尾部喷流对飞行器阻力影响的数值模拟分析

底阻在弹类飞行器阻力中占比较大,准确预示底阻对于弹类飞行器飞行性能评估至关重要,而发动机尾部喷流对底阻影响明显。采用基于雷诺平均Navier-Stokes方程的流场仿真方法研究了飞行器底部发动机喷流和外流干扰流场特性,主要分析了喷流对飞行器阻力的影响。飞行器安装了两台推力可调的液体火箭发动机,发动机在不同飞行工况下采用不同推力工作。分别研究了亚音速、跨音速和超音速典型飞行工况下弹体底部无喷流状态、单喷管喷流状态和双喷管喷流状态时,飞行器阻力变化情况。结果表明:不同马赫数下,发动机喷流对底部阻力影响情况基本一致,与无喷流情况相比,当发动机工作时,无论单喷管喷流还是双喷管喷流状态,底部发动机喷流引射效应明显,弹体阻力系数明显增加。     

发动机喷流对飞行器底部流动影响数值模拟

针对发动机燃气喷流对底部流动的影响开展研究。建立冷喷与热喷计算方法，与经典的高压空气尾喷管喷流试验数据进行了对比，验证了本文建立的三维喷流方法的可靠性。对本文选用的飞行器外形采用冷喷与热喷方法开展了对比计算并与飞行试验值进行比较，分析了两种方法结果的差异。采用热喷方法对来流马赫数 2.5 ，不同飞行高度及喷管进口总压开展计算，研究飞行高度及喷管进口总压对发动机喷流及底部流场的影响。结果表明，保持飞行高度、来流马赫数不变，喷管进口总压增加，底部压力系数逐渐提高。燃气质量浓度最大值位于底部空腔的壁面处，且保持一个恒定值。保持喷管进口总压、来流马赫数不变，飞行高度增加，喷流高速区向后移动且中心区最大马赫数增加。在一定飞行高度下，底部压力系数由负转正，即飞行器底部会出现正推力，这对飞行器的射程会产生重要影响，需要提前评估。     

固体火箭发动机喷流中电子密度的实验研究

研究如何利用固体火箭发动机工作产生的非均匀等离子体喷流流场,改变飞行器的目标光电特性是导弹等飞行器突防的一个重要课题.对此进行了一些初步的探索性实验,获得了两种不同固体火箭发动机喷流流场电子密度的有关数据,其中双基推进剂约为109cm-3量级,复合推进剂10^10～10^11cm^-3量级.试验表明,将固体火箭发动机作为等离子体发生器是一种行之有效的方法,可以获得需要的电子密度值.     

轨控喷流干扰气动—运动一体化非定常数值模拟

针对运动条件对反作用控制喷流控制气动干扰的影响,基于雷诺平均N-S方程,建立非定常气动--运动一体化方法,通过计算流体力学（CFD）/刚体动力学（RBD）耦合求解,对一种采用轨控喷流直接力控制的锥柱裙外形进行了数值模拟,研究了干扰流场结构、力和力矩与飞行器状态随时间变化特性,分析了运动非定常计算和定常计算的对比结果以及外流参数（马赫数,攻角等）变化对气动运动特性的影响。研究结果表明：轨控喷流使飞行器运动时存在强烈的非定常特性,定常计算的法向力放大系数和干扰俯仰力矩大于运动非定常计算结果。     

钝体前缘喷流热防护数值分析

高超声速飞行器飞行过程中面临严重的气动加热,将导致飞行器结构在高温作用下发 生破坏,因此必须采取必要的热防护措施。反向喷流热防护因具有可重复使用和防热效果好 等特点,适合用在未来的可重复使用航天器中,尤其适用于锐边缘结构的热防护。但反向喷 流的加入,使流场变的非常复杂,增加了飞行器壁面热流预测和气动力计算的难度。本文在 已有试验基础上数值模拟了反向喷流流场,模型为前端带喷口的钝头结构,自由来流马赫数 为3.98,反向喷流与自由来流的总压比分别取0.4、0.6和0.8。数值结果与试验结果拟合良 好,初步揭示了喷流热防护的防热机理,并在此基础上,定性分析了给定喷流秒流量下喷流 控制参数对降热效果的影响。
     

高超声速飞行器激波控制减阻技术

针对高超声速飞行器巨大的激波阻力，采用数值方法研究了由钝头体、气动杆和侧向喷流构成的组合模型的减阻性能。侧向喷流将弓形激波推离气动杆，组合模型的再附激波明显弱于传统气动杆模型，其阻力系数比气动杆模型低了33.52%，从而验证了本文组合模型优异的减阻效率。进行了组合模型的影响因素分析，随侧向喷流总压比和气动杆的长度的增加，再附激波强度减弱，减阻效率升高，但减阻效率的变化速率逐渐减小。随喷口位置向下游移动，再附激波逐渐增强，减阻效率降低，且减阻效率的变化速率逐渐增加。此外本文还研究了以上参数对流场结构及钝头体压力峰值位置的影响。     

水下航行体减阻技术综述

空/水跨介质飞行器经空中飞抵目标水域后高速入水，对目标实施快速打击，具有隐蔽性好、突防能力强等特点。但在水下航行中，固/液界面阻力及绕流流场变化等问题严重影响了航行速度与稳定性。减小航行体表面阻力干扰、流场优化是保障水下高速稳定航行的关键。旨在探讨适用于水下高速航行体的表面减阻与流场优化方法，对表面微结构减阻、超疏水表面减阻、超空泡减阻和微气泡减阻４种最具代表性的固/液界面减阻技术进行论述，分析各种减阻技术的机理与应用可行性，探讨适用于水下高速航行体的减阻技术发展方向。     

钝头飞行器高超声速侧向喷流干扰流场特性研究

采用数值模拟方法求解N-S方程,对高超声速钝头飞行器绕流与侧向喷流干扰流场中的流动分离和旋涡特性,及其对喷流干扰区压力分布的影响进行了研究。在中小攻角时喷口前存在干扰引起的主分离涡和二次分离涡,喷口前拐角处还存在另一个调和主分离和喷流的第三个马蹄涡,大攻角时这三个马蹄涡消失,干扰规律与中小攻角不同;表面流谱中小攻角时为典型的双分离线和双再附线结构,主分离和二次分离为典型的闭形分离,大攻角时主分离非常靠前,且为鞍、节点结合的开式分离结构,干扰区内的分离为横向分离流动;不同的干扰流场结构导致中小攻角时主分离激波和喷流弓形激波在压力分布产生两个峰值,主分离马蹄涡和喷口前拐角处马蹄涡则产生两个波谷,随攻角增大分离区扩大,波峰和波谷都前移,峰值下降,大攻角时喷口前马蹄涡消失,压力波谷也消失,实验压力分布也从某种程度上验证了大攻角干扰流场特性与中小攻角差别的合理性。研究表明,在不同的攻角状态下高超声速钝头飞行器绕流与侧向喷流干扰流场分离和旋涡特性有很大的差别,引起喷流干扰区压力分布的明显不同,必然导致对喷流控制效率的严重影响。     

宽速域变构型高超声速飞行器气动特性研究

为解决高超声速飞行器在低/跨/超声速时气动特性不佳的问题,实现水平起降、跨速域飞行的目标,设计了一种宽速域变构型高超声速飞行器。采用数值计算的方法对飞行器的低速、超声速和高超声速气动特性和典型流场进行了研究分析,得到了升力系数、阻力系数和升阻比随攻角和马赫数的变化规律。结果表明,飞行器在低速和高超声速时的气动特性较好,最大升阻比分别为15.37和4.08,低速时连接翼提供了高升力,高超声速时乘波效果显著;超声速时,阻力系数和升阻比受马赫数影响较大,最大升阻比为4.8。数值计算的结果表明飞行器在全速域范围内气动特性较好,在保证高超声速良好气动特性的前提下,提升了低/跨/超声速性能。     

塞式喷管侧向喷流仿真研究

随着快速、准确等控制要求的提高,越来越多的飞行器采用了直接侧向力控制技术,这对飞行器本体及喷流装置均提出了更高要求,是先进飞行器气动设计中的关键技术之一。参考美国NCADE方案中的塞式喷管控制发动机结构进行了侧向喷流干扰流场的数值仿真研究,并与常规拉瓦尔喷管进行了对比,分析了两种喷管干扰流场结构及性能的异同,为相关研究提供借鉴。