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...     

侧向喷流对超声速流动中支杆减阻降热特性影响的研究

为研究超声速流动中支杆侧向喷流的减阻降热特性,基于有限体积法求解非定常雷诺平均Navier-Stokes方程组,采用3阶MUSCL重构方法,AUSMPW+通量分裂格式,k-ωSST湍流模型并耦合求解固相热传导方程,编制了计算程序并利用相关实验验证了数值方法的可靠性。在此基础上,研究了侧向喷流总压和位置对超声速流动中支杆减阻降热特性的影响,得到了壁面St数、壁面压力及气动阻力的变化规律并考察了壁面热流随时间的动态变化过程。研究结果表明:当侧向喷流位置一定时,侧向喷流总压的增大将进一步提高减阻降热性能;当侧向喷流总压不变时,随着侧向喷流位置向钝体壁面靠近,减阻降热性能明显变差,尤其当侧向喷流总压较大时,阻力增长幅度接近50%。当侧向喷流位置离开支杆底部时,气动阻力对侧向喷流总压的变化较为敏感;随着时间的推进,壁面热流密度呈现下降趋势,在2s内壁面热流密度最大降幅达到49.5%,但热流密度沿壁面分布规律未发生变化。     

减阻杆与环形喷流组合构型钝头降热数值模拟

针对单一减阻杆构型在有迎角来流条件下降热效果急剧下降的问题,提出了减阻杆和环形喷流组合构型的降热方案,对减阻杆和环形喷流组合构型进行不同来流和喷流条件下的数值模拟,得到了模型流场和壁面热流分布。研究结果表明：在组合构型的流场中,喷流受减阻杆后低压区的影响,未直接与自由来流作用,喷流压比从0.05至0.40,组合构型流场未出现长穿透模态和短传透模态转变,流场结构更为稳定;喷流包覆了减阻杆和钝头体壁面,再附激波和分离激波被推离壁面。0°迎角来流条件下,小喷流压比也有好的降热效果,喷流压比为0.05可以使减阻杆构型钝头体的壁面热流峰值降低到原来的一半以下;单一减阻杆构型在有迎角来流条件下,分离激波和再附激波直接作用在钝头体壁面上,钝头体壁面热流急剧上升。组合构型在有迎角来流条件下有明显的降热效果;随着迎角的增加,喷口处的背压升高,喷流对流场的干扰效应减弱,达到相同的降热效果需要更大的喷流压比;相同的喷流压比下,在再附着点前喷流,喷流膨胀更完全,降热效果更好;减阻杆和环形喷流组合构型相对于单一减阻杆构型,在小喷流压比下减阻效果增强。     

联合激波针-逆向喷流方法的新概念研究

提出一种可用于高超声速减阻和降热的联合激波针-逆向喷流方法,采用数值模拟对该方法在高超声速二维以及轴对称球柱外形上应用进行了概念验证。结果表明联合激波针-逆向喷流方法能有效降低外形的阻力以及头部热流,在同等来流及喷流条件下,其减阻和降热的效率均优于单独逆向喷流的结果。该方法应用于轴对称外形时,流动在钝体肩部再附点附近产生激波干扰而导致壁面出现热斑,通过增大喷管直径的方法来增大喷流量可降低激波在肩部再附区的干扰效应,达到消除热斑、降低局部高热流的目的。     

半球头体多孔逆向射流的减阻性能

采用基于shear stress transfer(SST) k -ω双方程湍流模型的数值方法研究了等面积多孔逆向射流对超声速来流条件下半球头体减阻性能的影响。基于等射流面积设计原则,在半球头体驻点附近进行多孔逆向射流喷注,通过改变射流总压比、射流孔数量,分析各变量对减阻性能的影响,并探讨多孔逆向射流间的相互影响。仿真发现:逆向射流能有效减小半球头体受到的阻力,随着总压比的增大,多孔逆向射流回流区增大,射流减阻性能提高;随着射流孔数的增多,射流减阻性能先提高再降低。在研究范围中,双孔逆向射流取得最优的减阻效果,其减阻比高达29%,双孔逆向射流间的相互影响是其取得良好减阻性能的关键。多孔逆向射流展现了取得优良减阻性能的可能性。     

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。     

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%。     

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.     

钝体逆向喷流减阻降温数值仿真研究

本文采用基于结构化网格的Navier-Stokes方程数值模拟方法,开展基于不同来流迎角逆向喷流技术的钝体减阻降温影响研究。结果显示,随着来流迎角变化,无喷流状态的钝体阻力大小基本无变化,而有喷流状态的阻力随迎角增大而单调增大,上母线有喷流状态热流值均小于无喷流状态,而下母线远离喷口位置的壁面温度基本无减少。背风侧与迎风侧的壁面压力及热流分布发生明显变化。     

高马赫数下横/逆向喷流干扰流场数值研究

横向喷流和逆向喷流广泛用于高超声速飞行器气动力与气动热控制。采用格心型非结构有限体积法求解基于三温度热化学非平衡模型的全Navier-Stokes方程,对高空、高马赫数来流条件下二维圆柱状构型飞行器的喷流干扰流场进行数值模拟,研究了仅存在横向或逆向喷流以及横/逆向喷流同时存在时的复杂流场结构以及喷流降低热流、减阻、改善升力的具体效果。通过控制变量的方法,探究了不同参数（马赫数、静压）的喷流对流场结构及飞行器的气动力、气动热的影响规律。结果表明：在一定条件下,当逆向喷流与横向喷流同时存在时,下游的横向喷流可以影响到上游的逆向喷流流场结构;逆向喷流可以显著减小高超飞行器阻力,并降低头部壁面热流峰值,而横向喷流对高超飞行器的升力特性有一定提高;在横向喷流已用于飞行器姿态控制的情况下,一定条件下可以同时使用逆向喷流,既可以减阻、又可以降低热流峰值,还可以提升升力。     

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。      

流体横掠水滴形微针肋热沉流动和传热特性

对传统圆形微针肋进行了优化,设计了3种不同尾角的水滴形微针肋热沉,并以去离子水为工质,实验研究了各热沉流动阻力和传热特性.结果表明:3种尾角针肋中,尾角为60°时减阻效果最好.水滴形针肋的流线型结构可以改善尾部流动分布,推迟流动由层流向过度区流的转变,且尾角越小效果越明显.不同体积流量下,水滴形针肋的最优尾角有所不同.在实验中,雷诺数范围在200～1000内,尾角为60°的水滴形针肋热沉强化换热效果最好.当尾角为30°时,太长的尾部结构受到下一排针肋的影响,造成较大的流动阻力,导致其整体换热效果较差.      

民用飞机翼尖设计研究

利用机翼翼尖装置减少机翼诱导阻力是飞机减阻研究的重要组成部分。综合介绍了机翼翼尖装置的减阻技术研究的新发展,着重讨论了几种典型的翼尖装置减阻原理、特性以及应用情况。研究结果表明,使用翼尖装置在减少诱导阻力方面会起到很大的作用。最后,基于翼尖装置的研究和发展现状,对其发展前景进行了评述和展望。     

不同直径光滑圆管中黄原胶溶液流动减阻特性的实验研究

采用实验的方法,测试了黄原胶溶液在不同直径的光滑管道流动中的减阻特性和管径效应。其中变化参数为：（1）管道直径,共有3种管径,分别为5、10和20mm;（2）黄原胶溶液的浓度,变化范围为50~550ppm;（3）流速,用广义雷诺数（ReM）来表征,变化范围为0~50000。实验测量了不同参数下的管道压降Δp和体积流量Q,得到了黄原胶溶液浓度与减阻率的关系,以及ReM数对沿程阻力系数λ的影响,观测到黄原胶溶液减阻具有很明显的浓度效应,即随着溶液浓度的升高减阻率不断增大,直至达到最佳饱和减阻浓度,减阻率基本保持恒定。还观测到黄原胶溶液在不同管径中高低流速下表现出减阻类型的差异。     

固体燃料底部排气空气动力研究

本文介绍固体燃料底部排气燃烧空气动力理论及实验研究的若干结果。给出喷射参数、来流M数、模型船尾角、船尾长、排气口直径、模型转速等参数对底排减阻率的影响。提出了一种可用于固体燃料底排条件下的底压解析计算方法。     

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。      

激光等离子体减阻技术研究进展

利用激光等离子体减小高超声速飞行器的气动阻力对节能和最大限度地提高飞行器性能具有重要的意义。简单概述了高超声速飞行器的军事需求及等离子体减阻技术的分类;总结了激光等离子体减阻机理的实验研究和数值模拟情况;讨论了等离子体能量、点火位置和形状等参数对减阻性能的影响,目前利用激光等离子体技术可以减小70%的波阻。针对中国的激光等离子体减阻研究工作,分析了目前国内外研究中存在的问题,提出了深入开展激光等离子体减阻机理研究等建议。     

超声速内流道摩擦阻力分析及减阻技术研究

针对带有后向台阶的等截面受限空间,通过三维数值模拟开展了超声速内流道摩擦阻力分析及减阻技术研究。分析对比了飞行马赫数为5、6、6.5及7对应的燃烧室入口条件下相同质量氢气喷注、燃烧对壁面摩擦阻力的影响机制以及不同喷注压力对喷孔下游壁面剪应力的影响。研究结果表明,同等质量的氢气,低速喷注优于高速喷注(507、50.7 kPa喷注压力分别得到10%、5%左右的减阻效果)。近壁区燃烧得到接近70%的减阻效果;气流经过突扩结构之后,壁面剪应力呈现规律地不均匀变化,最大差异达100%;剪应力与密度变化趋势基本吻合。因此,发动机内流道减阻的关键在于营造近壁区低密度场;稳定、有效的减阻区域发生在靠后方的位置,但由于流动掺混、燃料的燃烧消耗,减阻效果沿流向逐渐减弱。      

钝尾车辆被动通风减阻方法的数值模拟

为了减小车辆阻力,提高燃油利用率,提出了一种钝尾车辆的被动通风减阻方法,即在钝尾车辆的下部适当部位开一个适当尺寸的通孔,以便为均衡车体前后的压力提供一个通道,当车辆行驶时,使得车体前部的"高压"气体能够通过这个孔流到相对"低压"的车体底部区域,从而减少车辆的压差阻力以降低燃油消耗。并对其在10、15、20、25、30及35m/s的各种通常的行驶速度下进行了3-D数值模拟,结果证明这种减阻方法的十分有效。