飞行中脉动压力环境(包括突起物引起的流动)的预示方法

近几年来,已做了相当大的努力,来研究许多不同的飞行器(如飞机、运载火箭、水中舰艇等)表面上的非定常流。由非定常流引起的脉动压力可能是振动和声音的主要来源,因此大大地影响这些飞行器的性能和环境。脉动压力可能由几种扰动方式引起,然而最常见的是由流过外表面的紊流引起的。在各种环境中,可能有意义的特殊现象包括:附体边界层、分离边界层、振荡激波(常叫做激波边界层干扰)、绕突起物的流动、喷气撞击、空穴响应现象以及底部流或者尾迹流。上述许多现象都涉及到边界层紊流分离流的形式。本报告主要就描述这些现象。飞机和航天飞行器的一种临界飞行状态是在跨音速范围内。因此,本报告的主要篇幅是研究跨音速的脉动压力环境。根据来自各方面的实验结果,把各种非定常流环境的预示方法写成公式。特别对以下两种情况提出了预示方法:(1)所有航天飞行器在某些发射阶段中实际出现的基本脉动压力现象和(2)突起物引起的脉动压力现象(这是在飞行器表面上的三维突起物的一种典型现象)。基本脉动压力现象的预示方法是针对二维和轴对称外形提出的,但结论是完全通用的。比较基本的和突起物引起的脉动压力现象的总级、频谱和交叉谱的预示值指出,对一特定的非定常流来说,其特性是唯一的。本文的主要特点是从不同的来源搜集数据,整理这些结果,以说明各种非定常流现象的一般趋势;进而依据这些结果,发展预示方法。可以预料,本文的研究结果将是一种有用的工具,利用它可预示未来航天飞行器(如像航天飞机(Space Shuttle))的全尺寸脉动压力环境以及分析模型实验和全尺寸飞行试验结果。     

人马座整流罩边界层分析

为了确定大力神/人马座运载火箭的人马座整流罩上升排气系统的排气特性,结合风洞试验完成了边界层分析研究工作。这涉及到估计局部边界层对排气孔排气的影响。边界层沿运载火箭表面的增长是受伸到弹体表面气流里突起物干扰以及运载火箭表面纵向波纹的影响。另外,在3％运载火箭模型上做了边界层计算,并与实验结果做了比较。应用控制容积的方法确定了突起物与边界层相互作用的影响。在模拟波纹影响的边界层计算中,应用表面粗糙度的方法对流过波纹的边界层增长做了计算。在马赫数从0.8到1.56的范围内,对运载火箭和模型这两种情况做了计算。分析结果与试验数据的比较表明,在超音速马赫数时有很好的一致性;而在较低马赫数时,试验和分析结果之间的一致性不是那样好。     

超声速气流中激波/边界层干扰微射流控制研究进展

激波/边界层干扰现象在超声速流场中不可避免,这种现象的存在会对超声速飞行器内外流场产生一系列的不利影响。所以,对激波/边界层干扰现象进行控制是十分必要的。微射流主动流动控制方法近年来已成为流动控制领域的研究热点。本文梳理了近年来微射流主动流动控制方法对激波/边界层干扰控制的相关研究进展,综合分析了影响单孔微射流和微射流阵列控制效果的因素,并对目前研究的不足和发展前景进行了探讨,以期对相关研究提供参考。     

高超声速飞行器激波/边界层干扰控制方法综述

在高超声速流动中,激波/边界层干扰现象不可避免,它会对流场稳定性和飞行器安全造成不利影响。因此,研究激波/边界层干扰流动控制方法必要且迫切。概述了激波/边界层干扰现象的产生机理,并介绍了目前较为前沿的边界层抽吸控制、边界层吹除控制、次流循环控制、壁面鼓包控制、微型涡流发生器控制以及等离子体控制等控制方法,并对各控制方法的优劣势和发展前景进行了探讨。     

多头再入系统上升段加热的风洞实验研究

为了给多头再入系统上升段加热研究提供设计资料,进行了马赫数等于8的风洞实验研究。相变涂层方法证实了激波碰撞加热点的加热率高达未扰值的30倍。阴影仪照片证实了双稳定激波结构的存在。通过数据分析,提出了一种供设计分析用的简单流动模型和干扰加热预计方法。     

高超声速激波/边界层干扰流动中的裂纹对气动加热率的影响

对下一代空天运输机的主机采用三角翼模型,分机用半球圆柱模型,进行了高超声速范围两个物体气动干扰流场的研究。探讨了主机一侧在激波/边界层干扰部位耐热瓦脱落形成裂纹时对气动加热率的影响。     

高超声速突起物气动热环境预测方法研究

利用地面风洞测热试验、数值仿真方法和工程计算三种方法,基于突起物局部和大面积无干扰区的热流密度的比值系数(干扰因子),进行了全飞行弹道的电缆罩等局部细小复杂外形的突起物气动热环境预测。该方法能有效克服地面测热实验状态不真实、局部细小结构不能布置测点、数值仿真对网格和湍流模型依赖程度高、复杂突起物热环境无工程算法等问题。     

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。     

适用于高超声速边界层的转捩准则预测方法

采用层流+转捩准则+湍流模式方法对高超声速边界层转捩进行预测。采用f (Re, Me)类转捩准则耦合SA、SST湍流模式,对超声速平板边界层、2°攻角尖锥裙流动和类 X-51高超声速飞行器前体流动进行数值模拟研究。给出摩阻系数、热流系数和湍动能、涡粘性系数的计算结果。采用的层流+转捩准则+湍流模式方法能够较正确地预测高超声速边界层转捩。所采用的湍流模式本身的性能对边界层转捩的预测存在影响,主要表现在对来流扰动环境的感受性及涡粘性系数生成两方面。     

预测航天飞机轨道器迎风面气动加热的近似方法及其与飞行数据的比较

为了对航天飞机轨道器迎风面在风洞和飞行环境中的层流和紊流加热率进行估算,提出了一种近似方法。这种方法以“局部无限长后掠圆柱”分析为基础,同时包括化学平衡空气和边界层外缘变熵两种情况。通过与风洞试验数据和航天飞机第一、二次飞行结果的比较,验证了这个方法。沿迎风对称面和在对称面垂直方向上,把数据作了比较,在67公里(峰值加热)以下,计算值与飞行试验数据符合得很好。     

高超声速气动热环境工程算法

对高超声速飞行器气动热环境工程算法进行研究.基于Prandtl边界层理论,将流场分为边界层外的无粘流场和边界层内粘性主导的区域,并将两者的工程算法相结合,发展了一套高超声速气动热的计算方法.对于无粘流区,边界层外缘参数的计算采用完全气体模型和平衡气体模型,利用等熵条件来确定;在边界层内部,基于参考焓方法,采用经典热流密度公式,确定物体表面的气动加热.采用此方法对一些简单三维外形进行了气动热计算,证明所述方法具有较高的精度.     

航天器突起物热防护结构的瞬态温度场有限元分析

通过对某类航天器突起物在高超音速飞行受气动加热时的防热结构进行研究,利用ANSYS软件强大的前、后处理功能,建立有限元分析模型,计算出突起物的温度场分布.该数值模拟方法可用于计算传导和辐射耦合问题.计算结果表明,适当增加面板厚度和增大隔热材料在平面内的热传导系数是提高防热结构利用效率的方法之一.     

有压力梯度非平行边界层稳定性的研究

该文从抛物化稳定性方程出发，采用从上游往下游递推的数值方法，对非平行边界层稳定性问题进行了数值计算和分析．为更好反映平板边界层流动的物理特征和本质，该文同时考虑到主流的非平行性和压力梯度的作用，数值计算结果表明，顺压梯度有明显的延缓转捩作用，逆压梯度有较强的不稳定作用．数值结果更接近于实验结果，     

高超声速流动控制技术研究进展

流动控制在高超声速飞行器上取得了较为广泛的应用,已成为高超声速飞行器的关键技术之一。半个世纪以来,高超声速流动控制主要集中在减阻防热控制研究和边界层控制研究两个方面。分别对应用于减阻防热控制和边界层控制的流动控制方式进行了概述,并对钝头体减阻防热控制和边界层典型控制方式的研究进展进行了总结。     

航天飞机高超音速旋涡分离流动现象分析

本文分析了航天飞行器高超音速大攻角飞行中的复杂流动现象,即激波诱导旋涡分离流动引起的各种流动现象,以及对飞行器气动力和气动加热的重要影响。对发展相应的实验研究方法和工程估算方法进行了评述。     

基于侧壁边界层控制的翼型二维流动准则研究

采用翼型中剖面与端面剖面对应点压力值对比的数据处理方法,在NF-3风洞对WA-A210翼型表面流动进行了侧壁边界层吹气控制实验研究,探索模型在失速迎角附近的最佳吹气动量系数与二维流动之间的匹配规律,得到了翼型模型不同状态下的最佳吹气动量系数的判断准则。结果表明:1)利用这一数据处理方法得到的准则能够判断翼型表面的二维流动状态;2)采用侧壁吹气方案改善了翼型表面二维流动,减小了侧壁边界层对翼型实验结果的影响。     

等离子体激励对飞行器流场影响的数值研究

针对传统飞行器控制方式的缺点,采用小尺度等离子体流动控制技术对飞行器流场影响进行研究。在前人的实验模型及飞行参数进行研究的基础上建立三维模型,采用数值仿真方法,研究了等离子体激励器位置和注入能量大小对飞行器流场及表面压力分布的影响。仿真结果表明：等离子体与边界层的相互作用可改变飞行器外部激波的初始结构,并在激励位置附近形成局部高压区;随着注入能量的增加,高压区峰值及作用范围分别扩大;等离子体激励产生的扰动具有三维传播特性,对飞行器侧壁面甚至对整个壁面周向压力分布产生影响。     

一种亚燃冲压进气道扩张段分离的控制方法

为了减弱亚燃冲压发动机进气道扩张段中激波/边界层干扰引起的边界层分离现象,文中提出了一种基于边界层剥离的主动控制方法,即通过可动隔板将边界层低速流排出进气道.数值研究发现,该方法可使扩张段内边界层分离明显减弱、结尾激波链长度变短直至消失,从而实现进气道抗反压能力显著提高、最大总压恢复系数显著增加、出口流场品质明显改善.     

平板夹层炸药对杆式侵彻体干扰的影响因素

采用三维有限元程序(LS-DYNA)模拟了杆式侵彻体对平板夹层炸药的侵彻过程,研究了平板夹层炸药对杆式侵彻体的干扰机理和影响干扰程度的因素,分析了平板夹层炸药的结构、杆的入射角度和速度、背板距主靶的距离对干扰能力的影响.研究结果表明,平板夹层炸药结构对杆式侵彻体有较强的干扰能力,背板厚度大于面板厚度时对杆的干扰能力强.     

翼型风洞实验侧壁附面层控制技术研究

文中介绍了NF-3风洞二元实验段侧壁边界层吹除控制系统及实验方法,以GAW-1翼型为例,给出了不同吹气系数对风洞边界层的控制效果．研究了附面层吹除法对单段翼型和多段翼型实验结果的影响规律。结果表明,该控制系统能有效地改善翼型表面的流动特性。