Forebody compressibility research of hypersonic vehicle

IntroductionTheintegrateddesignofairframe propulsionofhypersonicvehicleisoneofthekeytechnologyfortheair_breathingenginehypersonicvehicles[1～4 ].Thepurposestodointegrateddesignofforebody inletaretoputtheforebodyasthepre_compressiveramp ,toprovideuniformflowfield ,whichmeanssmallpressureandvelocitygradient,smallorientalangleofgasflowandlowaverageMachnumberattheentryoftheinlet,andenoughfluxfortheinlet,furthermoretomeetthedesignrequestofinlet.Ontheotherhand ,itmustbenon_sensitivetotheMachnumbera…     

一神非定常振荡流的稳定性分析

本文分析了一种非定常振荡的不稳定性问题.其特点是.应用偏微分方程特征理论以及O-S方程特征值的展开,求解扰动波的相函数而不是预先给定扰动波的波动形式.本文研究平面Poiseuille流与其垂向振荡流的组合流动系统.对于连续振荡源导致的波包演化,该系统存在不稳定性.     

ASYMPTOTIC ANALYSIS OF STABILITY PROBLEM OF PLANE POISEUILLE FLOW FOR HIGH REYNOLDS NUMBER

A study of the stabifity of plane Poiseuille flow at higher Reynolds number is made. Within a "triple-deck" structural framework, the qualitative behaviour of the eigenvalue of Orr-Sommerfeld equation is analytically obtained. The corresponding eigenfunction is formulated approximately.     

轴对称模型的Hagen-Poiseuille流的运动不稳定性

本文讨论流体通过圆管的运动不稳定性问题。作为流体运动所受的干扰波,我们考虑了一个非线性轴对称模型。它对应的相关振幅函数满足扩散方程,且由于复杂的分子运动和流体粘性的相互作用,当流体的雷诺数增大时其扩散系数会出现负值。如负扩散现象出现,在流体运动中出现的湍流段内会引起流体的能量集中,并扮演减少阻尼的角色。     

高超声速钝前缘乘波构型优化设计研究

乘波体的高升阻比优势使其在高超声速飞行器设计中极具应用前景. 在实际工程应用中, 为了满足防热要求, 乘波体前缘必须进行钝化处理, 前缘钝化对乘波体气动性能会产生显著影响. 因此, 原始尖前缘最优乘波体并不能保证钝化后仍为最优. 针对这一问题, 首先研究了前缘钝化对不同构型升阻特性的影响程度和作用机理. 结果表明: 前缘钝化会造成乘波体升力小幅度降低, 阻力大幅增加, 升阻比显著降低; 其中钝前缘本身的波阻在阻力增量中起主导作用, 而钝前缘本身的摩阻增加量与物面的摩阻降低量十分接近. 基于上述结果, 提出了一种高效评估钝前缘乘波体气动力的方法, 并结合遗传算法, 开展了直接考虑前缘钝化影响的乘波构型优化设计研究, 获得了钝前缘最优构型. 通过CFD数值模拟对最优构型的气动力特性进行评估, 结果表明: 在不同飞行高度、不同升力和不同钝化半径约束下, 相比尖前缘最优构型, 钝前缘最优构型宽度变窄, 相同纵向位置处的后掠角增大, 且升阻比显著提升. 在M_∞ = 15, H = 50 km, CL = 0.3约束条件下, 钝化半径R = 10 mm的钝前缘最优构型设计点升阻比相比尖前缘最优构型提升量可达9.32%.      

高升阻比乘波构型优化设计

在M∞ =6, 30km高空条件下，以升阻比为目标函数，进行了锥形流乘波体的黏性优化设计，讨论 了影响乘波体升阻比的因素，并对优化结果进行了数值验证. 结果表明：对于升阻比最大的 黏性优化乘波体，存在最优圆锥角使得源自该基本流场的乘波体升阻比最大；摩阻和波阻处 于同一量级；体积率、细长比和展长比都随着基本流场圆锥角的增大而增大.     

高温燃气喷流/主流相互干扰实验研究

报道关于高温燃气自由喷流(热喷流)、燃气喷流/主流干扰流对气动热环境影响的实验研究结果. 其意义在于: 抽象出高超声速飞行器实际飞行时燃气喷流及其干扰流的物理模型, 为高超声速飞行器防热需求提供实验依据. 实验主流由脉冲风洞提供,燃气喷流用氢氧燃烧驱动路德维希管的方式产生. 利用脉冲风洞驱动段压力信号自动控制热气源的产生以保证风洞主流与燃气喷流同步, 利用氢气、氮气和氧气的不同比例实现燃气喷流的热力学相似. 实验技术上完成了高温燃气喷流系统的参数采集与系统状态标定; 实验内容上开展了压缩拐角平板模型的气动热实验研究, 通过实验比较了只有主流流场、只有热喷流流场和既有主流流场又有热喷流流场(即干扰流场)3种工况的热流分布. 实验研究发现,热喷流/主流相互干扰会对压缩拐角平板上某一范围内的气动热环境造成显著影响, 热流峰值较无喷流流场高出一个量级.      

高超声速飞行器前体压缩性能研究

用数值模拟的方法研究了高超声速飞行器前体不同型面与进气性能的关系,分析了二级压缩构型在不同压缩角组合和来流攻角下的流场品质和产生的压缩效果．研究结果表明,对于高超声速飞行器,采用多级压缩的前体构型可以得到较好的预压缩效果和优良的流场品质;同时,攻角和不同的压缩角组合会对压缩性能产生影响．因此,采用多级压缩的前体构型、优化各级压缩角的组合是决定飞行器前体预压缩性能的重要因素,同时也是开展前体/发动机一体化设计的关键．     

高超声速边界层流动转捩研究

针对高超声速飞行器前体预压缩性所需求的气动构型,开展了具有-级压缩效果的压缩面边界层的流动稳定性分析.采用有限体积法数值求解NS方程组得到基本流场,应用当地局部平行流假设和线性稳定性理论求解了扰动波参数的特征值问题.分析了来流马赫数M_∞=6情况下二维扰动波的演化规律,并进-步关联扰动的空间放大率,结合EN方法进行了转捩预测.     

非轴对称模型Hagen-Poiseuille流的不稳定性

本文讨论流体通过圆管的运动不稳定性问题.作为流体运动所受的扰动波,我们考虑一个三维非线性模型.它的相关振幅函数满足扩散方程,当流体的雷诺数增大时,由于复杂的分子扩散和流体粘性的相互作用.该方程的扩散系数会出现负值.在"负扩散"现象出现时.在流体运动中出现的"湍流段"内部会引起能量的集中和使流体的阻尼减少.文中所得结果对说明圆管流中出现湍流段的实验现象是有价值的.