基于HIFIRE-5外形的高超声速飞行器流场特性数值仿真研究

采用数值仿真方法,开展了高超声速飞行器(HIFIRE-5)的流场特性计算研究,精确捕捉高超声速流场中的波系、背流面横向流动及表面流动现象,并对激波及横向流动其机理进行了详细分析。结果表明,所用数值计算方法有效,横向流动和横流失稳是产生流场三维涡系结构的主要原因,该认识可为类似外形高超声速飞行器的气动外形设计、优化及气动特性分析提供参考。     

基于HIFIRE-5外形的高超声速飞行器

采用数值仿真方法，开展了高超声速飞行器（HIFIRE-5）的流场特性计算研究，精确捕捉高超声速流场中的波系、背流面横向流动及表面流动现象，并对激波及横向流动其机理进行了详细分析。结果表明，所用数值计算方法有效，横向流动和横流失稳是产生流场三维涡系结构的主要原因，该认识可为类似外形高超声速飞行器的气动外形设计、优化及气动特性分析提供参考。     

高超声速飞行器外形热流密度分布计算的高精度方法研究

为提高高超声速条件下飞行器表面热环境的计算精度,发展了高精度算法WCNS-E-5,并开展了热流密度分布的数值计算研究.该算法采用的是五阶精度加权显式非线性格式,结合四阶精度的二阶偏导数差分近似、四阶精度的边界格式,同时还对网格偏导数及温度梯度也离散为四阶精度.通过求解三维Navier-Stokes方程,数值研究了高超声速飞行器外形如钝锥和双椭球体的物面热流密度分布.模拟结果表明,这种保证全流场高精度的WCNS-E-5得到的流场图像清晰、真实.与通常的二阶算法MUSCL对比,WCNS-E-5具有更高的流线分辨率,获得的热流密度更接近于实验测得分布.     

非结构网格高超声速MHD流场逆风格式数值模拟

应用逆风通量分裂格式在非结构混合网格上对二维高超声速理想磁流体绕钝头体的流场进行了数值模拟。控制方程为Euler方程耦合Maxwell方程的理想MHD方程,空间离散采用AUSM格式,时间推进采用显式5步Runge-Kutta格式。引用双曲型散度清除技术加强·Ｂ＝0的条件。计算模型为二维钝头体,在高超声速来流条件下,对不同磁感应强度的均匀分布磁场干扰下的流场进行了计算,得到了较满意的结果,并与有限的参考文献进行了对比。结果表明本文发展的方法可用于高超声速MHD方程的求解。     

三维流场乘波体快速设计方法及多目标优化

为扩大乘波体的设计空间,精确地计算设计流场,引入高超声速激波装配法,结合基于多重网格的搜索技术加速寻点效率,扩展流线追踪方法到三流流场,建立普适于一般三维流场的乘波体快速设计方法。对设计曲线使用B样条方法建模并提取设计变量,结合改进的Pareto遗传算法对升阻比和容积率进行多目标优化设计,获得了性能较高的乘波外形。研究表明此方法效率高,设计空间大,是一种乘波体设计的新方法和新思路。     

三维侧压高超声速进气道不启动流场试验与数值模拟研究

对某构型三维侧压高超声速进气道开展了Ma4的自由射流试验和数值仿真,研究 了低马赫数下不启动流场的流动机理。观测到了具有“对涡”结构的底板油流图案,并得到 了分离区的范围和内部流动特征。分析得出,“对涡”结构油流图案和流场中部分离区的形 成是唇口激波和内收缩形成的逆压梯度作用于侧板激波形成的流场中部低能流区的结果。根 据试验和数值模拟结果给出了流场结构示意图,并为下一步进气道构形设计和性能改善工作 提出了建议。     

增强高超声速化学反应流数值计算的稳定性方法

针对高超声速化学反应流数值模拟中包含源项对角化雅可比矩阵的数值格式稳定性很差的问题,在对采用上下对称的高斯-赛德尔(LU-SGS)格式的离散方程进行线性稳定性分析的基础上,提出一种依据流动状态对流场的块网格进行局部加密的方法,以增强流场数值计算稳定性。在高超声速流场中,对包含激波后亚声速高温区域的块网格给予加密,而其他区域中的块网格可以适当进行网格粗化或保持不变。算例结果表明,相比于初始网格,局部加密后的改进网格并不会产生过多的网格量,而且能够采用较大的柯朗-弗里德里奇-列维（CFL）数以达到数值求解过程中稳定计算和快速收敛的目的。     

高超声速再入钝头体表面热流计算

采用边界层外缘无黏流场数值求解三维可压缩定常Euler方程,将所得物面压力分布作为边界层外缘条件,用于边界层内跟踪流线的轴对称比拟工程算法,计算高超声速有攻角再入钝头体的表面热流。某钝双锥算例结果表明:算得的表面热流与实验数据吻合很好。该方法较纯工程算法提高了精度,较数值求解整个流场Navi-er-Stokes方程节省计算时间,对准确计算全轨道飞行复杂形状高超声速飞行器表面的热流分布有一定价值,适宜高超声速飞行器方案设计阶段气动热环境预测的需要。     

大型航天器再入陨落时太阳翼气动力/热模拟分析

采用直接模拟蒙特卡洛（DSMC）方法对大型航天器离轨再入陨落过程中,其太阳翼帆板在稀薄过渡流域的气动力、气动热特性进行数值模拟,计算中采用流场直角与表面三角形非结构混合网格以及网格自适应技术处理这类复杂外形的流动模拟,考虑内能激发和化学反应来准确模拟气动加热,并基于MPI环境的并行算法解决计算量庞大的难题。通过计算分析太阳翼水平和垂直放置时在不同高度、不同攻角下的复杂流动特征,表明在90km以上高空,太阳翼垂直放置时,飞行器头部脱体激波与帆板脱体激波会产生更强烈、更复杂的激波/激波和激波/边界层的干扰,在气动力和气动热的双重作用下要比水平放置时的太阳翼更快地被撕裂并脱离目标航天器。     

激波引燃冲压发动机一体化流场数值模拟

激波引燃冲压发动机是一种采用爆轰形式组织燃烧的吸气式高超声速飞行器动力系统。采用AUSMPW+迎风格式、氢氧7组分8步基于反应模型,在非结构网格离散域上求解二维多组分化学非平衡流Euler方程。采用发展的数值方法求解了激波引燃冲压发动机内外一体化流场,研究了台阶长度、斜劈尖角度对发动机流场结构和发动机性能参数的影响规律。计算结果表明,所发展的数值方法能用于激波引燃冲压发动机的一体化流场和性能预示计算;台阶长度和斜劈尖角度影响发动机流场结构和预混气体能量释放程度。推力和燃料比冲均随台阶长度的增大而增大,随斜劈尖角度的增大而减少。     

发动机/扩压器不同安装方案对高模试车启动过程的影响

某上面级发动机高模试车时,喷管扩张段外壁面某处出现了氧化烧蚀,针对此现象进行了高模试车时的启动过程数值仿真研究,结果表明:试验状态和两种改进方案下,喷管内和扩压器内的流场均在0.1 s已经达到稳定状态,其马赫数和静压等流场参数不再随时间的推进而变化; 发动机在启动过程中,喷管出口的高温燃气均会倒流进入真空舱; 试验方案...     

高超声速边界层转捩特性试验探究

通过在激波风洞中开展转捩试验,选取来流马赫数分别为6和8,单位雷诺数分别为4.1×10 6m -1 、2.6×10 7m -1 和4.4×10 7m -1 的来流条件,研究马赫数、单位雷诺数以及攻角变化对钝锥边界层和平板边界层转捩位置的影响。结果表明,攻角增大使钝锥迎风面和背风面边界层转捩位置均前移,使平板边界层转捩位置也前移;钝锥边界层在低马赫数时更容易转捩,平板边界层转捩受马赫数影响在攻角有差异时有所不同;单位雷诺数的增大促进转捩,但对于钝锥边界层而言,该参数增加到试验选定的上限时,转捩位置的变化并不明显;在转捩过程中平板边界层的脉动压力系数与热流具有相同的变化趋势。试验捕捉到了第二模态扰动。     

冷气推进器流场仿真和分析

采用Fluent软件对火箭姿态控制系统小推力冷气推进器的内流场进行了数值仿真,得到了流场压力与马赫数的曲线图。气流在推进器控制口达到音速,通过控制口后加速并相互撞击产生激波,流束相对集中,超音速流经过激波变成亚音速流;亚音速流在直管段扩张达到超音速,在收缩段受压缩减速,流束集中后再次扩张加速,喷嘴喉部气流略大于音速,但喷嘴扩张段内没有激波,推进器工作状态正常。仿真结果与高模试验结果相吻合。     

流体式高超声速可调进气道流动机理及工作特性分析

针对基于二次流控制的定几何高超声速可调进气道设计概念,给出了其具体的流道实现方案,而后通过全流道仿真分析,检验了该可调进气道在马赫数4~6范围内的可实现性,获得了其工作特性,并对弯曲激波后的总压损失特性、二次流的能量获取及消耗机制等流动机理进行了专门分析。结果表明：该流体式可调进气道能够依靠自身高压驱动二次流来实现对口部波系的调节,使进气道在低马赫数下的流量系数相对于常规定几何高超声速进气道提高24%以上,总压恢复提高7%左右,且最大二次流消耗量只占了进气道捕获流量的1.6%左右。另外,虽然弯曲激波的波后总压和马赫数分布表现出了一定的不均匀性,但是其平均总压恢复系数与相同倾角平面激波相比下降不大。二次流循环流动所消耗的机械能由外部外流剪切力做功补充,而二次流注入会使当地边界层的速度型变得瘦弱,形状因子增大。     

计算尖锥迎面干扰的一种新方法

本文从运动气流的二维激波动力学方程组出发,提出了一种计算平面运动激波和尖锥头激波迎面干扰问题的新方法。该方法可以计算穿透激波的强度和形状,马赫反射时三波点的轨迹,马赫杆的强度和几何形状,以及锥面峰值压力的大小。计算结果与数值模拟、其它计算方法以及实验数据进行了比较,结果表明本方法不仅精度较高,而且保持了简捷,省机时的优点。     

Transient analysis of counterflowing jet over highly blunt cone in hypersonic flow

Understanding the characteristics of various Counterflowing jets exiting from a nose cone is crucial for determining heat load reduction and usage of this device in various conditions. Such jets can undergo several flow regimes during venting, from initial supersonic flow, to transonic, to subsonic flow regimes as the pressure of jet decreases. A bow shock wave is a characteristic flow structure during the initial stage of the jet development, and this paper focuses on the development of the bow shock wave and the jet structure behind it. The transient behavior of a sonic counterflow jet is investigated using unsteady, axisymmetric Navier–Stokes solved with SST turbulence model at free stream Mach number of 5.75. The coolant gas (Carbon Dioxide and Helium) is chosen to inject into the hypersonic air flow at the nose of the model. The gases are considered to be ideal, and the computational domain is axisymmetric. The jet structure, including the shock wave and flow separation due to an adverse pressure gradient at the nose is investigated with a focus on the differences between high diffusivity coolant jet (Helium) and low diffusivity coolant jet (CO₂) flow scenarios.     

On the evolution of weak discontinuities in radiative magnetogasdynamics

A method of wavefront analysis is used to analyze the formation of shock waves in a two-dimensional steady supersonic flow past plane and axisymmetric bodies in radiative magnetogasdynamics. The gas is assumed to be perfectly conducting and to be permeated by a magnetic field orthogonal to the trajectories of the gas particles. The medium is taken to be sufficiently hot for the effects of thermal radiation to be significant, which is treated by the optically thin approximation to the radiative transfer equation. Transport equations, which lead to the determination of the distance at which the first characteristic could intersect with a successive one and also to conditions, which insure that no shock will ever evolve on the wave front, are derived. The effect of upstream flow Mach number and the magnetic field strength on the behavior of the wavefront are examined.     

飞行高度对高超声速钝锥边界层稳定性及转捩的影响

研究了飞行高度对高超声速钝锥边界层稳定性及转捩的影响。通过求解三维可压缩Navier-Stokes方程计算了来流Ma=6，半锥角为7°的钝锥在飞行高度20~40 km条件下的基本流场，利用线性稳定性理论（LST）研究了飞行高度对钝锥边界层流动稳定性的影响，最后采用e N方法进行了转捩预测。研究发现，随着飞行高度的增加，流向不稳定N s值和横流不稳定N cf 值均减小，由横流不稳定性引起的圆锥表面大部分区域转捩逐渐转变为流向扰动引起迎风面转捩横流扰动引起背风面转捩，继而横流扰动消失,流向不稳定波引起迎风面转捩。     

减压阀节流口流场仿真和分析

采用Fluent软件对火箭姿态控制系统减压阀环形节流口流场进行了数值仿真,得到了流场有关参数图形。减压阀节流口气体流场为非自由、紊动、冲击、壁面射流,气体在节流口达到音速,贴壁面高速射流出去后,相互撞击、压缩并撞击阀芯柱面产生激波,气流总压损失较大,建议采用等温过程进行特性计算。减压阀环形节流口后流场存在激波,总压并不守恒,目前通用的气流稳态流动力计算公式并不合适,应借助流场分析工具进行节流元件受力分析。