飞行器级间段跨声速脉动压力特性试验

通过脉动压力风洞试验测量，对比分析了跨声速（马赫数介于0.75~1.2）不同锥角和锥长大小的级间段对锥柱外形飞行器局部脉动压力的影响规律。结果表明，肩部脉动压力主要由以低频为主导的激波振荡所致，能量集中在100 Hz左右的窄带区间，且表现为随着马赫数增加，脉动压力系数峰值先增大后减小，并随着肩部激波的后移而不断向后推移。此外，通过对比分析5种不同锥角模型（10°、12.7°、15.3°、20°、25°）的脉动压力系数最大值发现，随着锥角的增加，脉动压力表现出当锥角小于15°时先平缓增加，随着锥角增大脉动压力系数增加幅度进一步加大的趋势。对比分析不同锥长模型的结果发现，锥长对局部脉动压力的最大峰值几乎没有影响，影响的只是脉动压力在肩部作用区域的大小以及峰值出现的马赫数范围，且表现为锥柱级间段越长其作用范围越大，对应于峰值的马赫数区间越宽。     

上游激波干扰时斜激波串受迫振荡特性实验研究

为了研究斜激波串在与上游激波相互干扰时对下游周期性扰动的响应特征,在来流为马赫数2.7的直管道上游设计了一种等宽度斜楔,在下游中心截面位置安装了旋转的椭圆凸轮,以产生类正弦形式的周期性反压扰动,采用了动态压力测量、高速纹影和粒子图像测速技术等手段进行了试验。结果表明:内置斜楔在管道内产生入射激波、分离激波、膨胀波、再附激波和激波诱导分离等复杂背景流场,在分离区附近形成有顺压梯度和逆压梯度的区域。下游产生的正弦形式的周期性扰动会沿着边界层亚声速混合区域逆流前传,引起壁面压力脉动和斜激波串的周期性振荡运动,振荡频率与反压扰动频率相同。在管道内均匀流场中,斜激波串受迫振荡运动的幅值随着反压扰动频率的增加而逐渐减小。在内置斜楔的管道中,斜激波串受迫振荡运动的幅值大大减小,而且随着反压扰动频率的增加基本保持不变。以文中fs=21Hz为例,斜激波串在上游激波干扰中的受迫振荡幅值仅为在均匀来流中振荡幅值的22%。     

高马赫数下激波湍流边界层干扰数值研究

应用GAO—YONG可压缩湍流方程组数值模拟了入射斜激波／平板湍流边界层相互干扰现象,计算了来流马赫数为5．0,激波入射角度分别为15．876°、23．287°两种不同激波干扰强度下的流场。计算程序中的对流项、扩散项分别采用二阶ROE格式和二阶中心差分格式离散,并用多步Runge—Kutta显式时间推进法求解空间离散后的控制方程。计算较好地模拟了高马赫数下的激波／湍流边界层干扰的流场结构,位移边界层厚度,动量损失厚度等,也比较准确地预测了平板壁面压力、摩阻系数等气动力参数的分布。     

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.     

高超声速尖锥边界层压力脉动和热流脉动特性试验

高频脉动热流是激波风洞研究高超声速边界层转捩的重要测试量,利用尖锥模型在中国空气动力研究与发展中心?2 m激波风洞(FD-14A)内开展来流马赫数10、单位雷诺数分别为1.2×107/m、4.7×106/m、2.4×106/m流场条件下的风洞试验.获得了不同工况和流态条件下尖锥模型边界层热流脉动和压力脉动频谱特性,通过...     

Bump进气道中鼓包诱导的激波/边界层干扰特性

为了探索Bump进气道中鼓包诱导的锥形激波和机身发展而来的湍流边界层干扰问题,分析其气动优势,首先选取了半锥和半棱锥这两种与鼓包的流场结构具有一定相似性的构型作为参照,采用数值仿真方法,分别对这三类典型的三维激波/湍流边界层干扰问题进行了流场分析。在此基础之上,设计了三个不同马赫数的鼓包,并研究了设计马赫数对鼓包流场特性的影响。结果表明:当三类构型的无黏激波强度相等时,半锥诱导产生的旋涡强度最强,鼓包次之,半棱锥最弱。尽管鼓包诱导的流场非常复杂,其干扰流场却呈现出准锥形相似的特性。虽然半锥对边界层的排移能力最强,但是综合考虑边界层排移能力及进气道出口流场畸变下,鼓包最具优势,这也是其被选为超声速进气道前缘压缩面的重要原因之一。此外,在设计状态下,适当增加设计马赫数能改善鼓包排移边界层的能力,但设计马赫数太高,边界层排移能力基本不变,反而使得进气道总压损失急剧增加。      

不同波系配置的鼓包压缩面引起的激波/边界层干扰特性

为了对不同波系配置的鼓包压缩面引起的锥形激波和来流边界层干扰的流场特性进行对比分析,分别以总偏转角相同的单锥、双锥和等熵锥等3种外锥流场为基准流场,在来流马赫数为2.0的条件下,采用流线追踪法设计了3种鼓包压缩面。在此基础上,采用数值仿真的方法对这3种鼓包压缩面在不同马赫数下的三维激波/边界层干扰流场进行了对比分析,结果表明:相比于单锥鼓包,双锥和等熵鼓包流场中的涡量集中区明显减小,且涡核处的涡量值也有所降低;对于双锥和等熵鼓包,由于受到后续波系的干扰,其表面流动的拓扑结构不再呈现出锥形相似性;双锥与等熵鼓包具有和单锥鼓包相同的边界层排移能力,且这一能力不随来流马赫数的变化而变化。此外,采用多波系配置能提高鼓包外压缩系统的总压恢复系数,波系数目越多,提升的程度就越大,且这一优势在高马赫数下更加明显。      

第Ⅳ类激波-激波干扰非定常性及其敏感因素分析

针对高超声速二元进气道钝化唇缘位置可能出现的第Ⅳ类激波-激波干扰流动中的非定常振荡问题,采用基于有限体积方法结合网格自适应技术的VAS2D程序,数值求解二维可压缩层流Navier-Stokes方程,细致刻画了第Ⅳ类激波-激波干扰非定常流场中的复杂波系结构、壁面压力和热流分布,重点考察了入射激波位置、入射激波强度以及钝头体外形等对第Ⅳ类激波-激波干扰流动特性影响较为敏感的因素及其影响规律。数值模拟结果表明:第Ⅳ类激波-激波干扰流动可能出现非定常振荡,也可能呈现相对稳定的状态,入射激波条件和钝头体外形均可能对第Ⅳ类激波-激波干扰流动非定常性的显现及其振荡特征产生显著影响。采用无量纲的Strouhal数表征流动的非定常性,在文中数值模拟条件下,入射激波强度增大或者钝头体外形变钝,均会使得Strouhal数减小,而壁面热、力载荷有增大的趋势。合理地选择钝头体外形可望减小第Ⅳ类激波-激波干扰出现的比率,有效抑制流动中的非定常振荡现象,降低激波-激波干扰带来的热流和压力脉动峰值。     

原子层热电堆热流传感器在激波风洞试验中的应用

高超声速边界层转捩及激波-边界层干扰等基础气动问题的风洞试验中,高频脉动热流是一重要测试量.为了验证自研的原子层热电堆热流传感器在实际风洞试验环境中的性能,利用尖锥模型在Φ2m激波风洞(FD-14A)内开展来流马赫数10、单位雷诺数4.7×106/m等流场条件下的风洞试验,并与高频脉动压力传感器对比,热流测试结果反映出...     

密切弯曲激波乘波体技术的应用及有效性分析

将密切技术设计乘波体的应用推广至弯曲激波外锥流场中。针对不同激波形状(ICC)约束条件,在凸、凹激波曲外锥流场中,生成了四种构型的密切弯曲激波乘波体,采用数值模拟及理论分析的手段开展了密切弯曲激波乘波体技术应用的可行性验证及有效性分析。研究结果表明:(1)基于密切凸、凹激波外锥流场的乘波体乘波压缩面、出口截面压力分布、激波形状(ICC曲线)均与设计吻合,最大偏差小于5%,说明密切凸、凹激波外锥流场的方法设计乘波体是可适用的;(2)利用宽高比为0.5的超椭圆方程作为ICC控制曲线生成的乘波体,流场压力的理论解与数值解偏差可控制在1.6%以内,而宽高比为2的超椭圆方程作为ICC控制曲线生成的乘波体,流场压力偏差可控制在4%以内。     

斜激波与内凹半圆柱面无粘相互作用

针对三维内转式进气道流动中激波入射内凹壁面主导的复杂波系干扰问题，采用斜激波入射内凹半圆柱面的简化构型，在来流马赫数为6的条件下，通过无粘数值模拟结合理论分析，研究了激波角βi=14°～29°的斜激波在内凹半圆柱面反射形成的三维流场。结果表明，流场对称面均会出现显著高于二维情况的逆压梯度。当βi≤25°时，从侧壁到对称面，斜激波经历了从马赫反射（MR）到规则反射（RR）的转变，形成了MR-RR型流场，转变点处产生的桥激波向对称面延伸，桥激波在对称面反射后产生的压力峰值高于二维斜激波反射；当βi≥25°时，斜激波在侧壁和对称面均发生马赫反射，形成了MR-MR型流场，两种马赫反射分界点处产生的桥激波向侧壁发展，侧壁气流在对称面相撞后产生的压力峰值高于正激波后的压力；当βi=25°时，流场存在MR-RR型和MR-MR型双解现象。通过降维分析理论，揭示了两类流场中转变点和分界点的形成机制，并厘清了桥激波的产生原因和初期演化特征。当βi≥18°时，无粘激波干扰所主导的侧壁气流加剧向对称面汇聚，并在对称面附近产生流向涡对。无粘分析获得的认识，有助于揭示内转式进气道中流动汇聚和流向涡对等现象的形成机...     

密切曲面锥导乘波体的设计与理论分析

将密切锥导乘波体技术应用于一般曲面锥流场,以期获得升阻比、容积率更高的密切曲面锥导乘波体。首先,设定不同乘波体后缘激波型线,在两种代表性曲面锥流场内,生成了四种乘波体构型,利用数值方法验证乘波体设计方法可行性;然后构造了三类典型单一控制变量的曲面锥流场,对比分析了对应密切曲面锥导乘波体性能变化规律。研究表明：（1）密切曲面锥导乘波体流面压力分布、后缘激波型线与理论设计吻合,关键位置压力与理论值相对偏差约1%,说明利用密切技术在曲面锥流场中“截取”乘波体的方法是可行的。（2）曲面锥流场控制参数不同,可获得升阻系数、容积率、压缩量增加,升阻比降低的乘波体,也可获得升阻比、容积率增加,升阻系数降低的乘波体。     

激波／边界层干扰脉动压力测量技术

建立了激波／边界层干扰脉动压力测试系统。对一组后掠压缩角产生的激波／边界层干扰脉动压力流场进行测量,结果表明,脉动压力时均值及其分布与静态测量得到的结果一致。测量还发现在实验的锥形干扰范围内,未出现类似于二维干扰中由非定常低频振荡激波引起的间歇现象。     

高重频激光控制IV型激波干扰方法研究

在实验和数值分析IV型激波干扰特性及其对飞行器表面压力和热流影响的基础上,提出采用脉冲激光能量控制IV型激波干扰的方法,以降低飞行器波阻、驻点压力和热流。采用实验和数值方法,研究了100m J单脉冲激光能量与马赫5.0条件下IV型激波干扰的相互作用过程,揭示了单脉冲激光能量控制IV型激波干扰的机理。数值研究了频率为150k Hz的激光能量注入后,激光空气锥的形成及其与IV型激波干扰的相互作用过程,得到了钝头体表面压力、热流和波阻的演化过程。结果表明,沉积高重频的激光沉积方式可以利用相对较少的激光能量形成比较稳定的准静态波结构,进而利用准静态波与IV型激波干扰的相互作用将高能区脱离钝头体表面。在马赫数为5.0的流场中沉积频率为150k Hz、单脉冲能量为5m J的激光能量可使峰值压力、热流和波阻分别降低40%,33%和23%。     

典型激波针减阻降热特性及流动机理

为研究激波针对超/高超声速钝头飞行器进行减阻降热的相关特性,采用数值模拟方法对6种典型激波针构型的流动特征开展系统研究。给出了激波针长度、来流马赫数对流动特征的影响规律,并对其形成机理进行了探讨。结果显示:马赫数较低时,头部有扰流物的5种激波针在回流区即将分裂时减阻率最大;马赫数较高时,减阻率在回流区分裂前后出现局部峰值,但最大减阻率将出现在回流区分裂后更长的激波针长度下。马赫数为3时,6种构型减阻率达最大时的相对长度在0.8~1.2之间,相比而言,球型、半球型和双锥型的减阻效果最好,最大减阻率为45%~50%;圆锥型最差,为20%~25%,明显低于头部有扰流物的构型。相同的激波针长度下,头部有扰流物构型的减阻率随马赫数增大而增大,圆锥型则相反。流场回流区、分离激波、弓形激波、局部膨胀流动等导致的压力分布变化是构型整体阻力变化的主要成因。      

超声速膨胀角入射激波/湍流边界层干扰直接数值模拟

为了揭示膨胀效应对激波/湍流边界层干扰区内复杂流动现象的影响规律,采用直接数值模拟方法对来流马赫数2.9、30°激波角的入射激波与10°膨胀角湍流边界层相互作用问题进行了数值研究。系统地探讨了激波入射点分别位于膨胀角上游、膨胀角角点和膨胀角下游3种工况下膨胀角干扰区内若干基本流动现象,如分离泡、物面压力脉动及激波非定常运动、湍流边界层统计特性和相干结构动力学过程等。结果表明,激波入射点流向位置改变对分离区流向和法向尺度的影响显著,尤其是当激波入射点位于角点及其下游区域。研究发现,膨胀角干扰区内物面压力脉动强度急剧减小,分离区内压力波向下游传播速度将降低而在膨胀区内将升高,膨胀效应极大地抑制了分离激波的低频振荡运动。相较于入射激波与平板湍流边界层干扰,入射激波流向位置改变对膨胀角再附区速度剖面对数区及尾迹区影响显著,将导致其内层结构参数升高而外层降低,近壁区内将呈现远离一组元湍流状态的趋势。此外,流向速度脉动场本征正交分解分析指出,主模态空间结构集中在分离激波及剪切层根部附近而高阶模态以边界层内小尺度正负交替脉动结构为主。低阶重构流场结果表明,前者对应为分离泡低频膨胀/收缩过程而后者表征为分离泡高频脉动。     

数值模拟二维喷管激波/湍流附面层干扰流动

采用可压缩性修正两方程湍流模型,数值模拟了3种不同波前马赫数的跨声速二维喷管内激波/湍流附面层干扰流动,对流场中时均参数和脉动参数的计算结果与实验值进行了比较。结果表明可压缩性修正的两方程湍流模型准确地模拟了正激波/湍流附面层干扰流动的时均参数和脉动参数,无分离和有分离的激波/湍流附面层干扰流动的基本规律。      

管内激波串振荡和壁面脉动压力特性

分析了管内激波串振荡引起的壁面压力脉动特性。采用直联风洞实验方式结合动态压力测量技术获得了矩形管道内不同激波串位置下的壁面压力分布数据,对所得压力脉动幅值、功率谱密度曲线等结果进行分析,探讨激波串流动非定常特点与引起压力脉动的机制。     

激波风洞边界层转捩测量技术及应用

高超声速边界层转捩对摩阻、传热等有重要影响。在高超声速飞行器研制中,迫切希望能精确预测和控制边界层转捩。激波风洞作为高超声速气动热环境试验的主要地面模拟设备,是研究高超声速边界层转捩的重要设备。但激波风洞原有测量技术适用于工程型号试验,需要依据高超声速边界层转捩特点进行适应性改造和升级。依据高超声速边界层转捩过程中的热流、压力、密度等物理参数变化,发展了薄膜热流传感器测热技术、温敏热图测量技术、高频脉动压力测量技术、高清晰度纹影显示技术等适用于激波风洞的边界层转捩测量技术。并针对头部钝度0.05 mm的半锥角7°尖锥模型,在中国空气动力研究与发展中心Ø2 m激波风洞（FD-14A）马赫数10、单位雷诺数1.2×10⁷/m的流场条件下开展了边界层转捩试验。采用多种转捩测量技术同时进行测量,获得尖锥模型表面边界层转捩情况、边界层脉动压力频谱特征、边界层内清晰的第2模态波和湍流斑纹影图像,不同测量技术获取的试验结果可相互印证,线性稳定性理论分析结果与试验结果相吻合。     

圆柱跨声速绕流中的激波/湍流相互作用大涡模拟研究

采用大涡模拟方法研究了圆柱跨声速绕流中的激波/湍流相互作用问题,来流马赫数M∞取为0.75,基于圆柱直径D的雷诺数为2×105。计算结果表明,圆柱分离点处出现一道斜激波,并且以与涡脱泻Strouhal数一致的特征频率向上游传播。激波运动导致流场中出现反对称的流动模态,剪切层中压力信号的功率谱曲线中存在0.4、-1和-5次方的斜率关系,剪切层中的剪切应力角约为0°,脉动速度以流向脉动速度为主,并且沿剪切层的大尺度结构组织性减小。