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。     

定后掠角密切锥乘波体的生成和设计方法

对定后掠角密切锥乘波体（OCWRCAS）的生成方法和考虑黏性的设计方法进行了研究。定后掠角乘波体的前缘具有特定的后掠角,能够在上表面产生稳定分离涡从而改善乘波体的气动性能。本文首先在传统密切锥乘波体生成方法的基础上给出了定后掠角密切锥乘波体的生成方法;从前缘后掠的几何特征中提取了后掠角、激波角和前缘曲线程度等设计变量,并研究了设计变量的取值范围;以遍历设计空间的思路对两类定后掠角密切锥乘波体进行了设计分析,研究了升阻比、体积效率随设计变量的变化规律,然后在设计空间内进行了多目标寻优;最后使用计算流体力学方法对定后掠角乘波体的乘波特性和涡升力特性进行了验证。结果表明,由本文生成方法得到的定后掠角密切锥乘波体具有明显的乘波特性并且能够在较高的升阻比时保证一定的体积效率;定后掠角前缘能够在一定的迎角下在上表面产生稳定的分离涡,产生涡升力。     

椭圆锥乘波体高超声速流场数值计算

乘波体外形通过在给定的高超声速激波流场中使用流线追踪法设计得到,传统的乘波体设计一般采用二维楔形或者轴对称锥形流场生成,设计空间受限。为拓展乘波体设计空间,引入激波装配法,数值计算带激波的流场,建立了普适于一般三维流场的乘波体设计方法,突破了传统乘波体设计方法的流场限制。引入“导波体”定义三维流场的生成外形,采用平切导波体流场激波及正向追踪流线的方法设计乘波体外形。通过几类导波体流场生成乘波体的算例,分析了导波体与乘波体之间的关系,包括纵向截面外形、横截面外形以及前缘外形等。分析表明,双锥体在后体产生的激波或膨胀波能有效地改变导波体速度沿纵向的分布特性,利用该特性可在俯视平面形状受约束的情况下实现对乘波体构型纵向稳定性的按需设计;通过改变导波体横截面外形,可以改变速度沿展向的分布特性,从而实现乘波体横截面外形改变;乘波体前缘外形主要与导波体激波在俯视面上的外形相关,通过后体扩张的双锥外形能够生成双前缘乘波体外形。本文指出乘波体与导波体外形之间存在定性对应关系,其关系可作为乘波体设计时导波体选择的参考依据,为扩大设计空间、设计优良乘波体奠定了基础。     

基于离散伴随的高超声速密切锥乘波体气动优化设计

基于定平面形状的密切锥乘波体设计方法能够显著提高传统乘波体的设计灵活性和整体升阻特性。但是该类乘波体在设计时忽略了三维效应、黏性效应以及头部/前缘的钝化效应,在设计工况下仍会出现溢流,升阻比难以达到最优;另外,这类乘波体仍具有传统乘波体在偏离设计条件下气动特性会出现恶化的不足。因此,有必要在考虑黏性的情况下,针对定平面形状的密切锥乘波体开展全机气动优化设计。结合基于全速域通量求解方法和RANS湍流模型的高精度CFD求解器、鲁棒的结构网格变形方法、自由变形参数化方法、离散伴随方法以及序列二次规划算法,实现了基于离散伴随的高超声速飞行器气动优化设计方法。基于上述方法,针对定平面形状的密切锥乘波体开展了单点和多点的三维整机气动优化设计。在400万多块结构网格、600个设计变量以及303个设计约束条件下,所采用的离散伴随优化方法仅花费2 240CPU小时和3 360CPU小时即完成了三维整机单点和多点的优化设计。结果表明,相较于初始构型,单点优化得到的构型在设计状态下的升阻比提升了近5%;多点优化得到的构型可保证在设计点状态升阻特性没有损失的同时,将非设计点的升阻比提升10%以上,进而在一定程...     

激波管内边界层数值模拟

结合在中国空气动力研究发展中心进行的试验 ,对激波管内的边界层作了化学平衡流的数值模拟 ,对激波管壁边界层对试验模型周围的流场的影响作了评价。     

前后缘型线同时可控的乘波体设计

提出了一种前后缘型线同时可控的乘波体设计方法,在马赫数可控的外锥形曲面基准流场中,结合流线追踪技术和混合函数,实现了椭圆前缘转椭圆后缘的乘波体设计,并在设计点(Ma=6.0)和接力点(Ma=4.0)对其进行数值仿真研究。前后缘同时可控的乘波体在型面剧烈过渡处产生了较弱的激波,出口两侧存在高温高压区,后部对称面附近的激波形状由圆弧变为平直线且出口处流场基本均匀,非常有利于与进气道匹配设计。另外,该乘波体具有较高的容积率和预压缩效率,附面层修正后的容积率为0.24,设计点时乘波特性较好,接力点时前部完全乘波,具有较高的升阻比,有黏条件下设计点和接力点的升阻比分别为2.54和2.41。此外,与给定前缘的乘波体相比,其升力、阻力、俯仰力矩和出口增压比都有明显增加,但是升阻比和出口总压恢复系数有所降低,在设计点无黏升阻比由3.56降为3.00。以上研究表明,本文的设计方法可行且更加灵活,拓宽了乘波体的选择范围。     

非均匀来流下三维激波反问题的微元密切轴对称解法

传统的密切轴对称理论被广泛应用于均匀来流下的三维密切曲面激波反设计,为解决非均匀来流条件下的三维曲面激波反问题,提出了一种微元密切轴对称流场(MOA)求解方法.该方法沿激波面的周向和流向构建一系列微元密切面,在每个微元面内进行三维向二维流动的等效转换,从而突破了传统密切方法中不能有横向波后流动的限制.利用该方法编写设计...     

弯曲激波压缩型面的设计及数值分析

分别采用等压缩角和递增压缩角的小折线构成压缩型面。研究了二维均匀超声来流流过压缩面时的波后超声流场,结果表明,该方法能够形成弯曲激波且波后气流沿流向的壁面静压近似为等压力梯度,其等压力梯度程度取决于各小折线压缩角的配置。采用该方法生成的曲面压缩型面进气道附面层稳定性好,优于常规的平面压缩进气道。与二维常规平面压缩进气道相比,设计工况下,性能相当;非设计工况下,性能优于二维常规平面压缩进气道。     

管内正激波／湍流边界干扰的数值模拟

本文采用时均Ｎ－Ｓ方程和Ｂａｌｄｗｉｎ／Ｌｏｍａｘ代数湍流模型计算了典型拉伐尔喷管内正激波与湍流边界层干扰流场。     

二维弯曲激波/湍流边界层干扰流动理论建模

内外流曲面设计构型的广泛应用对以弯曲激波为特征的激波/边界层干扰机理的认知带来了艰巨挑战, 构建全新的弯曲激波/边界层干扰理论体系意义重大。首先基于弯曲激波理论与自由干扰理论构建了二维弯曲入射激波/平板湍流边界层干扰的无黏流动模型, 通过将流场划分为弯曲激波/膨胀波干扰区、弯曲激波/分离激波干扰区、边界层流动分离区3个典型流动区域, 利用弯曲激波的波后二阶参数实现了对二维弯曲激波/湍流边界层干扰的流场特征描述。随后, 采用数值方法验证了该理论模型的精度, 在5种不同来流马赫数及激波条件下, 分离点、激波交点等各关键坐标最大误差均小于4.5%。在此基础上, 利用该模型着重分析了弯曲入射激波强度、边界层厚度、下游扰动对二维弯曲激波/湍流边界层干扰流场的影响规律, 总结了分离区上游影响长度的增长特性。该模型是构建三维弯曲激波/边界层干扰理论体系的基础, 也为未来弯曲激波/边界层干扰研究提供了一种新手段。