飛行器技術是21世紀航空航天技術領域新的制高點，是人類航空航天史上繼發明飛機、突破聲障飛行之后的第三個劃時代里程碑，同時也將開辟人類進入太空的新方式。隨著X-43A、X-51A等飛行器的試飛成功，新一輪航空航天熱空前高漲，世界各大國都不同程度地先后制定并實施了高超聲速飛行器研制計劃。盡管如此，高超聲速飛行器依然面臨著降熱、減阻、控制、進氣道起動等一系列難題，激波、激波與邊界層干擾、邊界層轉捩、湍流邊界層、流動分離等復雜流動現象極大地影響了飛行器的氣動性能與熱防護系統設計。清晰地認識高超聲速飛行器近壁典型流場的精細結構，并對其施加合適的流動控制，已成為航空航天領域發展研究的熱點與難點。
面對高超聲速復雜流動與控制這一世界性難題，國防科技大學主動流動控制與吸氣式推進動力前沿交叉團隊負責人羅振兵教授從多學科交叉中創新發展了高超聲速流動控制理論和方法，解決了傳統合成射流高速流場控制環境適應性差、能耗大和控制力不足的難題，將合成射流從低速流場控制拓展到了超聲速/高超聲速流場控制。
近年，該團隊在超聲速/高超聲速、低速/亞聲速飛行器主動流動控制、防除冰、主動流動控制飛行控制技術等方面取得系列重要進展。利用NPLS技術系統研究了附壁三角翼超聲速層流繞流流場，獲得了復雜激波干擾、尾跡擬序渦的空間結構和時空演化特征，建立了超聲速三角翼渦流發生器尾流區的流動結構模型。相關研究發表在APL等期刊。
團隊提出了基于速度-溫度耦合控制的超聲速湍流邊界層減阻控制方法，耦合了傳統壁面吹氣控制與壁面加熱控制的優勢，通過直接數值模擬研究發現適當增加壁面吹氣的溫度可以在保持凈節能率的前提下大幅增加減阻率，達到1+1=2的控制效果。相關研究發表在PRF、AST上。
展開 風洞的來由和發展
為了試驗炮彈的氣動力作用和研究超聲速流動，瑞士阿克雷特(G.Ackttet)于1932年建成了世界第一座超聲速風洞，試驗段面積0.4米×0·4 米，馬赫數(風速與聲速之比）2。適應跨超聲速飛行器的發展，1956年美國建成世界最大的跨超聲速風洞，試驗段面積488米×4.88米，馬赫數0.8 -4.88，功率為16.1萬kW。1958年，美國航天局建成試驗段直徑0.56米，馬赫數可高達18-22的高超聲速風洞。
為了提高風洞實驗的雷諾數(模擬尺度或粘性效應的相似準則)，1980年，美國將一座舊的低速風洞改造成為世界最大的全尺寸風洞(可以直接把原形飛機放進試驗段中吹風)，試驗段面積24.4米×12.2米，風速150m/s，功率10萬kW。1975年，英國建成一座低速壓力風洞，試驗段5米×4.2米，風速95-110m/s，壓力3個大氣壓，功率1.4萬kW，試驗雷諾數(它是一個無量綱數)8×106。80年代，美國建成一座低溫風洞，以氮氣(氮氣凝固點低，適于低溫下工作)為工作介質，溫度范圍340-78K，壓力可達9個大氣壓，試驗段2.5米×2.5米，馬赫數0.2-1.2，雷諾數高達 120×106。
我國的風洞建設發展迅速。1977年，中國空氣動力研究與發展中心建成亞洲最大的低速風洞，串聯雙試驗段：8米×6米和16米×l2米，風速100m/s，功率7800kW。1999年，又建成具有世界規模的跨聲速風洞，試驗段口徑2.4米，馬赫數0.6-1.2。
風洞應用擴大到一般工業
隨著工業技術的發展，從60年代開始，風洞試驗(主要是低速風洞)從航空航天領域擴大到一般工業部門。反映各行各業的發展越來越需要空氣動力學和風洞試驗的參與，已經形成了新的學科：“工業空氣動力學”和“風工程學”。
例如，當汽車速度達到180km/h時，空氣阻力可占總阻力的1/3。
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4.2 機翼-乘波構型
常規飛行器在不同速域范圍內的氣動布局對應關系大致如圖12所示，翼身組合體和翼身融合體的升力由機翼產生，組合體的機體和機翼之間有明顯的界限，升力和阻力較小，但升阻比較高，融合體則將機體和機翼融合設計來滿足跨聲速的減阻需要；升力體的升力面是機體，該類飛行器整體較光滑，各部件之間的干擾較少，極大地降低了飛行時的阻力，適合超聲速飛行。展弦比大的平直機翼能在低速下給飛行器提供足夠的升力，但在跨聲速、超聲速時帶來的阻力反而不利于飛行，所以進而發展了適合超聲速飛行的后掠翼、三角翼、鴨翼以及翼身融合布局和升力體布局。乘波體作為一類特別的氣動構型，擁有其獨特的高升阻比優勢，也存在低速下氣動性能下降等不足。為滿足寬速域范圍內的氣動性能要求，將機翼與乘波構型結合是一種較好的思路。
圖12 氣動布局與飛行速域對應關系
Fig.12 Correspondence between aerodynamic layout and flight speed domain
Takama等［55］研究了錐導乘波體兩側加裝機翼（見圖13）在亞聲速下和高超聲速下的氣動性能，結果表明在亞聲速時機翼有效提高飛行器的升阻比性能，在高超聲速時飛行器的氣動特性也沒有明顯下降，這證明了機翼和乘波構型應用于寬速域飛行器設計是可行的，但乘波基本構型和外翼形狀比較簡單，實際應用時還需要考慮機翼與乘波體連接處高壓區的影響。Rodi等［
56-57
］通過層流邊界層穩定性分析設計的二維幾何形狀生成吻切流乘波前體高超聲速飛行器。如圖14所示，該飛行器中后部有近似機翼的結構，腹部平坦，便于安裝發動機并對來流空氣進行預壓縮，但扁平構型存在容積率太小的問題。
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【6/4更新】戰斗機，從后面看更有意思
不可調節的收斂形尾噴管（固定噴口的亞聲速尾噴管）：結構最簡單，重量最輕，廣泛應用于亞聲速及低超聲速飛機上的不帶加力燃燒室的渦噴發動機，及渦輪后燃氣焓降較小的渦槳和渦扇發動機。（如WP5甲的尾噴管）
可調節的收斂形尾噴管：能使發動機在各種工況下都獲得良好的性能，帶加力的發動機必須采用可調節的尾噴管，保證在加力狀態下相應地加大噴口。有的發動機通過改變噴口面積來改變工況。其主要類型有：多魚鱗片式，雙魚鱗片式，移動尾椎體式，氣動調節式。（魚鱗片又叫調節片，多魚鱗片式參考WP6，WP7）
可調節的收斂擴張形尾噴管：超聲速飛機用（無論有無加力），其燃氣的膨脹比很大，用此型尾噴管減小燃氣不完全膨脹的推力損失。有移動尾椎體式和多調節片式等。（如AL-31f）
超聲速飛機還用過引射式尾噴管，用引氣氣流調節主流的膨脹比。
以上尾噴管是直流式的，燃氣向后排出。
還有偏轉燃氣流的，如“飛馬”發動機，帶有折流板，用于短距/垂直起降，類似的還有F-135發動機，3軸承旋轉噴管，用于STOVL。
除此之外，還有用于減速，縮短降落時的滑跑距離，或飛行中機動，減速的反推力裝置，主要是將燃氣流偏轉向前方，產生反推力。有蛤殼形門式，戽斗式門，外涵反推裝置。
接下來我們看看各式戰機的尾噴管到底長啥樣？
波音EA-18G， 采用通用電氣F414-GE-400發動機。
波音JSF X-32，采用普惠 F119--SE614 渦輪風扇發動機。
諾斯羅普YF-23，通用電氣YF120或普惠惠特尼YF119。
格魯曼F-14D“雄貓”，采用通用電氣F110-GE-400發動機。
麥克唐納-道格拉斯公司的F-15，采用普惠·惠特尼 F100-PW-220。
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3、基本方程的討論：
從一般到特殊：（粘性代表著理想流體、有旋無旋代表著是否有剪切，用旋度來表示、定常）；
NS方程，最一般；
歐拉方程，理想氣體，無粘流；
拉普拉斯方程，低速流動、無粘無旋不可壓；
4、超聲速、激波和膨脹波的一些東西：
激波膨脹波的產生，擾動（可以超聲速流中的物體、可以是超聲速流中的壓力梯度），那么看膨脹波激波就看擾動就好了。
擾動的不同形式所導致的結果：
我們看一個外折角導致的擾動，產生膨脹波使得氣流加速，是不是就相當于拉瓦爾噴管中的后半段，所以說拉瓦爾噴管中也有膨脹波了？應該是這樣的，拉瓦爾噴管中是有膨脹玻的，而且當偏離設計點的時候，比如提前達到臨界馬赫數，那么就會產生激波，激波延伸到擴張段中，導致擴張段中的流速以斜激波為分界面（保留）?！镜悄壳鞍l現當設置為壓強決定時候，不管進口壓強多大，喉道處馬赫數是一定的，假設它剛好是1，那么如圖，它為什么在后半段還會產生類似激波的東西？如果是提前達到1尼，該如何仿真，又是什么樣的效果，下次看吧】
拉瓦爾噴管的實現：
兩個指標，①是收縮擴張管道，②是大的壓強比。為啥要壓強比，因為最終出口是要和外界大氣壓一致的，這樣在出口直接噴出，如果出口壓強比外界大氣壓大，那么壓強降低需要膨脹波，速度繼續增大；如果壓強小于外界大氣壓，也就是達不到我們所說的足夠大的壓強比，那么結尾是不是就是需要壓強的增大了，就得來一道激波使得壓強增大，同時的話，速度就會減小，那就違背了初衷。
展開 吸氣式高超聲速飛行器設計中的一些概念研究
與火箭發動機相比，超燃沖壓發動機具備了許多優點，這種高超聲速吸氣式發動機[13]可以直接利用空氣中的氧，因此不需要攜帶氧化劑，這樣就減少了飛行重量，大大降低了飛行成本。
沖壓式噴氣發動機在飛行過程中靠吸入空氣來完成工作。這種吸氣式發動機是通過對吸入的氣流進行壓縮，加熱后把燃燒時產生的熱能轉化成為有用功。常規沖壓發動機其燃燒室內的氣流為亞聲速，而超燃沖壓發動機[13,14]（Scramjet）燃燒室內的氣流為超聲速。超燃沖壓發動機作為吸氣式發動機和渦輪吸氣發動機一樣，飛行時靠吸入并充分利用空氣中的氧氣來完成工作，這樣就不需要再攜帶氧化劑，從而使有效載荷提高[21]，不僅減少了飛行成本，而且大大縮短了建造周期，而這些正是火箭發動機所不及的。按照目前的發展趨勢可以預見，以超聲速燃燒為核心技術的沖壓發動機技術，其應用背景主要是高超聲速巡航導彈、高超聲速飛機、空天飛機以及未來的以RBCC火箭基組合循環為動力的單級天地往返運輸系統，而最先得到應用的領域將是高超聲速巡航導彈。
在超燃沖壓發動機工作過程當中，氣流是以超音速流過燃燒室，因此氣流在燃燒室中的駐留時間非常短，這就對氣流和燃料的混合、點火、燃燒、防熱結構的設計以及控制等都提出了很高的要求。
在高超聲速飛行條件下，由于激波的損失、摩擦損失、附面層分離、激波與附面層干擾等因素的存在會導致飛行器阻力的顯著增加。超燃沖壓發動機在高超聲速飛行器中的合理布局可以明顯減小飛行器的阻力，使飛行器獲得較高的升阻比；同時，飛行器的外形、發動機在飛行器中的布局，對進入發動機氣流的流量大小、流場品質有重要影響，也影響到發動機出口氣流的膨脹，從而影響到發動機部件性能和總體性能，以及發動機的部件結構和總體結構。
展開 戰機先不先進，看看“屁股”就知道了。。。
超機動性、隱身、超視距打擊和超聲速巡航等是當前先進戰機的幾個主要標準，而超機動性、超聲速和隱身三者都與尾噴管息息相關。
尾噴管與超聲速
尾噴管與超聲速的緣分，我們得從氣體的這個特性說起：
亞聲速（速度低于當地聲速）氣體在截面不斷變小的管道中會加速。
超聲速（速度高于當地聲速）氣體在截面不斷變小的管道中會減速，在截面增大的管道中反而會加速。
高溫高壓的燃氣在尾噴管里不斷膨脹加速，最終以高速排出，使發動機獲得推力。對于噴氣式戰斗機（現代先進戰機一般裝配小涵道比渦扇發動機），尾噴管排出的燃氣速度越快，航空發動機獲得的推力就越大。
早期的噴氣式戰機多是亞聲速或低超聲速的，因此可以采用純收斂型噴管，但是不適用于高超聲速飛行。于是，收斂-擴張型噴管出現了。先收斂讓亞聲速氣體膨脹加速，到了聲速以后再擴張讓超聲速氣體繼續膨脹加速。
噴管的形式、喉道面積和出口面積必須和發動機流量、壓比相匹配。發動機在工作時提供給尾噴管的空氣流量和壓強并不是固定值，往往跟隨工作狀態不斷發生變化，因此有必要對噴管的喉道面積和出口面積不斷進行調節，可調噴管也應運而生。
尾噴管與超機動性
聊得火熱的論壇貼吧里，“矢量噴管”幾乎成了先進戰機的代名詞。軸對稱矢量噴管、轉向矢量噴管、二元矢量噴管、氣動矢量噴管等等都是軍迷們的熱門話題。
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