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用数值模拟法研究了高超声速球锥组合体的层流流场特性与热行为,给出了流场计算方法与格式。研究结果表明:球锥组合体压缩拐角在高超声速下出现流动分离,其流动特性受壁面温度的影响极大;提高壁面温度使压缩拐点处分离点位置前移,再附点位置后移,涡心位置提高,分离范围扩大,同时降低球锥组合体热流的分布,球锥组合体头部热流明显减小。 相似文献
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钝头飞行器高超声速侧向喷流干扰流场特性研究 总被引:2,自引:0,他引:2
采用数值模拟方法求解N-S方程,对高超声速钝头飞行器绕流与侧向喷流干扰流场中的流动分离和旋涡特性,及其对喷流干扰区压力分布的影响进行了研究。在中小攻角时喷口前存在干扰引起的主分离涡和二次分离涡,喷口前拐角处还存在另一个调和主分离和喷流的第三个马蹄涡,大攻角时这三个马蹄涡消失,干扰规律与中小攻角不同;表面流谱中小攻角时为典型的双分离线和双再附线结构,主分离和二次分离为典型的闭形分离,大攻角时主分离非常靠前,且为鞍、节点结合的开式分离结构,干扰区内的分离为横向分离流动;不同的干扰流场结构导致中小攻角时主分离激波和喷流弓形激波在压力分布产生两个峰值,主分离马蹄涡和喷口前拐角处马蹄涡则产生两个波谷,随攻角增大分离区扩大,波峰和波谷都前移,峰值下降,大攻角时喷口前马蹄涡消失,压力波谷也消失,实验压力分布也从某种程度上验证了大攻角干扰流场特性与中小攻角差别的合理性。研究表明,在不同的攻角状态下高超声速钝头飞行器绕流与侧向喷流干扰流场分离和旋涡特性有很大的差别,引起喷流干扰区压力分布的明显不同,必然导致对喷流控制效率的严重影响。 相似文献
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针对高超声速飞行器表面不规则缝隙的构型特征,将其简化为梯形缝隙模型;采用直接模拟蒙特卡洛(DSMC)方法对高超声速稀薄流中的缝隙绕流问题进行数值模拟;研究了不同的缝隙壁面倾角对流场结构以及壁面参数的影响,为航天器结构设计以及热防护设计提供了数值支持。结果表明:改变倾角会改变流场结构,当倾角减小时,外部流场会更深入缝隙内部,使得缝隙内流场和表面的气动参数增强,且倾角越小,影响的程度越深。同时,倾角减小也会减小缝隙内的旋涡强度,当倾角小于30°时,缝隙内的旋涡区域完全消失。 相似文献
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火箭发动机工作是极复杂的物理化学过程,在喷管内气体的为三维、多相、粘怀、化学反应、跨声速流动。预估发动机的性能时,不仅要计算多相流损失、粘性、扩散损失,还要计算由于化学反应引起的化学动力学损失等,这就要对喷管内的各种流动现象作仔细的计算分析。本文采用Nakahashi半隐格式,用时间相关法计算了一维和轴对称喷管跨声速化学反应非平衡流场,得到了正确合理的结果,在跨声速喷管化学反应流仿真计算上作了初步 相似文献
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侧偏捕获是高超声速内转进气道的常见捕获形式之一,但侧偏捕获对进气道起动的影响并不清楚。为探索侧偏捕获对高超声速内收缩进气道起动的影响,采用数值模拟方法研究了侧偏捕获进气道的起动机理。结果表明,无量纲侧偏距离为0.04时,进气道再起动马赫数相对于对称进气道降低3.6%;无量纲侧偏距离为0.06时,进气道再起动马赫数降低7.6%。起动过程的边界层分离表明,内收缩进气道起动过程受分离区的影响很大。侧偏捕获进气道缩小了分离区,有利于再起动。相对于对称捕获进气道,侧偏捕获进气道会形成两个非对称、强度不等的流向涡。侧偏捕获减弱了流向涡对隔离段空间的占据作用,改善了内收缩进气道的性能。 相似文献
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为解决高超声速飞行器在低/跨/超声速时气动特性不佳的问题,实现水平起降、跨速域飞行的目标,设计了一种宽速域变构型高超声速飞行器。采用数值计算的方法对飞行器的低速、超声速和高超声速气动特性和典型流场进行了研究分析,得到了升力系数、阻力系数和升阻比随攻角和马赫数的变化规律。结果表明,飞行器在低速和高超声速时的气动特性较好,最大升阻比分别为15.37和4.08,低速时连接翼提供了高升力,高超声速时乘波效果显著;超声速时,阻力系数和升阻比受马赫数影响较大,最大升阻比为4.8。数值计算的结果表明飞行器在全速域范围内气动特性较好,在保证高超声速良好气动特性的前提下,提升了低/跨/超声速性能。 相似文献
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火箭整流罩外气动噪声环境的大涡模拟研究 总被引:1,自引:0,他引:1
基于五阶加权本质无振荡(WENO)格式构造隐式大涡模拟方法(ILES),对跨声速来流条件下(Ma=0.8)火箭整流罩外噪声环境进行数值模拟。通过与风洞试验结果及国外文献进行对比,ILES方法能够在较粗网格下准确预测壁面湍流脉动特性。跨声速流动在壁面折角处出现分离、再附、激波/边界层干扰现象,均方根脉动压力系数出现峰值,同时该区域噪声能量在全频段都较高,易引起结构抖振效应。最后,根据ILES模拟结果,指出工程常用的外噪声经验公式的不足,并提出改进措施。 相似文献
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在前期开展再入飞行器RCS(雷达散射截面)特性试验和理论研究的基础上,对典型临近空间高超声速飞行器RCS特性开展了研究,分析了绕流和尾迹对飞行器本体RCS特性的影响。研究表明等离子体流场在头身部绕流、近尾尾迹和部分远尾尾迹的最大电子密度将远高于电离层最高电子密度,更高于典型天波超视距雷达工作频段对应的临界电子密度。因而等离子体尾迹将会对3~30 MHz频段电磁波产生较强的散射,使得等离子体尾迹的RCS远远大于飞行器本体的RCS。利用临近空间高超声速飞行器尾迹RCS的这一特点,有可能实现对临近空间高超声速飞行器的超视距探测。 相似文献
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针对高超声速稀薄来流条件下的激波干扰气动热测量问题,设计了一种适用长时间、中低热流量值(5~500 kW/m2)的带封装结构的量热计,采用空气隔热设计方式降低其侧向传热,实现了有效一维传热,延长了测试时间;并通过热流传感器标定试验,实现了热流高精度测量。为验证量热计的测量性能,开展了地面标定实验和基于双锥模型的高超声速低密度风洞激波/边界层干扰实验(M10和M12),量热计与同轴热电偶的测量结果进行对比分析。研究结果表明,本文所设计的量热计适用于稀薄来流条件下激波干扰引起的复杂气动热问题的热流测量。相比于同轴热电偶,量热计响应时间较慢,但对于较大热流,由于极大减轻了侧向传热的影响,测量精度较高。同轴热电偶对低量值热流(5~20 kW/m2)的测量性能较好,信噪比(SNR)较高。研究成果为开展高超声速低密度风洞稀薄流激波干扰气动热试验研究提供支撑。 相似文献
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应用理论分析与数值模拟方法,将对流传热的场协同原理从不可压缩流动推广至高超声速化学非平衡流动中。结果表明,高超声速化学非平衡层流与湍流的热流密度取决于流动的当地单位体积的动量与单位质量总焓梯度的协同。用当地单位体积的动量与单位质量总焓梯度的协同研究高超声速化学非平衡流动的壁面传热问题,对层流流动下的对流传热,不但计及了高超声速化学非平衡流的密度变化对热流密度的影响,而且包括了静焓梯度、压力梯度、边界层内的分子黏性剪切效应对热流密度的作用;对湍流问题,除了上述层流流动各项对热流密度的影响外,还计及了雷诺剪切应力对热流密度的作用。考虑到高超声速化学非平衡流静焓的定义,高超声速化学非平衡层流及湍流的场协同同时计及所有组分的平动能、转动能、振动能及电子能等梯度的贡献。 相似文献
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复杂流场下气动载荷的多样性 总被引:2,自引:0,他引:2
非线性科学提供了一个依据:非线性系统中的确定性问题(如作用在飞行器上的气动载荷),在某些参数区域内会产生分岔、混沌,变成不确定的。复杂流场下(大攻角、钝物体、跨声速流等),某些飞行器在风洞静态测力试验、风洞自由飞实验、弹道靶自由飞实验、数值模拟或非定常气动数值计算后的气动参数辨识等各种方法中取得了多种形式的俯仰力矩-攻角曲线,本文中称为多样性。实际上应该属于非线性系统中的分岔、混沌不确定性。 相似文献
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《固体火箭技术》2015,(5)
高超声速飞行器主要飞行阶段包括助推分离段、巡航段和下降段,在分离段操纵面的任务是快速抑制分离扰动,而巡航段主要用于高精度姿态控制。针对分离段和巡航段对舵面操纵性要求差别较大的特点,本文探讨从满足控制要求的角度对操纵面尺寸进行优化设计的方法,即操纵性/控制律一体化设计。采用最优控制方法对飞行器自动驾驶仪增益进行优化,并基于多目标遗传算法的并行子空间优化方法,得到了高超声速飞行器最优舵面外形尺寸和相应的控制律。仿真结果表明,最优舵面在分离段能够快速抑制分离扰动对飞行器姿态的影响,并将飞行器姿态迅速调整到发动机点火窗口;在巡航段能够快速抑制阵风干扰对飞行器姿态的影响,稳定飞行器姿态,为高超声速飞行器操纵性设计提供了依据。 相似文献
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吸气式高超声速飞行器气动热试验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为获得吸气式高超声速飞行器气动热环境的数据,开展了气动热试验研究。在激波风洞中,来流马赫数Ma=6.12,来流单位雷诺数Re/L=1.37×107(1/m)试验条件下,对吸气式高超声速飞行器1/4缩比模型进行了表面气动热的测量。试验获得了小攻角变化范围内的飞行器头部前缘、头部上下交线、机身上下表面中心线、机身横截面周向、平尾垂尾前缘、发动机唇口等位置的热流率分布。研究结果表明,吸气式高超声速飞行器头部前缘、前体进气道壁面、发动机唇口、平尾垂尾前缘气动加热最为严重,另外乘波体外形的设计与布局影响热流的分布。 相似文献