高超声速层流尾迹的数值模拟

本文利用无波动、无自由参数、耗散的差分格式(NND格式),通过求解NS方程,数值模拟了高超声速层流尾迹的流动,清晰地给出了主激波、拐角膨胀波、迹激波及自由剪切层,所得流场物理量的分布与实验结果甚为一致。计算发现了底部迴流区由起始向定常的发展中,在瞬时流线图上经历了极限环形成、胀大、缩小、再胀大最后消失的演变过程。     

机动弹头高超声速流场数值模拟及拓扑结构分析

采用空间二阶精度的交替方向隐式分解的NND格式求解完全气体假定下的非定常薄层近似Navier Stokes方程 ,并采用抛物化的椭圆型方程生成复杂带翼弹头的空间网格。最后给出带控制舵机动弹头在M∞ =7.3,α=2 0 0 下的计算结果 ,并通过对表面极限流线和垂直于体轴的横截面流线的分析给出了流场的拓扑结构     

绕Apollo飞船的高超声速化学非平衡流动的数值模拟

利用混合通量分裂方法，建立了很方便求解的隐式ＮＮＤ格式，求解了完全气体和化学非平衡空气绕Ａｐｏｌｌｏ飞船的流动，计算结果和实验值作了比较，应用拓扑分析方法，研究了背风区和尾迹内的流动结构。     

钝头体高超声速绕流底部失稳特征数值模拟

利用数值模拟方法对高超声速钝锥及Apollo返回舱底部尾迹流场进行了研究, 分析尾迹流动的失稳过程. 对钝锥模型, 在M_∞=6, Re=1.71× 10⁶(Re以球头半径为参考长度)条件下观察到了底部流动的不稳定性. 不添加任何扰动, 数值模拟首先得到的流动是稳定解, 在底部发展出一个主分离区和一个二次分离区, 流动是轴对称状态. 继续进行计算, 发现二次分离线率先变形, 底部流场发展出非定常周期流动. 对Apollo返回舱模型, 在相同条件下 (Re以前面圆弧半径为参考长度), 数值模拟首先得到的流动同样是稳定解, 出现以二次分离线率先变形为起始的结构失稳, 演化出周期性过程, 但持续时间较短, 很快出现了非周期非对称状态. 研究表明, 高超声速钝锥及Apollo返回舱底部流场均存在不稳定性问题, Apollo返回舱的底部流场更加不稳定.     

高超声速非定常流动的数值模拟与气动热计算

高超声速飞行器研究中的一个重点问题是飞行器表面的气动加热,它对飞行器的气动、热特性及安全性有重要的影响.受到当前实验技术的限制,地面实验无法准确模拟真实飞行条件,所以采用数值模拟研究气动加热问题成为目前重要的研究手段.本文采用数值方法求解三维N-S方程,得到钝头体再入模型绕流的瞬态流场,驻点温度及表面热流沿轨道变化规律.计算中采用变边界条件模拟沿轨道飞行的非定常性.     

返回舱三维高超声速绕流及近尾迹流场数值模拟

为使返回舱安全、稳定、可靠地飞行，准确地计算其周围的复杂绕流流场，对飞船的初步设计是十分必要的。用Ｈａｒｔｅｎ－Ｙｅｅ的二阶迎风ＴＶＤ有限差分格式求解薄层Ｎ－Ｓ方程，模拟了返回舱三维高超声速流场，Ｍ＿∞＝７．３５，Ｒｅ＿∞＝７．５×１０￣５，α＝１０°、２０°。给出了详细的绕流结构，不同攻角、不同子午面上的物面压力分布与Ｍｏｓｅｌｅｙ和ｗｅｌｌｓ的实验数据进行了比较，符合较好。通过分析表明，在一定的攻角下，倒锥体上低压区压力的计算精度，对力矩系数及压心位置仍有明显的影响。     

二维超声速混压式进气道的数值模拟

本文采用TVD格式求解二维可压非定常Euler方程组,对二维超声速混压式进气道进行了数值计算,首先模拟了后部压力对进气道的影响过程,当进气道的后部压力与入口压力的比值逐渐增加时,进气道内的正激波逐渐往前移动,当比值达到一个临界值,进气道将不起动.其次.通过对R52.1和R54.5两种进气道模型进行计算,对它们的总压恢复进行了对比.通过计算得到了喉道处曲线弧的曲率越大,进气道的总压损失越大,进气道也越难起动.     

高超声速粗糙元诱导转捩的数值模拟及机理分析

采用直接数值模拟方法细致刻画了钻石型粗糙元诱导的高超声速边界层从层流到湍流的转捩过程,从拓扑结构稳定性和边界层流动稳定性两个角度分析了钻石型粗糙元诱导转捩的机理. 流动结构的拓扑分析表明,钻石型粗糙元头部区域和底部区域分别存在不稳定的鞍点-鞍点(SS) 型轨线和鞍点-结点-鞍点(SNS) 型轨线,在扰动的作用下其会形成非定常、非对称的振荡结构. 边界层流动失稳过程计算分析表明,钻石型粗糙元会产生高波数扰动,并发现在扰动发展过程中大尺度结构会破碎. 两种不同类型的流动失稳效应同时存在. 此外,通过不同类型粗糙元(圆柱、斜坡及钻石型) 的对比,揭示了不同类型粗糙元诱导转捩机理的差异,为高超声速人工转捩装置设计提供了基础理论支撑.      

高超声速三维热化学非平衡流场的数值模拟

对三维高超声速热化学非平衡流场进行数值模拟,采用双温度热化学非平衡、11组元空气模型,考虑振动-离解耦合．差分格式采用沈清博士提出的“迎风型NND”格式,用熵修正方法消除了高超声速流数值模拟中的“carbuncle现象”．与LU-SGS方法结合,提高了单步计算效率和收敛性．数值模拟结果与文献结果进行了对比,并在弹道靶中进行了钢质圆球的弓形激波位置实验验证．计算结果与文献、实验的对比说明,三维热化学非平衡流计算程序可以精确地捕捉到强弓形激波,得到合理的空气动力系数．     

高超声速非平衡流动-辐射特性数值模拟研究

飞行器高超声速飞行过程中所承受对流加热和辐射加热可能具有相当的量级,因此合理准确预测气动加热需要将二者进行综合考虑.文章发展了具有非玻尔兹曼电子能级分布和振动能级分布的高温空气碰撞辐射模型,并耦合一维激波后流动方程计算不同飞行条件下激波后的非平衡流动特性,采用逐线辐射输运模型计算获得激波后非平衡辐射特性、辐射强度和辐射输运通量,深入比较分析了不同飞行高度和马赫数对非平衡流动和辐射输运过程的影响.计算结果表明对于高空高马赫飞行条件,其波后流动存在显著的热力学非平衡、化学非平衡和能级非平衡特征,在近激波区域高振动能级和原子高束缚电子激发态明显低于玻尔兹曼分布.在高空高马赫条件下真空紫外辐射占据主导地位,主要是由高能原子束缚-束缚跃迁造成的.随着高度和马赫数的下降,激波层内气体解离和电离程度降低,原子辐射贡献下降,分子辐射贡献增加,导致红外、可见光和紫外波段的辐射输运增强,真空紫外辐射输运过程减弱.     

低超声速圆球绕流后体流场的数值模拟

本文根据圆球跨声速自由飞行实验的流谱结构,建立了低超声速圆球分离流动的流动模型,它成功地计算了考虑粘性分离影响的圆球绕流的后体流场。在计算得到的后体流场中,反映流谱特征的分离激波、尾激波、分离界面等,其位置和形状与实验结果吻合很好,因此本文给出了一种能反映真实流动情况的圆球后体流场介。     

前体涡发生器对轴对称高超声速进气道激波振荡流动的影响实验

激波振荡是高超声速进气道不起动过程中常见的流动现象,会显著降低进气道气流捕获与压缩效率、产生剧烈的非定常气动力载荷而危害飞行器安全. 从激波振荡的控制出发,实验研究了前体转捩带位置的涡发生器对轴对称高超声速进气道激波振荡流动的影响. 分别在起动和激波振荡两种进气道流态下,选择无、0.5 mm与1 mm高度涡发生器工况进行对比研究. 并采用高速纹影与壁面动态测压同步记录非定常流动特征. 结果表明,1 mm高度内的涡发生器对起动状态的进气道主流流场结构、壁面压强分布影响不显著. 但对于激波振荡流动,涡发生器会明显缩小外压缩面分离区运动范围,缩短振荡周期,提升振荡周期内壁面压强的时均值. 涡发生器的影响程度随其高度的增大而增强,其中振荡周期从无涡发生器的4 ms缩短到1 mm高度涡发生器的3.13 ms. 此外,0.5 mm高度涡发生器会使得进气道内部测点的压强振荡幅值整体下降,相比无涡发生器工况的下降幅度可达23%. 流场结构与壁面压强信号的分析表明,涡流发生器主要通过其产生的流向涡影响激波振荡流动,包含流向涡对下游边界层的扰动以及流向涡与分离区的相互干扰.      

关于吸气式高超声速推进技术研究的思考

回顾了吸气式高超声速推进技术的研究进展, 分析了超燃冲压发动机研制面临的关键科学问题, 并从不同角度探讨了增大超燃冲压发动机推力的可能方法.这些方法包括: 能够降低总压损失的高超声速来流压缩方法、生成三维涡流的超声速混合增强技术、碳氢燃料的预热喷射、可以控制燃烧过程的燃烧室设计优化方法、通过减小发动机流道湿面积来降低摩擦阻力和催化复合解离的燃气降低高温气体效应.考虑到等压热力学循环的热效率,还建议研究在高超声速推进系统中应用热效率高的爆轰过程, 并探讨了爆轰推进方法研究的进展与问题.吸气式高超声速推进技术是高超声速飞行器发展的关键技术, 认真思考和探索其发展方向是非常必要的.      

NUMERICAL STUDIES ON THE MIXING OF CH_4 AND KEROSENE INJECTED INTO A SUPERSONIC FLOW WITH H_2 PILOT INJECTION

Ｎｏｍｅｎｃｌａｔｕｒｅｃｉ 　Ｍａｓｓｆｒａｃｔｉｏｎ ;ｃｉｘ,ｃｉｙ,ｃｉｚ 　Ｄｅｒｉｖａｔｉｖｅｓｏｆｇｒａｄｉｅｎｔｏｆｃｉｃｐ 　ＣｏｎｓｔａｎｔｐｒｅｓｓｕｒｅｓｐｅｃｉｆｉｃｈｅａｔｃＤ 　Ｄｒａｇｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔｄ　ＤｒｏｐｌｅｔｄｉａｍｅｔｅｒＤ　ＴｏｔａｌｄｉｆｆｕｓｉｏｎｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔＥ　ＴｏｔａｌｅｎｅｒｇｙｐｅｒｕｎｉｔｖｏｌｕｍｅＦ　Ｄｒａｇｆｏｒｃｅｏｆｄｒｏｐｌｅｔｓｆｘ,ｆｙ,ｆｚ 　ＣｏｍｐｏｎｅｎｔｓｏｆＦ^Ｈｇ,^Ｈｌ 　Ｓｏｕｒｃｅｔｅｒｍｓｏｆｇａ…     

高超声速自适应激波针数值研究

针对传统的与钝体轴线共线安装的固定式激波针方法在有攻角状态所存在的问题, 在前人工作基础上得到一种新型高超声速飞行器减阻/降热方法------自适应激波针方法. 将该方法应用于三维高超声速轴对称钝锥外形以及扁平楔外形, 并采用数值模拟的方法对其进行了概念验证. 在0○~120○攻角范围内, 对不同L/D参数的激波针外形流场以及前缘壁面的压力、热流分布等进行了对比分析. 结果表明, 这种新型自适应激波针方法无论在无攻角还是有攻角状态, 均可有效降低高超声速飞行器头部壁面的压力和热流, 可以有效解决传统激波针方法在较大攻角情况状态下失效的问题.      

MHD控制超声速边界层的理论研究和数值分析

对MHD(mechanisms of magnetohy drodynamics)控制超声速平板湍流边界层的机理进行了理论研究和数值模拟. 理论上,采用等离子体低频近似碰撞频率模型,建立等离子体中电子和离子的力平衡方程,得到等离子体速度、极化电场以及边界层速度. 数值上,通过空间HLLE格式、LU--SGS时间推进求解时均磁流体动力学湍流方程,其中湍流模型采用sst--k\omega双方程模型. 研究结果表明:(1)边界层速度的理论结果和数值结果误差在7%范围内;(2)只有磁场而电场为零时,洛仑兹力起到减小摩阻的作用. 施加电场后,洛仑兹力能够加速边界层低速区流体;(3) 在边界层外层,越靠近壁面,作用参数越小;而在边界层近壁区黏性底层,虽然惯性力减小, 但黏性力却迅速增加,因此越靠近壁面,作用参数反而越大,加速低速流的代价增加.      

高超声速尾迹流场稳定性数值研究

通过数值模拟, 对高超声速尾迹流场进行了研究, 对其尾迹流动的失稳过程进行了分析.选取计算模型为圆球,Ma= 6.0, Re = 1.71\times 10^6(Re以球头半径为参考长度). 通过数值模拟,首先得到的流动是稳定解,在底部发展出一个主分离区和一个二次分离区,流动是轴对称状态. 不添加任何扰动继续进行计算,发现底部流场缓慢发展出微弱的非定常流动. 随后,该现象继续发展,出现明显的结构失稳,得到了无量纲周期为12.0的周期解. 给出了高超声速圆球绕流尾迹结构的周期性演化过程,对其涡系结构的演化及奇点特征进行了分析. 研究表明该数值模拟方法可用于底部流动稳定性问题的研究,同时证实了高超声速底部流动也存在流动不稳定性.      

乘波构形和乘波飞行器研究综述

乘波构形的特点是高升阻比,下表面上的流动是均匀的,因此是推进系统/机身一体化设计的理想候选构形.乘波飞行器是源于乘波构形的高超音速飞行器,利用了乘波构形的高升阻比,并可为吸气发动机提供已知的均匀流场.本文比较全面地总结了乘波构形的生成方法和乘波飞行器的设计方法,介绍了乘波构形的优化方法及影响因素,给出了优化的乘波构形, 并介绍了乘波飞行器的研究进展,提出了今后的研究重点.