高超声速流场支杆射流减阻降热的流热耦合

为缓解高超声速飞行器头部面临的高温高压环境,针对支杆和逆向射流组合式减阻降热方案开展深入研究。基于有限体积法求解雷诺平均Navier-Stokes方程组,并采了切应力输运k -ω湍流模型模。采用共轭传热法求解固体热传导方程。结果表明:引入逆向射流将显著提高减阻降热性能。钝体头部阻力系数随着支杆长度增长显著降低,当支杆长径比从0.5增大至2.0时,阻力系数降低21%左右,而热流密度峰值几乎不受影响。提高逆向射流总压比能显著降低钝体头部壁面压力,但将逆向射流的附加阻力纳入考虑后,实际减阻效果反而变差。当逆向射流总压比从0.4升高至0.8时,钝体头部壁面热流密度峰值降幅达62.5%。通过共轭传热法分析表明,钝体头部结构温度随时间增长而显著上升,壁面热流密度峰值随着时间的推进而缓慢下降。     

双射流激波针在高超声速下的减阻降热特性

严酷的气动力和气动热环境是制约高超声速飞行器发展的两个重要因素,如何高效地降低高超声速飞行过程中的阻力和热流一直是设计者们追求的目标。为此,本文提出了一种结合后向射流和根部逆向射流的双射流激波针新构型。数值模拟研究发现：该构型能够利用后向射流产生的反作用力削减逆向射流附加阻力对减阻效果的影响,因此与无射流和单一射流方案相比,双射流激波针的流场结构显著改变,减阻降热效果极大提高。此外,增大激波针的长径比(L/D)有利于提高双射流激波针的减阻效果,但会使降热性能有所下降：在本文研究中,当激波针长径比从1增大到4时,结构的总阻力系数降低了71.9%,而钝体总热流增大了13.7倍。同时,增大射流总压比P_R可以显著降低壁面热流：当逆向射流总压比(P_R,o)或后向射流总压比(P_R,r)大于0.4时,钝体壁面的热流极低并开始出现负值;然而,阻力系数随P_R,o和P_R,r的变化趋势恰好相反,随着P_R,o从0.2增大到0.5,由于逆向射流附加阻力的影响,结构总阻力系数增大了6...     

超声速飞行器减阻盘与逆向喷流组合构型减阻防热性能研究

为降低超声速飞行器气动力和热载荷，采用数值方法对应用减阻盘与逆向喷流组合构型的钝体飞行器的气动性能进行了研究。首先，对仿真计算模型和数值计算方法进行了简要介绍。然后，进行了网格无关性校验和数值方法校验。最后，开展了仿真验证，分析了喷嘴直径比、减阻杆长径比、减阻盘直径比和逆向喷流总压比对减阻和防热性能的影响规律。研究结果表明：增加喷嘴直径比，减阻和防热效率均增大；增加减阻杆长径比，减阻和防热效率均先减小后增大；减阻盘直径比对减阻和防热性能影响不大；增加逆向喷流总压比可以显著改善防热性能，但会降低减阻效率。适当选取减阻盘与逆向喷流参数，最优构型可达到40.9%的减阻效率，同时防热效率达到72.2%。     

逆向喷流对双锥导弹外形减阻特性的影响

逆向喷流是一种主动流动控制技术，具有减阻降热特性，可用于高超声速飞行器设计。以典型双锥导弹外形的球头、单锥、双锥（全弹）为研究对象，将喷流发生器和弹体固连，采用CFD方法对逆向喷流的减阻特性进行了数值研究，对比分析了喷流马赫数、喷流压比等参数对不同对象减阻效果的影响。结果表明：逆向喷流流场存在长、短射流穿透两种模态；球头在小压比长射流模态时的减阻效果最佳；单锥和双锥在大压比短射流模态时的减阻效果更好。存在一个最佳压比，使得逆向喷流的减阻效果最佳；喷流压力过大，减阻效果变差，甚至出现阻力系数不降反增情形。逆向喷流减阻效果对控制体选取敏感，若将逆向喷流对头部的减阻特性（超过40%）直接推广至飞行器整机（6%左右），评估结果过于乐观。综合最佳减阻效果、最佳喷流压比、流量与所需储气瓶体积等影响因素，工程应用时逆向喷流应优先选用声速喷流。     

等离子体合成射流对钝头激波的控制与减阻

为了验证等离子体合成射流对超声速流动的流动控制和减阻效果,在考虑热完全气体效应的情况下,工程拟合等离子体热力学属性和输运系数,利用能量源项模型对超声速平板和球头等典型流场结构进行了数值模拟,并取得了与实验较为一致的结果。研究结果表明：对于马赫数为2的超声速平板流动,等离子体合成射流能有效干扰边界层的发展,并诱导产生一系列大尺度结构;对于马赫数为3的球头流场,等离子体合成射流能显著改变激波脱体距离与球头的阻力特性;在放电后第1个周期内,合成射流能使球头平均阻力降低6.3%,而在射流峰值情况下使阻力降低32.0%,激波脱体距离增加2倍,实现了激波控制和流动减阻的预期效果。     

二元收-扩喷管气动喉道控制数值模拟

设计了收敛段为圆转方段的二元收-扩喷管,对喉道面积气动射流控制方案进行了数值模拟,分析了喷管出口宽高比、落压比、射流角度对喉道面积和喷管性能的影响.结果表明:喷管喉道矩形截面宽边壁面附近的静压小于窄边壁面附近的静压,并且随着出口宽高比的增大,宽边壁面附近的静压逐渐减小,窄边壁面附近的静压逐渐增大;在同样的落压比下,出口宽高比增大,喉道面积控制范围(RTAC)、喉道面积控制效率(ETAC)增大,总压恢复系数减小;出口宽高比一定时,随落压比的增大,RTAC,ETAC先减小而后基本保持不变,总压恢复系数增大;ETAC随射流角度的增大而增大.     

利用二维平面和轴对称逆向喷流减阻和降低热流的计算研究

对近年来国内外学者在减阻和降低热流方面的工作做了简要回顾,并对带逆向喷流钝体的高超声速绕流流场进行了数值计算,对二维圆柱和球头物形的差异给喷流减阻和降低热流效能带来的影响进行了研究。结果表明逆向喷流对二维平面物形具有良好的减阻和降低热流作用,但对于轴对称的球头由于肩部流动再附处的强烈激波干扰,会形成热斑,其局部热流反而高于无喷流时的热流值,适当加大喷流压比可以避免激波在肩部再附区的干扰,达到降低表面热流的目的。本文认为在逆向喷流的研究中,采用真实维数的物形对于得到正确的研究结论是非常重要的。     

高超声速低温喷管横向射流混合反应过程的非定常数值模拟

基于混合RANS/LES (Reynolds averaged Navier-Stokes/large eddy simulation)方法模拟了高超声速低温(HYLTE)喷管倾斜入射横向射流的非定常混合反应过程,研究了不同副喷管喷射角和副喷管间距对射流穿透、混合以及总压损失的影响.计算表明,射流穿透深度和混合程度随着副喷管喷射角的增大而增大,但是总压损失也随之增大;副喷管间距增大,燃料射流的穿透深度增大而且总压损失略有减小,但反转旋涡对(CVP)的集中会造成射流与来流的接触面积减小,侧面混合变差.因此优化副喷管喷射角和间距对于提高HYLTE喷管混合性能乃至激光器光学性能都十分重要.通过模拟HYLTE喷管和光腔耦合区域的12组分23方程的反应流场发现,在中心线附近有较强的小信号增益系数,混合RANS/LES相比RANS方法更能反映流场变量的细节变化.      

基于涡流发生器原理的先进旋涡燃烧室燃烧特性研究

为了研究基于涡流发生器(VG)射流原理的先进旋涡燃烧室(AVC)燃烧及流动性能,对不同射流参数(射流前倾角α、侧倾角β、射流孔径D及射流比R)时燃烧流场进行了数值模拟。结果表明,基于涡流发生器射流原理的AVC性能优于传统射流AVC。增大α及β,可以提高燃气掺混率,增大凹腔中心湍流度,并使更多的热能转化为燃烧室出口动能,但是总压损失明显增大。增大侧倾角β可使凹腔内高温分布更均匀。随着射流孔径D及射流比R的增大,燃烧室整体温度分布先增大后减小。当α=60°,β=60°时燃烧室能够在贫燃条件下实现高温、低压降、低污染的稳定燃烧。     

稀薄流高超声速钝化前缘逆向射流流场特征研究

为准确预测稀薄过渡区逆向射流对稀薄大气的干扰流动特征，本文采用直接蒙特卡洛算法（DSMC），在自由流马赫数为7的情况下，对稀薄流中逆向射流干扰下的高超声速流动进行了数值模拟。计算中考虑了60～90 km高度的典型大气环境，研究了压比和自由流克努森数对压力、剪切力和热流密度的影响规律。结果表明，逆向射流改变了流场结构，且具有明显的热防护性能，但减阻效果不明显。逆向射流对高超声速稀薄来流的影响随压比的增加明显增强，形成的马赫盘大小也随之增加。高度的增加伴随稀薄效应不断增强，自由流克努森数增大，导致弓形激波厚度随高度增加而增加，壁面处的回流区范围不断减小至消失。这项研究初步揭示了稀薄流中逆向射流/高超声速流动相互作用的机制。