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。     

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。     

超声速逆向喷流的减阻与降热

利用流动控制技术改变流场结构的方法,对逆向冷喷流将激波推离物体表面以达到减阻减热的效果,进行了数值模拟计算。通过计算给出了钝头体在超声速流场中有无逆向喷流的压力场和温度场的比较,结果表明,逆向喷流对钝头体表面的减阻和减热起到了明显的作用。     

单发动机飞机喷流数值模拟研究

本文采用非结构网格N-S方程数值模拟技术对单发动机飞机喷流进行数值模拟。对比实验数据。证明数值模拟方法实用、正确。在此基础上，给出喷流存在条件下前置垂尾、后置垂尾两种布局的飞机后体阻力系数差异：     

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。     

侧向控制喷流干扰流场特性数值研究

侧向喷流是导弹在中高空进行姿态控制的重要手段.本文用数值方法求解N-S方程,模拟了二种带侧向喷流控制的喷流与绕流的干扰流场.通过定性流场结构和物面压力分布与实验结果的比较,数值模拟能较好地模拟侧向喷流与外流干扰产生的复杂流场特性.给出了合理的流场结构和干扰气动力特性,表明数值方法可以作为型号侧向喷流控制设计的研究手段.     

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。