聲速的案例
力學筆記#2：什么是聲速？固體波動方程和流體波動方程推導的區別，聲速和體積模量的關系。
比如汪志誠的《熱力學與統計物理》（高教社第五版）P26，但只是推導了牛頓聲速公式，并未將擾動過程看成等熵的。關于牛頓對聲速的測量以及拉普拉斯的修正，吳望一P525有介紹。
另外，張海瀾《理論聲學》（高教社2007）P181也有相關推導，是先推導了壓強的波動方程，再根據密度和速度與壓強的關系推導相關波動方程。該書P179的式5.9式與5.10式：
我覺得其中的第一項應該用偏導符號，因為這兩個方程是歐拉描述的，不能寫成物質導的形式（我不知道上面加一點是不是可以等同物質導）。可參考吳望一P101。
個人覺得比較詳盡、清楚的還是吳望一P521的推導。該推導基于無黏可壓流體方程組，用方程的線性化表示小擾動的過程很詳盡。
四、聲速和體積模量之間的關系
在很多地方，我們都可以看到聲速的公式為a=√(K/ρ)，其中K是體積模量。之前一直給我的印象是聲速完全可以通過體積模量計算出來，但從固體的聲速公式可以看出，固體中聲速與體積模量沒有單一的關系。我們在
數峰青，公眾號：數峰青
力學筆記#1：什么是體積模量？流體和固體的體積模量公式有什么區別？
這篇博文中給出了固體的體積模量公式，它也可以用拉梅常數表示為：
將其與本文上面給出的固體聲速公式對比可以發現，固體聲速并不等于體積模量除以密度的算術平方根。當剪切模量為0的時候，就可以了，而且這也是流體聲速的情況。恰好流體的剪切模量為零，所以從這個角度看，是不是流體和固體聲速公式其實是一樣的（^_^了解不多，瞎扯的啊），只是流體的剪切模量為零，不能在任何剪切力下保持平衡（這也是流體和固體的區別）。
參考資料：
吳家龍《彈性力學》第四版，高等教育出版社。
吳望一《流體力學》第二版，北京大學出版社。
張海瀾《理論聲學》，高等教育出版社，2007。
展開 高超聲速飛機氣動外形概念設計
臨近空間高超聲速情報、監視及偵察（ISR）飛行器具有飛行速度快、反應時間短、突防能力強、作戰效能高等優點，可以憑借速度和高度的優勢完成普通飛行器無法完成的高難度情報、監視和偵察任務，在軍事上具有巨大的戰略意義[1-2]。20 世紀初，美國就開展了高超聲速飛機的相關研究，并先后提出了多個概念方案。廖孟豪等[3]對美國軍方和軍工部門提出的4個高超聲速作戰飛機概念方案進行了梳理，對比分析了各個概念方案的氣動布局特點，分析認為，美國高超聲速作戰飛機氣動布局向提升低速特性、降低內外流耦合程度、增加機身容量等方向演變。左林玄等[4]詳細總結了高超聲速飛行器的氣動布局分類，并指出未來高超聲速飛行器的布局將向翼身融合布局和乘波體布局兩個方向發展。李憲開等[5]結合高超聲速飛機的需求，分析了高超聲速飛機氣動布局設計存在的問題、難點和關鍵技術。
氣動布局技術是水平起降高超聲速飛機研制的核心技術之一。崔凱等[6-7]采用前體/發動機一體化設計思想，給出了一種雙旁側進氣翼身融合體概念設計方案。國內對高超聲速飛行器的相關研究日趨活躍，但對高超聲速飛機尤其是氣動布局方面的研究還不多，而且缺乏具體的應用背景和需求指標牽引。劉濟民等對高超聲速ISR平臺的軍事需求進行了分析，并對其在未來海戰中的應用進行了研究[8]。根據軍事需求分析得到的能力需求，目前的技術發展水平和對未來作戰使用的基本構想，對高超聲速ISR 平臺做以下技術想定，見表1。
展開 吸氣式高超聲速飛行器設計中的一些概念研究
高超聲速技術[4,5,6]，尤其是以吸氣式發動機作為推力元件的飛行器，它的設計是需要多種前沿技術的支持才能實現的。吸氣式高超聲速飛行器的飛行馬赫數范圍很寬，要跨越亞聲速、跨聲速、超聲速、高超聲速4個階段；要從稠密大氣層沖向稀薄大氣層，空氣密度變化也很大。這些都給飛行器的設計帶來很大的困難，必須攻克高超聲速飛行器機體/推進系統一體化設計、高超聲速空氣動力/熱力學、結構材料等關鍵技術。可以這么說，高超聲速技術是航空航天各項前沿技術的結合點。而該技術本身就涉及了許多學科，是諸多前沿技術的集合。高超聲速技術具有很強的前瞻性、戰略型和帶動性，它
空間技術，武器系統的構建乃至整個科學技術的進步都的發展對未來軍事發展戰略[7,8]，
會產生重大的影響。
當然，到目前為止，超燃沖壓發動機技術的發展并不是很成熟，尚處于試驗階段，而且它有一定的使用范圍，不同的飛行速度下需要采用不同形式的吸氣式發動機。鑒于現今高超聲速飛行器所能提供的推力凈增益并不樂觀。為了保證飛行器具有足夠的推力以及持續的續航能力，這就需要從推進系統的設計角度對推進系統的各個部件進行精心
吸氣式高超聲速飛行器設計中的一些概念研究；的設計和匹配；研究成功與否的關鍵，并且隨著飛行器工作馬赫數越高；為此，本文將對飛行器與推進系統一體化問題進行研究；然而只對推進系統進行優化是不夠的，同時還需要飛行器與推進系統從根本上實現一體化，對高超聲速飛行器進行飛行器機體/推進系統的一體化（Propulsion Airframe Integration, PAI）設計。所謂一體化設計技術是指通過飛行器和推進系統的相互作用，獲得盡可能高的氣動性能、推進性能、穩定性和控制特性[15]。
展開 你想象不到，3D打印技術在國外高超聲速技術領域達到什么程度了
該型戰斗部是目前公開資料披露的首個以3D打印為主要制造手段的高超聲速飛行器分系統產品，其成功制備與試驗是高超聲速技術的一項重要突破，也是高超聲速發展過程中的一個里程碑。
波音公司展示新型“女武神”高超聲速無人機設計效果圖
據airforcemag網站2022年1月7日刊文，在本周圣地亞哥舉行的美國航空航天學會會議上，波音公司展示了新型“女武神”高超聲速無人機設計效果圖。此圖與2018年波音公司發布的效果圖有所不同，2018年發布的效果圖機頭很尖、脊背高，機身下方設有“二維”矩形進氣道，很像上世紀八十年代制造的空天飛機（NASP）。新型“女武神”高超聲速無人機機頭扁平、機身較圓、機身下方兩個分立的“二維”矩形進氣道延伸到尾桁，噴管采用塞式技術，機身更多地呈現出“乘波體”的形狀。
美國國防工業協會新興技術研究所執行主任馬克·劉易斯認為，新型“女武神”高超聲速無人機采用的是“組合循環”推進系統，即起飛時采用燃氣渦輪發動機提供動力，當無人機達到足夠大的超聲速時，再由超燃沖壓發動機提供動力。波音公司的這種設計方案汲取了美國宇航局（NASA）X-43高超聲速飛機的設計經驗。
馬克·劉易斯指出，波音公司面臨的技術難題是“組合循環推進系統接替工作”問題，即“在遠低于超然沖壓發動機啟動的馬赫數飛行時，燃氣渦輪發動機出現空中停車，這會造成無人機失去動力，必須采用某種方法解決這一技術難題”。
馬克·劉易斯認為，波音公司應展開“熱結構”復合材料的研究，以解決超高聲速飛行產生的高溫問題。“‘冷結構’復合材料不能解決抗高溫問題，但具有某種‘熱保護’的功能”。
此外馬克·劉易斯還表示，新型“女武神”高超聲速無人機的扁平狀機頭有助于提高飛機的隱身性，這種構型“輻射的熱信號不會像人們想象的那樣明顯”。
轉自：全球航空資訊
展開 波音優化跨聲速桁架支撐機翼布局
作為開發下一代高效單通道客機持續努力的一部分，波音近期發布了其跨聲速桁架支撐翼(TTBW)概念布局的改進版本。
一、波音針對桁架支撐翼（TBW）布局已開展三個階段研究
TTBW由波音研究與技術部（BR&T）在NASA亞聲速超綠色飛機研究項目（Sugar）下提出。Sugar項目旨在識別和研究能夠滿足NASA的“N+3”代飛機（2030年后服役的商用飛機）要求的創新布局。
在Sugar項目下，波音最初設計的創新布局僅為“桁架支撐機翼（即TBW）”，但后來研究發現該布局在較高飛行速度中的優異性能，因此增加了“跨聲速”的描述，這也是為了同采用低速、支撐桿布局的小型通用飛機區別開來。
同傳統的懸臂梁式機翼相比，桁架支撐機翼由于桁架承擔了部分載荷，減輕了翼根彎矩，理論上可以更輕；如果在同等重量下則機翼可以造得更大。機翼越大，升阻比越大、誘導阻力越小。此外，桁架的支撐使得機翼翼型可以做的更薄，顯著降低跨聲速飛行中的波阻，而薄翼型對于實現自然層流也更為有利。
然而，理論研究的結果是喜人的，但是如何將TBW的理論優勢轉化為實際性能改善是另一個問題，尤其是對于如此大翼展、柔性機翼的模型如何進行精確的風洞試驗測試是一大挑戰。波音和NASA已經共同開展了三個階段的風洞試驗研究，分別是2010年的第一階段試驗、2014-2015年的第二階段試驗以及2016年初完成的第三階段試驗。
Sugar項目第一階段在2010年結束。第一階段的研究表明，相比傳統懸臂式機翼布局，TBW能夠降低5-10%的燃油消耗。但是，為了確保大展弦比細長機翼不致發生顫振而付出的重量代價在當時來說還具有很大的不確定性。
展開 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。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 二維超聲速空腔非定常流動計算報告
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 “高超聲速邊界層轉捩機理、預測及控制方法研究”2018年度研討會順利召開
1月12-13日，國家重點研發計劃項目“高超聲速邊界層轉捩機理、預測及控制方法研究”2018年度研討會在力學所懷柔園區召開。中國空氣動力研究與發展中心計算所陳堅強、袁先旭，超高速所張扣立、許曉斌，天津大學曹偉，清華大學任玉新、許春曉、肖志祥，國防科技大學易仕和，航天一院段毅、余平，以及力學所姜宗林、李新亮、申義慶等60余位專家出席會議。項目科技部責任專家何國威院士和航天一院十所總師閔昌萬應邀到會指導。
“高超聲速邊界層轉捩機理、預測及控制方法研究”系國家重點研發計劃項目“大科學裝置前沿研究”重點專項項目之一，包括邊界層轉捩風洞實驗研究、轉捩機理與預測方法研究、轉捩建模與控制方法、轉捩模型飛行試驗四個課題。力學所負責邊界層轉捩風洞實驗研究。
此次會議共交流25篇學術報告，包括高超聲速邊界層轉捩的理論、實驗和計算等。力學所5篇報告參與交流，涉及到高超聲速邊界層轉捩的復現風洞實驗、直接數值模擬、新型數值方法、大渦模擬和轉捩控制等方面內容。
會議期間，與會人員參觀了JF-12復現風洞和國際最大的平板、尖錐邊界層轉捩實驗模型（長度均超過3米，一般為1米以內）。
展開 Star CCM+案例—對稱鈍狀體的跨聲速風洞流場-01
02
問題描述
? 風洞的中心存在著一個對稱的鈍狀體，分析該鈍狀體在風洞內的跨聲速流場_
?_以下內容來源于百度百科
? 流體在流場中速度接近聲速的流動被稱為跨聲速流動；
? 跨聲速流動的馬赫數Ma范圍一般是0.8～1.3(或0.75～1.2)；
? 本案例中便認為滯止進口邊界具有與馬赫數0.75對應的條件，等效自由流速度約為300m/s，即用于初始化速度場的值；
? 該鈍狀體與風洞具有良好的結構對稱性，我們取流場的
[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。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。
（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 
高超聲速飛行器用高溫材料邁向3000℃
東麗開發的新固化技術示意圖
四 高超聲速飛行器用高溫材料邁向3000攝氏度
2018年1月，歐洲導彈系統公司（MBDA）披露了適用于英國/法國未來超音速和高超聲速武器的高溫材料持續研究項目細節。MBDA公司的開發方向之一是耐溫高達3000℃的纖維增強型高溫陶瓷復合材料，當前重點是使用HfB2粉浸漬的碳纖維預成型坯料，隨后用化學氣相浸滲工藝來生產高溫陶瓷復合材料。MBDA公司表示，在樣品厚度為12.5毫米的樣品上進行的氧乙炔焊接實驗表明，該材料具有優異的熱保護性能。此外，另一個項目研究小組正對射頻透明陶瓷或射頻透明陶瓷復合材料在500～1000℃溫度范圍的不同選擇進行探索，應用可能包括數據鏈路天線罩，雷達高度計窗口和導引天線罩。2018年12月，為了應對高超聲速飛行器前緣部位熱問題，DARPA宣布了其高超聲速飛行器材料系統和表征（MACH）項目。MACH計劃將包括兩個技術領域：第一個領域旨在開發并加快完全集成的被動熱管理系統的成熟，通過可擴展的近凈制造和先進的熱設計來冷卻前緣；第二個技術領域將專注于下一代高超聲速材料研究，應用現代高保真計算能力，為未來高超聲速飛行器的前緣冷卻應用開發新的被動和主動熱管理概念、涂層和材料。MACH計劃尋求熱工程和設計、先進計算材料開發、材料體系設計、制備和測試（包括高溫金屬、陶瓷及其復合材料的近凈制造）、高超聲速前緣設計和性能以及先進的熱防護系統方面的專業知識。
高超聲速飛行器前緣部位面臨惡劣的極端熱環境
五 黑硅超材料可實現近乎完美的紅外隱身
人體或車輛引擎等有溫度的物體，會以紅外線的形式發熱。紅外熱影像儀通過熱感原理有效顯示熱源，即使在夜間或大霧環境中，也能幫助無人機準確尋找到目標。2018年6月，美國威斯康辛大學麥迪遜分校開發了一種超薄紅外隱身薄片。
展開 AGI聯合ANSYS推動高超聲速武器防御系統的設計與集成優化
解決極度復雜的系統集成難題，大幅加快導彈防御系統的研發進程
2019年8月7日，匹茲堡訊 – 為助力構建美國軍方新一代導彈防御系統，美國 Analytical Graphics公司 (AGI)聯手ANSYS (NASDAQ: ANSS) 將在導彈防御系統研發的早期階段應用多領域任務級建模的高保真多物理場仿真，有效幫助作戰人員對抗高機動性的高超聲速武器。
美國國防部（DoD）已將反高超聲速武器列為優先任務。想要快速發現、追蹤和消除威脅，導彈防御系統及其相關指揮控制基礎架構就必須進行升級，并實現完全互聯。要想順利開展關鍵的架構及任務分析，必須在設計早期進行高保真多物理場工程仿真。
為滿足這一迫切的國家安全需求，AGI將ANSYS基于物理場的高保真組件模型嵌入到了其擴展的多區域任務級建模中。在關鍵的工程及任務分析中提供一款集成系統，消除存在的工程瓶頸難題，使用基于物理場的求解器可更準確地預測通信中斷，預報運載工具軌跡及高度的控制，計算熱場對天線性能的影響及其它場景的分析，從而加快導彈防御系統的研發進程。
AGI工程副總裁Kevin Flood表示：“以前，系統研發被劃分為多個獨立部分，每個部分采用黑盒模式，分開進行研發。而反高超聲速需要在設計之初就連接這些黑盒系統，這次與ANSYS的合作旨在實現不同系統部分的互聯，實現架構分析和任務分析的工程高保真度。”
ANSYS國家航空航天與國防業務部副總裁Joseph Cole說：“在構建高度復雜且集成的導彈防御系統并對其進行建模的過程中，我們遭遇了巨大的挑戰。ANSYS和AGI正在幫助國防部代理客戶及其主要承包商，通過在多區域任務模型中融入詳細的ANSYS多物理場仿真來解決這些挑戰。
展開 英國研發出世界上首架石墨烯蒙皮無人機；波音正研究高超聲速客機技術
09
波音公司對高超聲速客機的前景表示樂觀
波音公司首席技術官格雷格·希斯洛普表示，波音公司正在研究高超聲速客機技術，并已經找到了速度、材料和推力的有效組合，使這種5馬赫速度的飛機不僅可以在技術上實現，而且到2040年左右能夠在經濟上有利可圖。波音公司高級技術研究員兼超聲速學首席科學家凱文·鮑克特則表示，波音公司有一些非常創新的方法來解決高超聲速飛行相關的棘手問題之一，即以5馬赫速度在27432米至28956米高空飛行時，高度降低不會影響機艙內部的加壓狀態。此外，波音公司的高超聲速客機將不使用超燃沖壓發動機，而是用類似SR-71“黑鳥”J58發動機的變循環發動機。
10
空客最新發布A330neo飛機最大起飛重量已達251噸
空客公司正式發布其研發的A330neo飛機，該機在換發后的最大起飛重量(MTOW)已提升至251噸，并詳細闡述了A330neo飛機的基本特點。據悉，自A330-300(MTOW為212噸)從1994年運營以來，空客公司一直在努力提升A330系列飛機的最大起飛重量。空客表示，A330neo飛機以2015年推出的242噸MTOW機身為基礎，由羅羅公司Trent 7000發動機提供動力，目前已修改了機場規劃文件，涉及較大起飛重量的A330-900飛機和A330-800飛機，將A330-900飛機劃分為WV920、WV921和WV922三種，最大起飛重量從247噸至251噸，包含動態載荷選項;而A330-800飛機則劃分為WV820、WV821和WV822，它們具有同樣的最大起飛重量。
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
直到2012年，總長265米、試驗段直徑達3.5米的JF-12復現風洞研制成功，可復現5到9倍聲速的飛行條件，實驗時間超過100毫秒，比其它同類型的激波風洞提高1個量級，成為國際最大、整體性能最先進的激波風洞，為我國航空航天重大任務研制提供了關鍵支撐。
作為研制新一代飛行器的搖籃，JF-22超高速風洞可以復現相當于約30倍聲速的飛行條件。JF-22最核心的技術就是通過正向爆轟驅動器為基本功能，提供平穩的驅動氣流，風洞的試驗能力要比JF-12驅動能力提高10倍。
▲JF12復現風洞
中科院力學所研究員、懷柔激波風洞項目負責人姜宗林說，JF-22風洞的目標是助力天地往返系統，若成功可以把衛星和航天器發射費用減掉90%。
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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