基于IDDES方法和γ-Re_θ转捩模型的粗糙颗粒诱导高速边界层强制转捩模拟

采用γ-Re_θ转捩模型与IDDES (Improved Delayed Detached Eddy Simulation)相结合的方法对BAM6QT (Boeing/AFOSR Mach-6 Quiet Tunnel)中的马赫6来流条件下粗糙颗粒诱导转捩情况进行了数值模拟研究,通过与试验测量的压力脉动均方根值、脉动主频和边界层内的皮托压分布的定量对比及与文献中DNS (Direct Numerical Simulation)流场结构的定性对比,表明该方法可以捕捉粗糙单元诱导出的流向涡,能够模拟颗粒前缘分离激波和弓形激波之间的震荡现象,能够模拟流向涡向下游的发展失稳过程及其脉动发展过程。计算结果表明流向涡结构在粗糙颗粒下游40倍颗粒直径位置开始破碎,非定常扰动能也在该点附近增长达到最大值。粗糙单元诱导出了明显的条带涡结构,其中低速条带处于边界层上层,在向下游发展的过程中逐渐扩散至边界层外缘并耗散掉。高速条带位于边界层底部,在向下游发展的同时往展向两侧拓展,最终展向上多条高速条带接触并互相耦合,导致最后条带涡结构的破碎和尾迹区边界层的转捩。     

入口温度剖面对喷管流场结构的影响

应用质量平均的Navier-Stokes方程和B－L代数湍流模型，对超燃冲压发动机尾喷管的流场进行了数值模拟研究，在计算过程中，对方程中的对流项采用了空间为二阶精度的TVD格式，扩散项则采用了二阶中心差分离散，通过数值模拟，对比研究了温度非均匀性，三维效应对尾喷管的流场结构的影响。     

空气节流对超燃燃烧室火焰稳定影响的数值研究

空气节流通过在流场中产生激波串,有效地辅助燃料实现稳定燃烧。非定常数值模拟研究了空气节流对超燃燃烧室燃料稳定燃烧的影响,分析了节流实现燃料稳定燃烧的机理。结果表明:在燃烧室入口马赫数2、静温548.8K、静压0.1MPa,乙烯燃料当量比为0.5,先锋氢辅助点火的条件下,距离发动机入口845mm处,30%入口空气流量的节流流量有效地实现了燃料的稳定燃烧,激波串是实现燃料稳定燃烧的根本原因,节流参数对节流效果有着较大的影响。     

一种新运行方式脉冲燃烧风洞研制及初步应用

介绍了一座喷管口径为600mm、利用氢与富氧空气混合燃烧产生高焓试验气流的脉冲风洞.风洞首次采用了活塞挤压为加热器供应燃料和路德维希管供应富氧空气的工作方式,实现了风洞试验过程中需多少燃料就供多少燃料,消除了采用路德维希管供燃料存在的弊端.自主研制的大通径快速阀取代了膜片,提高了设备运行效率.风洞在吸气式高超声速技术研究中得到了成功应用.     

基于三体系统平动点轨道的环日全景任务轨道设计

在空间开展太阳观测是研究太阳活动周、太阳爆发、极端天气等事件起源的重要手段。环日全景探测计划是为实现从黄道面360°全方位观察太阳行星际空间而提出的。本文针对环日全景探测计划,构建了基于三体系统平动点低能量轨道的环日全景轨道部署方法。该方法以日–地L1/L2点Halo轨道幅值及Halo轨道离轨点为变量,以转移轨道飞行时间、入轨机动大小为评价指标,基于三体系统不变流形构建环日全景的转移轨道,并开展轨道优化设计。采用等高线图对设计变量及任务成本进行全局分析。仿真计算表明,轨道部署无法同时满足飞行时间最短与入轨机动最小的要求。设计了轨道机动约束条件下的最优飞行时间解,并给出了基于长三甲运载火箭的一箭双星发射及入轨方案。     

有限空间中激波运动的数值模拟

采用一种有限体积的TVD格式模拟喷流产生的启动激波在有限空间内的运动过程。计算获得的激波运动过程与激波在大气中传播时的实验结果一致。在传播过程中出现涡环和多次激波。计算表明,在真空箱为正方体的情况下,激波管出口附近的压力脉冲特性主要取决于有限空间的轴向长度。所得结果对毫秒级激波管喷流模拟装置的真空箱设计有参考价值。     

亚声速横向气流中液体射流破碎过程的直接模拟

为研究亚声速横向气流中液体射流柱的变形、弯曲以及其破碎过程,利用LES结合VOF的方法,对射流破碎过程进行了直接模拟。通过计算观察得到射流柱进入到横流气体中后由于RayleighTaylor(RT)不稳定性和Kelvin-Helmholtz(K-H)不稳定性的共同作用迅速发生变形,并形成表面波,同时伴随着细小液滴的脱落,气流在射流柱后方形成涡状结构。在射流柱的迎风面上同时存在两种表面波,即RT表面波和KH表面波。模拟所得液柱纵向初始表面波波长为0.22mm,与K-H表面波波长理论公式计算所得相接近。通过对比射流柱的背风面和迎风面两侧,发现在横向来流中背风面上的大量细小液滴主要是由横向来流对液柱的不稳定性扰动造成迎风面上的液体向背风面方向挤压并剪切,最终脱落造成。     

脉冲燃烧风洞中空气节流对煤油燃料超燃冲压发动机火焰稳定影响研究

采用试验与数值模拟方法研究了空气节流对煤油燃料超燃冲压发动机火焰稳定的影响。发动机入口气流总温、总压和马赫数分别为1100K,1.0MPa和2.0。空气节流位置距离发动机入口625mm,空气节流流量为入口发动机空气流量的27.2%。多种非接触光学测量手段被应用于超燃冲压发动机燃烧流场结构和火焰传播规律的诊断,包括纹影、阴影、差分干涉、自发光照相和OH-PLIF。首先考察了有、无空气节流时超燃冲压发动机冷流流场的结构,结果显示:在实施空气节流后,流场内产生了激波串结构。激波串促使流场的静温和静压升高,马赫数降低。同时激波串与边界层相互作用,导致了边界层分离,促进了燃料与空气的高效混合,实现了煤油的可靠点火。其次考察了先锋氢气燃烧流场的火焰传播规律与稳定形态,结果表明:当先锋氢气当量比为0.3时,燃烧流场振荡;当先锋氢气当量比为0.1时,燃烧流场稳定。最后研究了空气节流对煤油燃料超燃冲压发动机火焰稳定的影响,结果表明:不实施空气节流时,液态室温煤油吹熄了先锋火焰,煤油点火失败;实施空气节流后,煤油成功点火,当先锋氢气和空气节流撤除后,煤油仍然保持稳定的燃烧。     

连续伴随方法在二维高超声速进气道优化中的应用

针对连续伴随方法,开展在二维高超声速进气道优化中的应用研究。进气道构型采用基于特征线法设计的曲面压缩进气道,运用自由曲面变形FFD方法对进气道外压缩面参数化控制,在黏性情况下基于连续伴随方法以进气道流量为目标开展优化研究。采用三套网格研究外压缩面壁面灵敏度的影响因素,结果表明壁面灵敏度对边界层网格依赖性较强;通过有限差分法对连续伴随方法得到的目标函数梯度进行验证。基于以上方法和结论,采用拟牛顿BFGS方法以进气道流量为目标函数对外压缩面优化,优化后唇口处入射激波实现封口,外压缩面最大法向位移为5.6mm,进气道流量提高6.3%,整体性能得到提升。优化结果表明,伴随方法可有效应用于高超声速进气道优化。     

微修形异型转圆内转式进气道的设计与试验研究

利用流线追踪及微修型技术,设计了一种类水滴转圆形内转式进气道,针对该进气道开展了初步的数值与试验研究。研究结果表明:该进气道保持了流线追踪进气道前缘激波结构,微型面融合方法最大限度减少了对进气道流场的影响;Ma=6.0/AOA=2°时,试验测得的机体/唇口侧压力分布与CFD吻合较好,隔离段出口截面皮托压分布规律基本一致,但在值域上存在一定偏差;随着攻角由-2°增至6°,唇口反射激波在机体侧的交汇点前移约55mm;堵塞度在70%~75%时,进气道最大反压约0.41MPa;进气道启动状态下,未受反压扰动点压力脉动小,波动不明显;进气道启动但受反压扰动点压力脉动增加,波动范围增大;进气道不启动状态下受扰点压力脉动大,随时间变化的周期性表现明显,低频振动明显。