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。     

高超声速飞行器尖化前缘气动热环境研究

为了研究高超声速飞行器尖化前缘热环境特点,对尖化前缘外形进行测热测压风洞试验,同时利用数值分析和理论手段开展尖化前缘热环境预示方法研究。获得了两种小尺寸前缘半径尖化前缘外形压力和热流的分布规律,分析了在半径较小的情况下,经典的Fay-Riddell驻点热流计算公式和前缘后掠圆柱方法的适用性。研究结果表明,Fay-Riddell公式在小尺寸的情况下已不再适用,采用层流后掠圆柱方法可以模拟尖化前缘中心线上的热环境。     

后缘舵机身干扰区气动加热机理及局部外形优化设计

后缘舵在机翼的遮挡下其热流峰值明显低于全动舵,但因其与机身、机翼均会发生干扰,其局部流动结构和热环境特性更为复杂。基于数值模拟方法及风洞试验开展了后缘舵/机身缝隙干扰区的气动加热机理研究,发现后缘舵在机身上的投影线处形成一条高热流条带,该热流条带上的热流干扰因子远大于压力干扰因子。数值模拟结果及风洞试验的纳米示踪的平面激光散射技术均表明产生这一现象的原因是气流在翼面迎背风压差的作用下穿过缝隙对机身与舵之间的漩涡产生抽吸,高温气体向机体下方运动在机身上再附形成高热流带。基于此分析,提出通过底面局部倒圆角、减小漩涡再附角度进而降低机身干扰热流峰值的局部外形优化方法。3个典型工况的数值计算结果表明,优化后的模型较原始模型峰值热流降热幅度达到了27%～31%,降热效果显著。     

再入式飞行器不同绕流状态的底部流动特征

再入式飞行器在不同雷诺数条件下会出现层流、转捩以及湍流流动状态,采用大涡模拟方法细致地刻画了类神舟返回舱外形不同绕流状态下的底部流动形态以及稳定性特征,从肩部剪切失稳、底部分离失稳、尾迹发展区以及远尾迹区的耦合失稳等多个角度分析了其底部流动特征的异同.结果表明:不同绕流状态下类神舟返回舱外形的底部流动特征存在明显差异.在低雷诺数条件下类神舟返回舱外形绕流基本为层流状态,其肩部剪切层失稳较晚,底部分离区较大,尾迹区域类卡门涡街的振荡幅值较小;在高雷诺数条件下类神舟返回舱外形绕流存在转捩和湍流行为,其肩部剪切层失稳迅速,底部分离区较小,尾迹区域类卡门涡街的振荡幅值较大;低和高雷诺数条件对肩部剪切失稳模式存在明显影响,对底部流动结构失稳模式影响较小.     

幂律型煤油凝胶在不同几何构型管道的流动特性数值研究

为了优化煤油凝胶供给管道和锥形喷注器设计,构建出幂律流体的二维/三维稳态层流的求解方法,采用基于FLUENT平台的SIMPLE算法进行求解,开展煤油凝胶的流动特性数值研究。推导出了推进剂在直圆管中各参数的解析解以及层流的动能修正系数。研究结果表明：直圆管的柱塞流区域在管径不变时是固定的;为降低喷注器出口截面的平均表观粘度,需减小出口段长度;喷注器的收缩角选择在40°左右是较为合理的;弯管内存在双涡旋形式的二次流,且剪切速率和表观粘度的非对称性比速度的非对称性显著。为了优化煤油凝胶供给管道和锥形喷注器设计,构建出幂律流体的二维/三维稳态层流的求解方法,采用基于FLUENT平台的SIMPLE算法进行求解,开展煤油凝胶的流动特性数值研究。推导出了推进剂在直圆管中各参数的解析解以及层流的动能修正系数。研究结果表明：直圆管的柱塞流区域在管径不变时是固定的;为降低喷注器出口截面的平均表观粘度,需减小出口段长度;喷注器的收缩角选择在40°左右是较为合理的;弯管内存在双涡旋形式的二次流,且剪切速率和表观粘度的非对称性比速度的非对称性显著。     

基于双微楔的高超声速激波与边界层干扰控制研究

高超声速飞行器在流场中通常会伴随激波与边界层干扰(SWBLI),其引发的流动分离将导致进气道性能下降。采用分离涡模型结合有限体积离散方法、自适应网格加密技术,对来流马赫数为7.0流场中SWBLI诱导的流动分离进行数值模拟,并基于边界层流向速度、压力梯度、形状因子、总压损失等参数讨论了不同微楔高度的控制效果,分析双微楔的控制机理。研究结果表明：双微楔产生的两对流向涡对之间的相互诱导促进了各自流向涡对之间的卷吸作用,使得双微楔对分离气泡的消除效果优于单只微楔;流动总压损失系数随着微楔阵列高度的增加呈先减小、后增加的趋势;综合讨论流向涡强度与形状阻力的影响,高度为35%分离气泡厚度的双微楔控制效果最好,分离气泡局部可减小至回流消失,边界层形状因子峰值降低86%,总压损失降低1.9%.     

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。     

基于导热反问题的身管传热计算

确定发射时输入内膛壁的热流密度对研究烧蚀磨损以及身管的热力学特性等问题至关重要。传统计算方法仅考虑了火药燃气以强迫对流方式与内膛壁面的对流换热。本文分析了输入内膛壁 的各项热流密度,运用导热反问题的研究方法计算了内膛输入热流密度,在此基础上,以其作为边界条 件,用有限元分析方法计算了温度分布,与巳知测试结果比较基本一致。文中还对持续射击条件下身管 径向温度分布特点进行了分析,指出采用身管主动冷却技术是控制持续射击过程中初始温度和峰值温 度的重要途径。     

高速旋转固体火箭发动机喷管受热状态计算

为了计算高速旋转过载下固体火箭发动机喷管受热状态,本文采用流固热耦合计算方法对喷管进行了仿真。计算结果中温度云图与受热密度分布均表明在高速旋转条件下,随着转速的不断增加以及发动机工作时间的延续,高温燃气对喷管内壁面热交换的总热流密度逐渐降低,发动机喷管喉部前端位置总热流密度最大,换热最为强烈。由于高速旋转导致的强旋流动使喷管内燃气所具有的部分动能逐渐耗散并转变为热能,壁面的传热加强。     

涡轮叶尖间隙泄漏流动控制研究进展

对涡轮发动机涡轮转子叶片叶尖间隙泄漏流动及其控制方法的研究进展进行了介绍。分析了涡轮叶尖间隙泄漏流动的影响及危害,并介绍了当前叶尖间隙泄漏流动的常用控制方法。分析了各控制方法的特点以及未来的发展方向,最后对间隙泄漏流动控制方法的发展趋势进行了展望。     

铝合金搅拌摩擦焊接过程传热和塑性流动数值分析

利用大型计算流体动力学软件FLUENT,建立铝合金板搅拌摩擦焊接过程热流耦合三维有限元模型。通过求解三维质量、动量和能量守恒方程,得到焊接过程粘塑性金属三维流场和温度场。结果表明,相比较搅拌头的进给速度,搅拌头转速对促进其周围塑性金属流动效果明显。同时与纯流场模型相比,热流耦合模型显示金属流动性较充分。此外,仿真得到的温度场得到了实验结果的验证。     

机动弹头引入段弹道优化设计

建立了机动弹头再入弹道的数学模型,该模型要求在满足热流约束的条件下,寻找一个攻角控制规律作为输入来使得弹道最优．采用遗传算法对此问题进行优化计算,并设计了一种适当的惩罚函数将其转化为无约束问题,提高了求解效率,得到了全局最优弹道和相应的初始伴随变量．实例计算结果表明,数学模型正确,计算方法可行,在满足热流约束的条件下可以求解出最大终端速度弹道．     

机动弹头引入段弹道优化设计

建立了机动弹头再入弹道的数学模型,该模型要求在满足热流约束的条件下,寻找一个攻角控制规律作为输入来使得弹道最优.采用遗传算法对此问题进行优化计算,并设计了一种适当的惩罚函数将其转化为无约束问题,提高了求解效率,得到了全局最优弹道和相应的初始伴随变量.实例计算结果表明,数学模型正确,计算方法可行,在满足热流约束的条件下可以求解出最大终端速度弹道.     

快速响应热流/温度传感器设计与特性分析

针对高超声速飞行器长时间地面试验中同时测量壁面温度和热流的要求,设计了一种快速响应的新型热阻式热流传感器,在不同金属层界面上形成热电偶接点,通过测量交界面温度响应,获得传感器表面热流和温度。建立了传感器有限元数值模型,通过传感器内部传热计算,分析了其响应特性。数值计算结果表明：短时间响应后,传感器的内部温度响应和分布满足理论假定;在数据处理时考虑温差项和储能项,可同时得到传感器表面热流和温度,比稳态处理方法更真实地反映壁面温度对热流的影响。     

蒸汽涡轮机螺旋管中两相流压力波动特性

闭式循环动力系统已成功应用于美国MK50鱼雷，上世纪90年代中期以来，美国在反鱼雷鱼雷及无人水下航行器上也相继采用了该项技术。本文模拟MK50动力系统构建了一套闭环韵实验装置，以研究蒸汽发生器螺旋管内两相流动时的压力波动特性，通过实验和理论分析了热流密度对压力波动的影响规律，沸腾时其均方根和分维数与绝热两相流明显不同，热流密度的大小影响各特征参数。     

导弹与航天运载器的羽流加热

本文着重探讨了四喷管导弹或航天运载器的底部流动特性以及预示回流高度、阻塞高度、底部压力和底部热流的工程方法。介绍了底部复燃加热,羽流辐射加热以及羽流和粒子冲击加热。最后还介绍了羽流加热试验,其中包括模拟条件,试验装置和数据分析换算等。本文介绍的方法已成功地应用于国内外导弹及运载器的羽流加热设计。     

无水冷条件下温度与热流复合传感器设计与试验

针对飞行试验中参数测量需求,研究长时间飞行过程中无水冷条件下传感器表面温度和热流的快速响应测量技术。在分析环境特点和测量需求的基础上,设计一种自锁紧固的柱塞式复合传感器,根据圆柱体侧面的温度响应处理得到表面温度和热流。提出一种基于最小二乘法的多项式拟合数据处理方法,有限元数值分析表明,该方法能够获得更好的数据抗畸变和抗噪声能力。标定该热流传感器的热流测量结果,得到不锈钢传感器的98%热流响应时间约为0.7 s,热流测量结果受到侧向隔热结构的影响明显。表面温度对比试验结果表明,该传感器所测结果能够反映表面温度对热流的影响。     

等离子体流动控制在高超声速飞行器中的应用研究

采用等离子体流动控制改善飞行器气动推进性能是近年来流动控制领域研究的热点。以临近空间高超声速飞行器的应用为背景,分析了等离子体流动控制的机理,详细介绍了等离子体流动控制的国外研究现状、风洞试验技术以及等离子体气动激励建模仿真方法。     

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...