曲面激波诱导斜爆轰的数值模拟

为了研究恰当比预混氢气-空气斜爆轰流场的波系结构和流动特征，基于带化学反应的Navier-Stokes方程，对弹头及楔穿越预混气体时诱导的斜爆轰进行了数值模拟。对流项的离散采用Steger-Warming格式，时间项采用二阶Runge-kutta方法。结果表明，对于弹头：（1）在亚爆轰条件下，能够模拟氢气-空气预混诱导爆轰流场的精细结构；（2）在超爆轰条件下，通过精细调整网格，能够很好地分辨强烈耦合的激波和燃烧波，且与Lehr实验吻合良好。对于楔结构：捕获到了清晰的三波点及其复杂精细的斜爆轰流场结构，预测的诱导燃烧距离、激波角和斜爆轰角与实验吻合良好；通过对流场波系结构变化过程的研究，获得了流场三波点随时间的演化过程。     

一种混合格式的构建及其在多尺度流动中的应用

面向非定常湍流数值模拟方法精度提升问题,构建了实用的矢通量分裂(FVS)形式高阶精度混合格式。该格式平滑区具有五阶精度线性紧致格式的高分辨率特证,而强间断和强梯度区呈二阶耗散型格式特征,进而保证全流场计算的稳定性。基于所建立的混合格式开展有限体积大涡模拟(LES)计算,将其应用于三维高Reynolds数非定常湍流预测中。结果显示,所建立的数值格式能够可靠预测湍流多尺度涡结构特征,且计算量小,具有较高分辨率和鲁棒性。     

超燃进气道激波/湍流边界层干扰

针对超燃进气道湍流边界层/激波干扰引起的分离问题,采用基于5阶WENO数值格式的大涡模拟(LES)方法开展流场湍流非定常预测,旨在分析进气道湍流化技术实现进气道起动的可行性。研究表明,平板激波/湍流边界层干扰(STBLI)问题,LES方法能够清晰、可靠预测反射、分离激波形成过程及激波与充分发展湍流边界层的相互干扰,定量结果与试验一致;进气道研究方面,层流状态下,激波干扰产生强分离,导致进气道堵塞,而采用湍流化控制后试验和计算均表明流场分离明显减小,流场稳定且无明显堵塞现象,进气道可以起动,总压恢复系数达到要求,该结果表明,利用强湍流化减弱分离,实现进气道起动思想是可行的。      

超燃冲压发动机燃烧室的燃烧特性

以一种低内阻光滑通道煤油超燃冲压发动机燃烧室为应用背景,采用有限差分法对燃烧室超声速流场进行了数值模拟.对流项采用3阶WENO(weighted essentially non-oscillatory)格式,湍流模型为SST(shear stress transport)k-ω模型,煤油(C12H23)/空气反应模型采用单步化学动力学模型.将燃烧室中沿侧壁的壁面静压的计算结果与实验结果进行了对比,结果符合良好,说明该算法适用于煤油超燃燃烧室计算.研究了燃烧室来流静温、燃料/空气当量比和射流位置对煤油超声速流动与燃烧的影响.计算结果表明:燃烧集中在安装喷嘴一侧的壁面边界层附近,点火位置对当地静温非常敏感.随着来流静温降低、燃料/空气当量比减小和燃烧室扩张角增大,燃烧效率降低,燃烧性能下降,点火位置逐渐向燃烧室出口移动,燃烧放热形成的激波串结构消失.在燃烧室上、下壁面交错布置燃料喷嘴有利于提高燃烧效率.基于此,初步获得了光滑通道燃烧室内煤油点火燃烧的临界条件.     

空间飞行器在火星再入环境下的气动力特性

面向未来空间飞行器工程设计的需要,针对火星再入环境,发展类探险者号外形在不同火星轨道点的气动力特性预估方法。连续流区采用Navier-Stokes方程数值解,自由分子流区采用工程计算方法,并通过桥函数预估过渡流区的气动力。以地球大气再入环境的计算结果验证了算法的有效性,进而在火星再入环境下,数值分析了空间飞行器的气动力及其绕流流场的特性。     

超燃冲压发动机性能预测工程方法

基于一维流体动力学守恒关系模型和燃烧化学平衡流动假设,建立了超燃冲压发动机内推力、比冲与尾喷管出口压力的关联式,消除了以往实验中存在的超燃冲压发动机性能评估的困难。利用该关系式对超燃冲压发动机燃烧室实验模型推力增益进行了计算,通过与实验测量值的对比,校核了燃烧效率。对配合现有燃烧室模型、进气道和尾喷管的一体化发动机推力性能进行了评估,获得了发动机内推力系数、比冲与尾喷管出口压力关系曲线,为超燃冲压发动机性能快速评估和优化设计提供依据。     

临近空间高速飞行器微量气动力试验及计算

针对临近空间大气环境微量气动力风洞试验准确测量需求，研制了微量天平测力系统，实现了微量天平的结构设计和静态校准。采用钝锥简单外形进行试验验证，并对三角翼升力体复杂外形做了探索，结果表明：钝锥外形验证试验中，3次试验时天平各载荷单元的气动数据重复性精度均优于4.8%；探索试验中，三角翼升力体外形采用该风洞目前能达到最低密度状态，试验结果表明：该微量测力天平在极限状态下表现较好。在此基础上，利用数值计算方法对上述外形进行模拟，并将模拟结果与试验结果进行对比，表明数值计算得到的钝锥和三角翼升力体的气动力均与微量天平测力结果吻合较好；对于简单钝锥外形，在其试验条件下，钝锥表面压阻远高于摩阻；对于三角翼升力体外形，其试验条件下环境大气更加稀薄，三角翼表面摩阻占比与压阻相当。     

吸气式飞行器进气道唇口三维激波/激波干扰

对吸气式飞行器进气道唇口处三维曲面激波/弓形激波干扰流场进行数值模拟,利用典型三维气动干扰试验对采用的数值计算方法进行验证。利用拼接网格技术及逆距离加权插值方法获得入口处流场的非守恒变量,作为激波干扰研究的入口边界条件。数值模拟表明,唇口处激波干扰流动的三维效应十分显著,曲面激波与弓形激波产生斜交,尽管唇口前缘半径很小,但Edney提出的6类激波干扰类型可能沿唇口展向方向同时存在；第Ⅲ和Ⅳ类激波/激波干扰的诱导使得唇口热流分布异常严酷；激波相交处形成斜向“伤疤”状局部高热流条带,峰值热流达到参考热流的4~6倍,可能引起唇口结构的局部烧蚀或破坏。      

真实气体效应对等离子体鞘套及电磁参数的影响

针对高速飞行器高超声速飞行环境，建立了热化学非平衡流动数值模拟技术，并对计算方法的可靠性进行了验证，接着开展了真实气体效应对飞行器等离子体鞘套及其电磁参数的影响规律分析。结果表明:飞行器物面中心线等离子体密度峰值与飞行试验符合良好；对于碰撞频率，沿滞止流线，双温模型以及Park反应模型对等离子体碰撞频率的影响趋势是一致的；对于相对介电常数，除激波附近，流场其他区域的实部接近1，激波附近小于1，虚部沿滞止流线逐渐升高；双温模型以及Park反应模型对相对介电常数实部和虚部的影响趋势是一致的。