HIFiRE-1飞行器激波与边界层干扰气动热研究

高超声速飞行器存在典型的激波与边界层干扰,由此产生的流动分离与再附会带来严重的气动加热问题。采用雷诺平均方法对HIFiRE-1飞行器激波与边界层干扰气动热进行了数值模拟。讨论雷诺数、马赫数等来流参数和飞行器裙体张角、裙体长度等结构参数对气动热的影响,并分析其影响机理。研究结果表明：柱裙拐角处由于存在边界层分离、再附及强烈的激波干涉,导致飞行器壁面存在严重的气动热问题,控制边界层分离和流场结构能有效控制飞行器壁面热环境。改变来流参数和结构参数会对边界层分离、再附和流场结构带来较大影响,具体表现为：来流雷诺数变化时流场结构变化较小,但会大幅度影响再附热流密度;来流马赫数变化时分离激波与飞行器壁面夹角发生变化,相应的气动热有较大变化;裙体张角变化时引起分离区尺度变化,进而改变壁面热流分布;裙体长度变化时影响边界层分离、再附特性,导致壁面热流分布发生变化。     

临近空间飞行器再入滑移区气动热数值模拟

计算流体力学方法(CFD)模拟滑移流区高超声速气动热时误差较大,直接蒙特卡罗模拟方法(DSMC)耗 费计算资源。考虑速度滑移和温度跳跃,采用带滑移条件的CFD 方法对钝头双锥体绕流进行计算分析。采用添加2 阶滑移条件的N-S 方程,模拟双锥绕流气动热,并与DSMC 结果和文献数据进行对比分析。结果表明：滑移条件使 壁面热流分布更接近DSMC 模拟值,并且在克努森数不太大的过渡流区仍保持较好适用性;在克努森数较大时,带 滑移条件的CFD 方法模拟的流场结构存在一定误差。     

复合射孔器爆燃气体压力计算模型

为获得适合工程应用的爆燃气体压力计算方法,并分析装药燃烧形式以及爆燃气体压力变化过程,对复合射孔器爆燃气体压力计算模型进行了研究.基于装药燃烧满足几何燃烧定律,燃气体特性参数均匀分布,注水区和岩石区在爆燃气体作用下分别发生弹性压缩和塑性压缩等假设,考虑装药燃烧、射孔扩展过程、注水区运动和压缩过程等因素对爆燃气体压力的影响,推导出了计算模型微分方程组.算例分析表明:该模型能正确反映爆燃气体压力的基本特性,并具有操作性强、能够反映压力变化过程等特点.