前缘钝化对高超声速舵面气动/热特性影响研究

利用雷诺平均Navier-Stokes方程研究了高超声速舵面前缘半径对气动力/热特性的影响规律。根据高超声速热流计算中对壁面网格的要求,生成了适合于热流计算的结构化网格。首先以圆柱和钝双锥高超声速的粘性绕流数值模拟为例,验证了网格生成方法的可靠性和计算方法的正确性。在此基础上,以六边形翼型为基准开展了高超声速下舵面的前缘半径对升阻特性和热流密度的影响规律研究。研究表明,增加前缘钝化半径可有效降低热流密度峰值,热流密度峰值随着前缘半径增加先急剧下降,而后渐趋平缓;升力系数随前缘半径的增加呈近线性减小趋势,阻力系数随前缘半径的增加呈近线性增加趋势。研究结果可为高超声速舵面设计提供定量参考依据。     

高超声速二维钝楔边界层参数分析

为了指导二元高超声速进气道型面设计,基于两类高超声速二维钝楔外形,采用高精度CFD方法计算了四种典型工况下二维钝楔边界层参数,分析了前缘半径、壁面温度、压力梯度对边界层参数的影响,得出了边界层位移厚度、边界层总压恢复及壁面压力梯度沿流向的变化规律。研究表明,前缘半径及壁面温度对边界层参数影响较大,在两者一定的情况下,逆压梯度使边界层位移厚度增速放缓,顺压梯度会使边界层位移厚度快速增长。     

一种无烧蚀自适应的减阻防热新方法研究

为了解决传统激波针方法在高超声速实际应用中存在的问题,结合逆向喷流方法以及激波针方法,提出了一种无烧蚀自适应的高超声速减阻防热新方法一可伸缩姿态自调整喷流激波针方法(TSAJS).通过数值模拟的方法,针对不同L/D参数的TSAJS外形,对不同攻角、来流马赫数以及喷流马赫数状态下的流场结构、壁面压力和热流分布以及阻力系数等进行了对比研究.结果表明,TSAJS方法在有攻角状态仍然能够有效降低外形的阻力以及壁面热流,L/D为1的TSAJS外形可使壁面热流峰值及阻力系数均降低65％左右.在喷流作用下,TSAJS方法还可避免激波杆头部直接暴露于来流而产生严重的气动加热,从而不需要再特别考虑激波针的防热问题.     

壁面催化对高超声速飞行器气动特性影响

针对高超声速流动中的高温真实气体效应,采用数值模拟求解三维N-S方程的方法研究了壁面催化对高超声速飞行器气动特性的影响规律。研究发现:对于文中所选两类高超声速飞行器———大钝头CEV再入飞行器和仿HTV2高升阻比升力体飞行器,壁面催化对表面压力影响均较小,对剪切应力的影响在飞行器不同部位表现不同:在头部和前缘等强压缩区域,壁面催化对表面剪切力影响明显,在大面积和背风区位置,壁面催化对表面剪切力影响微弱。这是因为壁面催化使得具有更大惯性的大分子气体在近壁处聚集,从而导致更高的速度梯度。由于大钝头外形波阻在整体气动特性中占优,而高升阻比外形头部强压缩区域面积较小,头部强压缩区域剪切力对整体气动特性贡献较小,最终体现为壁面催化对整体气动力影响微弱。     

有限催化对返回舱气动热环境影响

基于给定催化效率的方法,发展了包含离子组分的有限催化边界条件,并结合多组分化学非平衡N-S方程数值求解,建立了有限催化条件下的高超声速飞行器气动热环境计算方法。采用不同催化效率对返回舱外形典型再入工况气动热环境开展了计算分析,研究了壁面有限催化对该返回舱气动热环境的影响规律。结果表明:壁面催化效率对返回舱气动加热影响显著,采用低催化效率壁面材料可有效缓和返回舱气动热环境;扩散热流相对传导热流对壁面催化效率更加敏感,是影响气动热的主要机制,但热流并不随催化效率增加而线性增大;壁面有限催化对气动热的影响不仅与壁面材料催化效率有关,也与流场离解电离程度、壁面密度、温度等当地流动参数相关。     

网格对高超声速钝头体表面热流数值模拟结果的影响

高超声速钝头体热流的精确预估，对高超声速飞行器热防护的设计具有重要意义，而网格划分尺度对预估飞行器表面热流精度具有重要的影响。应用理论分析及数值模拟方法，提出了一种基于壁面网格雷诺数及基于钝体特征长度的来流雷诺数网格划分方法，并给出了壁面网格雷诺数的取值范围。应用所提出的网格划分方法，对不同来流条件的高超声速半圆柱及球头表面热流进行了数值模拟，结果表明，应用所提出的网格划分方法，及给出的可供参考的壁面网格雷诺数的取值范围划分网格，在满足高超声速钝体表面热流精度要求的同时，有利于网格合理分布并提高数值计算效率。     

乘波体构形的一种热防护方案

对乘波体构形气动力与气动热的折衷设计进行讨论。通过分析乘波体构形与传统高超声速外形所处流场的差异以及壁面催化和流动状态对两种外形的气动热环境的不同影响,结合当前的材料与热防护技术,考查乘波体构形在基本保证气动力设计要求的基础上将前缘钝化后采用可重复使用热防护方法如辐射等进行长时间高超声速飞行的可能性。采用无粘-边界层方法计算了一个乘波体的折衷外形所受的气动热环境,在此基础上对外形作气动热防护分析。结果显示,乘波体构形进行气动力与气动热折衷设计后,是可以满足进行长时间高超声速飞行要求的。     

超声速/高超声速边界层转捩后期流场的模态分析

将动力模态分解(DMD)方法应用到超声速和高超声速边界层转捩后期的流场分析中,通过获得流场主要的相干结构和对模态的重构,研究了相干结构与壁面阻力和热流的关系。结果表明超声速和高超声速边界层转捩的流场结构存在明显差别。超声速转捩流场由低频流向涡的模态主导,这些模态对转捩后期的壁面阻力和热流有重要贡献;高超声速转捩流场中存在多个不同量级频率的模态,在DMD频谱上表现为多个不同的分支,通过对不同分支能量最高的模态进行考察,我们发现低频模态的结构为流向条带,高频模态的结构为二维扰动波,这些模态对壁面阻力和热流的影响与模态的结构形式类似。     

高超声速飞行器前缘主动冷却影响因素

主动冷却技术是目前高超声速飞行器发展的重点方向,对不同的主动冷却方式进行组合可实现优势互补,能为承受热流密度极高的飞行器前缘提供有效的热防护。以高超声速飞行器前缘气膜-发散组合冷却结构为研究对象,建立CFD数值计算模型,研究来流攻角为0°、4°和12°时对组合冷却效果的影响,对不同前缘上楔角构型的组合冷却效果进行分析。结果表明,攻角的出现使前缘模型上下半段的温差增大,上下壁面的温差最高可达639.2 K,攻角的改变通过影响外壁面压力的分布来影响结构中冷却剂的流量分配。增大前缘上楔角会使冷却剂向多孔介质下游输运的距离减小,外壁面温度与上楔角之间呈现近似线性增长的趋势。     

风洞气动热试验外推关联参数初步研究

介绍了Φ0.3m高超声速低密度风洞与Φ2m激波风洞的试验设备、测试仪器、试验模型和气动热推导方法。在马赫数M=10的试验条件下,通过流态划分参数、粘性干扰系数、总焓与壁面焓差、激波前后的密度比、壁面温度等关联参数,对高超声速带翼飞行器迎风中心线热流外推到实际飞行的方法进行了探讨。     

稀薄流航天器鼻锥迎风凹腔气动力和气动热性能研究

本文采用直接模拟蒙特卡罗(DSMC)方法,对高超声速稀薄流中航天器鼻锥迎风凹腔气动力与气动热性能进行了数值研究。得到了鼻锥外壁面、凹腔侧壁面以及凹腔底面的热流密度分布,分析了不同凹腔深宽比对鼻锥冷却效率以及凹腔腔体内气体参数的影响;以深宽比为1的凹腔为基准,研究了凹腔唇口钝化半径对航天器气动热与气动力的影响。数值结果表明,高超声速稀薄流中迎风凹腔能够降低鼻锥外壁面的热流密度;当凹腔深宽比达到1之后,凹腔侧壁面热流变化趋于一致,热流密度最低点的轴向位置不随深宽比改变,且凹腔底部热流很小;凹腔近底部气体均由稀薄流转化为连续流,腔内气体压力不断振荡;唇口钝化没有明显优势,虽然可以降低鼻锥峰值热流,但是会带来严重的气动力性能下降。     

凹腔尺寸对迎风凹腔与逆向喷流组合热防护系统性能的影响

针对高超声速飞行器热防护系统(TPS)的设计,对迎风凹腔与逆向喷流组合热防护系统展开研究.在数值方法实验验证的基础上,通过求解Navier-Stokes方程得到了带组合热防护系统的鼻锥的流场结构以及壁面热流分布.验证了组合热防护系统的有效性.在逆向喷流条件不变的情况下,进一步研究了凹腔的尺寸变化对其防热能力的影响.研究发现:凹腔的直径越小,深度越深,气动加热值越低.自由来流与逆向喷流形成的回流区在减少鼻锥的气动加热上起到关键的作用.相对于凹腔深度的变化,鼻锥壁面的气动加热更敏感于凹腔直径的变化.      

高速飞行器防热减阻新概念构型的气动性能

提出了一种高速飞行条件下兼具防热减阻的凹腔槽道气动构型,建立了凹腔深宽比为1,槽道高度分别为0、10、20、30、40 mm的凹腔槽道构型,以及槽道入口高度固定为30 mm,出口高度分别为35、40、45、50 mm的扩张型凹腔槽道构型。采用求解Navier-Stokes（N-S）方程方法进行计算,获得了不同算例的鼻锥外壁面热流密度分布以及构型阻力系数的变化情况,分析了凹腔槽道构型参数对气动热与气动力性能的影响。数值结果表明凹腔槽道构型能够达到预期的防热减阻效果。较优构型（槽道进出口高度比为30/50）的防热率与减阻率分别达到40.1%和16.8%。槽道高度越高,减阻效果越好,但防热效率降低。相较于平直型凹腔槽道,扩张型凹腔槽道构型能够在保证防热率不变的情况下显著提升减阻性能。      

稀薄流区高超声速飞行器表面缝隙流动结构及气动热环境的分子模拟

针对高空稀薄流区的高超声速飞行器表面缝隙或缺陷结构导致的局部气动加热问题,采用直接模拟Monte Carlo(DSMC) 方法研究了70、75、80km和90km等4个飞行高度下稀薄流区高超声速缝隙流动问题,考虑稀薄气体效应和三维效应对缝隙内部流场结构和热流的影响。结果表明:上述飞行高度下,外部流动的分离和再附在缝隙内部形成一个充满腔体的单涡结构;稀薄气体效应对缝隙内部流动结构和壁面热流影响明显,随着高度的增加,主涡涡心上移,其形状逐渐变得“扁长”,右上角逐渐变尖,热流越来越集中分布于缝隙下游侧面的顶部区域;三维缝隙效应阻碍来流气体分子进入缝隙,导致主涡涡心上移,二维缝隙假设会高估缝隙表面的热流。      

Maxwell气固相互作用模型对稀薄高超声速凹腔绕流流动特征和热环境的影响

针对高空航天飞机等再入飞行器表面缺陷或防热瓦缝隙导致的局部压力过高和气动加热问题,采用直接模拟Monte Carlo （DSMC）方法研究了飞行高度为80 km的稀薄流区高超声速凹腔绕流问题,考虑气固相互作用（GSI）模型对凹腔流场特征和表面压力、热流的影响。结果表明：稀薄流条件（80 km）下,GSI为完全漫反射时,在凹腔前缘分离的剪切层再次附着在后缘,在凹腔内部形成一个充满腔体的单涡结构;随着GSI从完全漫反射向镜面反射变化,气体与凹腔表面之间的切向动量交换减弱,即黏性剪切作用减弱,外部气流被卷入凹腔的程度减弱,导致涡结构不断减小直至消失,凹腔底部逐渐出现所谓的"死水区"。与完全漫反射相比,镜面反射或近镜面反射会导致凹腔上游侧面的峰值压力和峰值热流以及下游侧面的峰值压力剧烈增大,在飞行器设计中,应特别留意上述表面的压力载荷和热载荷。     

容器单元表面热辐射率对吸热蓄热器的影响

吸热/蓄热器是空间太阳能热动力发电系统关键部件之一,主要作用是吸收太阳入射热流和蓄热。由于吸热/蓄热器内换热管各容器单元表面温度不同,热流通过热辐射重新分布,所以容器单元的表面热辐射率将很大的影响吸热器的热性能。通过太阳能热动力发电系统吸热器腔体辐射模型,结合换热管的传热模型计算吸热器的传热过程。计算得到了两种典型的换热管表面热辐射率下吸热器的能量损失、工质吸收能量、换热管最大温度,工质出口温度等结果,进行了比较分析,说明了表面处理对于吸热器热性能的重要性。计算结果可以用于吸热器的设计。      

飞行器鼻锥凹腔-发散组合冷却数值模拟

尖锐鼻锥冷却方案是可复用式航天飞行器研究领域一个十分重要的课题。传统发散冷却虽然可以有效降低鼻锥结构温度,但是由于驻点外极高的热流、压力,会出现驻点冷却效果差的问题。迎风凹腔结构是一种针对鼻锥驻点区域的减阻防热方案,尖锐唇口的分流作用可以使附近压力、热流降低。因此,提出一种新型冷却结构——凹腔-发散组合冷却,利用迎风凹腔结构对驻点的强化冷却解决发散冷却中驻点难以冷却的问题。以楔形鼻锥为物理模型,对发散冷却、迎风凹腔结构和凹腔-发散冷却3种冷却结构进行数值模拟,并和无冷却的纯鼻锥结构进行对比。结果表明,与传统发散冷却相比,使用凹腔-发散组合冷却可以使结构温度峰值下降16.8%;与没有冷却的纯鼻锥模型相比,鼻锥头部圆弧段表面平均温度降幅可达64%,证实了这种新型冷却结构的可行性和高效性。     

旋转盘腔盘缘热流密度的敏感性分析

为保证涡轮盘满足适航规章的安全性要求,采用单向流固耦合数值方法,研究了转静系旋转盘腔以基比切夫数表示的盘缘加热热流密度的变化对冷却效果的影响,并依据旋转盘腔冷却问题的工程评价体系对旋转盘腔的冷却效果进行评价。研究结果表明:基比切夫数的变化对于旋转盘腔的流动结构和流动阻力基本没有影响,对盘面的换热效果影响也较微弱,仅引起转盘迎风面热流密度和温度的改变。同时,温度分布的改变导致了与温度梯度紧密相关的热应力水平发生变化。随着热流密度的增加,转盘整体应力水平上升,并且盘缘附近区域的等效应力提高的幅度大于中心区域。当基比切夫数高于临界值后,最大等效应力值从转盘中心转移到盘缘。基比切夫数的变化能够从部件承受能力和实际使用载荷两方面对涡轮盘的失效概率产生较大影响,因此,在涡轮盘腔的设计阶段,需要考虑基比切夫数对涡轮盘安全性的影响。     

高速稀薄流域防热减阻概念构型气动性能

为探究高速稀薄流流域凹腔槽道的气动特性,采用直接模拟蒙特卡罗(DSMC)方法,建立了凹腔深宽比为1,槽道高度分别为0、10、20、30、40 mm以及基准高度为20 mm的唇口钝化半径为2～20 mm的凹腔槽道构型,获得了不同算例的气动热系数和气动力系数的变化情况,分析了不同槽道高度以及不同唇口钝化半径的凹腔槽道构型对...     

热边界对封严篦齿性能影响的数值计算

为了解热边界对封严篦齿的流动特性的影响,本文采用标准k-ε模型QU ICK格式、非结构化网格和S IM PLE算法,数值模拟了模化的热态封严篦齿的流动特性。求解了速度场、温度场和压力场,分析了流场特性。计算结果表明:不同压比下,热边界热流增加泄漏减小,增强了封严效果。热流密度对泄漏系数的影响规律基本呈线性变化关系。热量传递的不均匀性会导致篦齿腔内出现小旋涡,也增强了封严效果。小旋涡出现位置和旋涡大小与热边界端面的传热量和封严段前后压比有关。