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相似文献
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1.
一种无烧蚀自适应的减阻防热新方法研究   总被引:1,自引:0,他引:1  
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.  相似文献   

2.
张道毅  周超英 《航空学报》2022,(12):174-187
为了分析环形组合体喷流对飞行器表面减阻降热的影响,以半球头体环形逆向喷流为研究对象,在控制喷流质量流不变以及非设计工况的情况下,研究了环形喷流以及不同组合形式环形喷流的喷口尺寸对高超声速逆向喷流流场模态变化以及飞行器表面热流的影响。研究发现随着环形喷流喷口尺寸的增大,长短模态转换的临界喷压比值会随之减小;在组合喷流中,环形喷口尺寸越大,中心喷口尺寸越小,长短模态转换的临界喷压比越大。环形喷流和组合形式的环形喷流相对于传统的中心喷流有更好的降热效果,且其喷口尺寸对最大热流峰值位置也有一定的影响。  相似文献   

3.
联合激波针-逆向喷流方法的新概念研究   总被引:3,自引:0,他引:3  
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。  相似文献   

4.
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。  相似文献   

5.
许阳 《飞行力学》2023,(1):77-85
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%。  相似文献   

6.
再入飞行器鼻锥逆向喷流对流场及气动热的影响   总被引:1,自引:0,他引:1  
戎宜生  刘伟强 《航空学报》2010,31(8):1552-1557
 使用计算流体力学(CFD)方法研究逆向喷流热防护系统对降低再入飞行器鼻锥物面热流的效果,获得了流场参数,回流再附点位置,物面压力分布以及热流分布。分析了逆向喷流对降低物面热流的物理机理,喷流通过与来流相互作用形成马赫盘,将来流导流到四周,不与物面直接作用形成气动加热,同时喷流回流形成低温区,降低物面与接触气体的温差,进而降低了物面热流。随着总压比率增大,这种效果越明显,气动加热越轻。为更合理分析喷流强度对流场及传热量的影响,将总压比率和流量相结合,提出了新的参数R PA。分析该参数的应用效果,结果发现不同的流量与总压比率组合成相同的参数R PA,可以实现相同的激波位置、再附点位置、表面热流峰值位置和总传热量。这说明该参数可用于表征喷流强度,用以分析喷流对流场及传热量的影响。  相似文献   

7.
陆海波  刘伟强 《航空动力学报》2012,27(12):2666-2673
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.   相似文献   

8.
跨大气层飞行器RCS干扰数值模拟研究   总被引:1,自引:0,他引:1  
针对跨大气层飞行器外形,开展了超声速流动中的侧向喷流干扰问题研究。数值模拟了一定高度和飞行马赫数条件下不同喷流控制形式的干扰现象。结果表明:由于喷流与来流的相互作用,使流动变得相当复杂,相应的气动力发生变化,喷流所引起的气动干扰因子随高度的变化较为剧烈,但随攻角、马赫数的变化却比较平稳。喷流与来流的相互干扰随高度增加而变弱,在一定高度可以忽略这种干扰。  相似文献   

9.
逆向喷流对双锥导弹外形减阻特性的影响   总被引:1,自引:1,他引:0  
王泽江  李杰  曾学军  王洪亮  李志辉 《航空学报》2020,41(12):124116-124116
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。  相似文献   

10.
喷流落压比对高超飞行器尾喷管内外流干扰的实验   总被引:1,自引:1,他引:0  
为了研究吸气式高超声速飞行器尾喷流对飞行器尾部区域气动性能的影响,在中国空气动力研究与发展中心05m高超声速风洞中,在来流马赫数为50和60条件下,开展了不同落压比条件下的尾喷流干扰测压实验研究,同时采用高清纹影观测了喷流干扰区域的流场结构。实验结果表明:不同喷流落压比时,飞行器尾部区域表面压力分布差别明显,高落压比时喷流干扰作用的区域更大,压强数值更高。纹影也显示高落压比时交叉干扰激波更强、剪切层扩张更明显。喷流干扰区域已影响到了飞行器水平翼区域的压力分布,将会对飞行器操纵特性产生影响。   相似文献   

11.
《中国航空学报》2020,33(1):161-175
Implementation of an opposing jet in design of a hypersonic blunt body significantly modifies the external flowfield and yields a considerable reduction in the aerodynamic drag. This study aims to investigate the effects of flowfield modeling parameters of injection and freestream on the flow structure and aerodynamics of a blunt body with an opposing jet in hypersonic flow. Reynolds-Averaged Navier-Stokes (RANS) equations with a Shear Stress Transport (SST) turbulence model are employed to simulate the intricate jet flow interaction. Through utilizing a Non-Intrusive Polynomial Chaos (NIPC) method to construct surrogates, a functional relation is established between input modeling parameters and output flowfield and aerodynamic quantities in concern. Sobol indices in sensitivity analysis are introduced to represent the relative contribution of each parameter. It is found that variations in modeling parameters produce large variations in the flow structure and aerodynamics. The jet-to-freestream total-pressure ratio, jet Mach number, and freestream Mach number are the major contributors to variation in surface pressure, demonstrating an evident location-dependent behavior. The penetration length of injection, reattachment angle of the shear layer, and aerodynamic drag are also most sensitive to the three crucial parameters above. In comparison, the contributions of freestream temperature, freestream density, and jet total temperature are nearly negligible.  相似文献   

12.
金亮  谢攀  黄伟  柳军 《航空动力学报》2018,33(3):696-702
针对高超声速再入飞行器流动控制问题,提出一种头部进气、尾部排气的多孔流动控制概念。采用Fluent软件针对高超声速再入飞行器无孔模型、排气孔模型在马赫数为6,高度为25km状态下开展了三维雷诺平均N-S方程(RANS)数值模拟研究。结果表明:排气孔模型阻力系数略有增加,下排气孔(SH-DB)模型产生正的升力系数增量和低头力矩增量,上排气孔(SH-UB)模型产生负的升力系数增量和抬头力矩增量,实现了无活动气动面产生控制力矩的目的,为高超声速再入飞行器复合控制提供了参考。   相似文献   

13.
In this paper, a Non-Ablative Thermal Protection System(NATPS) with the spiked body and the opposing jet combined configuration is proposed to reduce the aerodynamic heating of the hypersonic vehicle, and the coupled fluid-thermal numerical analysis is performed to study the thermal control performance of the NATPS. The results show that the spiked body pushes the bow shock away from the protected structure and thus reduces the shock intensity and the wall heat flux. In addition, the low temperature gas of the opposing jet separates the high temperature gas behind the shock from the nose cone of the spiked body, ensuring the non-ablative property of the spiked body. Therefore, the NATPS reduces the aerodynamic heating by the reconfiguration of the flow field, and the thermal control efficiency of the system is better than the Thermal Protection System(TPS) with the single spiked body and the single opposing jet. The influencing factors of the NATPS are analyzed. Both increasing the length of the spiked body and reducing the total temperature of the opposing jet can improve the thermal control performance of the NATPS and the nonablative property of the spiked body. However, increasing the heat conductivity coefficient of the spiked body can enhance benefit the non-ablative property of the spiked body, but has little influence on the thermal control performance of the NATPS.  相似文献   

14.
 This paper focuses on the usage of the forward-facing cavity and opposing jet combinatorial configuration as the thermal protection system (TPS) for hypersonic vehicles. A hemispherecone nose-tip with the combinatorial configuration is investigated numerically in hypersonic free stream. Some numerical results are validated by experiments. The flow field parameters, aerodynamic force and surface heat flux distribution are obtained. The influence of the opposing jet stagnation pressure on cooling efficiency of the combinatorial TPS is discussed. The detailed numerical results show that the aerodynamic heating is reduced remarkably by the combinatorial system. The recirculation region plays a pivotal role for the reduction of heat flux. The larger the stagnation pressure of opposing jet is, the more the heating reduction is. This kind of combinatorial system is suitable to be the TPS for the high-speed vehicles which need long-range and long time flight.  相似文献   

15.
高超声速轴对称流道冷流特征及气动力特性研究   总被引:4,自引:1,他引:3  
对一种轴对称形式的高超声速飞行器全流道开展了风洞实验和数值模拟研究, 分析了不同来流总压、飞行攻角全流道的流场结构和气动力特性.研究结果表明:(1)一定范围内雷诺数的变化对全流道的流动结构和模型的气动力特性无显著影响, 因此所获得的风洞实验结果有望通过某种形式推广到飞行状态下使用;(2)飞行攻角对全流道的流动结构和升力系数有着显著影响, 但阻力系数的影响并不明显;(3)研究范围内来流马赫数的变化对全流道的流动结构有着一定影响, 但研究范围内, 阻力系数随马赫数的变化幅度较小;(4)由于轴对称流道的浸润面积较大, 研究范围内该类飞行器的摩擦阻力在全机阻力中占据了较大的比重, 设计状态下达全机气动力的62%;(5)与实验结果的对照表明, 所采用的数值模拟方法具有较高的精度.   相似文献   

16.
基于离散协同射流的翼型增升减阻方法   总被引:1,自引:0,他引:1  
协同射流是一种近壁面流动的高效、低能耗主动控制技术。重点开展了一种应用离散协同射流的二维翼型增升减阻效应的数值模拟研究,分析了离散协同射流的堵塞度和喷口密集度等关键参数对流场结构、气动特性、功率消耗及能量利用率的影响效应与作用规律。在施加离散协同射流措施后,能够使翼型近壁面空间流场更有效地产生较强的相干涡结构,使得射流与主流及边界层充分混合,可显著提高同等迎角下的升力系数、明显减小阻力系数,最大升力系数提高近150%,失速攻角推迟约5°。研究表明:离散协同射流是一种显著提高翼型性能的高效流动控制方法。  相似文献   

17.
飞机垂直尾翼的气动特性直接关系到垂直尾翼尺寸和质量,通过流动控制方法提高垂直尾翼的升力可以进一步减小垂直尾翼尺寸,对减小结构质量具有实际意义。采用计算流体力学方法,对垂直尾翼的协同射流主动流动控制进行数值模拟;研究射流动量系数对连续协同射流的影响规律,以及射流动量系数、堵塞比、喷口数量等参数对离散协同射流的影响规律。结果表明:对于连续型协同射流,随着射流动量系数的增大,增升减阻和抑制分离的效果越显著;对于离散型协同射流,随着堵塞比的增加,增升效果逐渐下降,但功耗也同时下降;随着喷口数量的增多,增升效果先增大后减小,综合气动效率有所提升。  相似文献   

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