冰脱落对电热除冰传热特性的影响研究

冰脱落对电热除冰传热特性的影响是电热除冰过程中的重要特征.采用有限体积法和混合网格技术,基于热焓方法将传统的相变传热模型应用到电热除冰计算中,研究了冰脱落对电热除冰传热特性的影响,主要研究了加热模式和加热单元间隔对除冰结构传热特性的影响.研究发现:无间隔除冰单元是有间隔除冰单元的特殊情况,其蒙皮表面温度历程在本质上是一致的.冰脱落后,无间隔除冰单元蒙皮表面温度开始剧烈上升然后逐渐缓慢上升.而对于有间隔除冰单元,随着间隔上加热功率的降低,温升过程逐渐缓和.单元间隔的加热功率降低到一定程度时,表面温度出现温降过程.当传递到蒙皮表面的热量和对流换热带走的热量差逐渐趋于稳定时,表面温度又开始逐渐稳定的上升.     

通用大气飞行器的参数化气动布局研究

提出了一种新的升力体类通用大气飞行器布局方案.应用基于二次曲线的模线设计方法,通过二次曲线的控制点和形状参数实现参数化外形建模,构造适用于通用大气飞行器的升力体布局方案,提高飞行器气动布局方案的设计效率,为进一步的气动特性计算和布局方案设计优化奠定基础.采用修正的内伏牛顿流理论,对通用大气飞行器进行高超声速气动特性计算,并进行了质心设计,获得的高超声速稳定配平升阻比达到3.5以上.进行了控制舵面设计和控制效率的计算分析.     

捕捉间断的高精度数值方法

为发展适用于捕捉超声速流场中各种间断的高精度算法,将通量限制的思想引入到紧致格式中,构造了一个传统方法与紧致格式混合组成的通量限制型差分格式.通过在时间方向上利用一阶精度格式计算的一维定常激波,以及在时间方向采用多步Runge-Kutta方法计算的一维非定常激波管问题上的数值试验与二阶精度的TVD格式所计算的结果比较,表明新方法比二阶精度方法在间断的捕捉上具有明显的优势.通过新方法的计算结果与精确解的比较,表明新方法的准度也是非常令人满意的.     

电加热过程的冰脊形成实验研究

利用结冰风洞设备和电加热装置,采用实验的方法研究了不同来流速度、环境温度和加热功率对冰脊形成的影响。研究表明：随着来流速度、加热功率的增加,冰防护区长度增加,冰脊往下游推后,而随着环境温度的降低,冰防护区长度减小,冰脊往上游靠近。冰脊的生长规律是从冰防护区外下游某位置开始冻结,逐步往冰防护区发展,从而为电热除冰系统加热模式的选取和传热特性的优化提供了实验依据。     

高超声速飞行器界面多相催化数值研究进展

随着未来临近空间高超声速飞行器高速度、长航时新需求的提出,飞行器高温流动与热防护系统相互作用凸显,引发极端力学、热学条件下气固界面多相催化等高温界面效应。回顾了高超声速飞行器中界面多相催化理论建模和数值研究历程,重点综述了界面多相催化的给定速率系数模型、含微细观特征的唯象模型、基于微观理论模拟的跨尺度模型的研究进展。总结了作者团队在飞行器界面多相催化效应建模、机理和应用相关方面的研究结果。结合未来飞行器减重、增程、保形的设计需求,进一步提出了国内后续研究的重点方向,以期支撑热防护系统轻量化、低冗余设计。     

类ATLLAS-M6运输机气动布局分析与设计

根据德国宇航中心设计的ATLLAS-M6运输机的气动布局特点,利用基于类型函数和形状函数的CST方法对其进行了参数化建模,并初步计算分析了该外形的主要气动特性,包括配平特性、静/动稳定性以及控制面的控制效率等。研究结果表明,类ATLLAS-M6的气动性能基本满足高超声速运输机的设计要求,其气动布局方案是可以借鉴的。在此基础上,将进一步考虑运输机结构重量、热防护性能等对布局的约束,对其外形进行多学科优化设计。     

凹腔火焰稳定器回流区稳焰机理

借助凹腔火焰稳定器模型的数值计算结果研究了高总焓超声速流条件下凹腔火焰稳定器回流区中可能存在的稳焰机制。研究表明,高总焓来流条件下凹腔火焰稳定器回流区中至少存在着三种稳焰机制：回流区燃烧机制、回流区点燃机制和回流区整流机制。三种稳焰机制分别利用了高焓来流条件下回流区的三种不同特性：回流区燃烧机制利用了回流区的混合特性;回流区点燃机制利用了回流区的高温特性;回流区整流机制利用了回流区的阻流特性。计算结果表明,三种稳焰机制都有可能成为凹腔火焰稳定器回流区中起主导作用的稳焰机制。     

母线对扩缩管传热强化影响的计算研究

采用二维轴对称不可压缩N-S方程,利用有限体积方法和SIMPLE算法,对不同母线型式的扩缩管对流换热特性进行了数值模拟.在给定入口速度、温度型线的条件下,分别研究了层流和湍流状态下均匀、线性、抛物线等三种典型入口型线对对流换热性能的影响.探索了不同母线型式对传热强化的影响,得到了对流换热随母线形状的变化规律.在给定的状态中得到了一个比较适当的母线外形,使得扩缩管的传热性能有所优化.     

高超声速飞行器前缘缝隙流动数值模拟研究

通过分析高超声速飞行器前缘防热瓦结构,建立了一种开缝前缘的简化模型。针对这一模型的流场通过求解三维可压缩Navier Stokes方程进行了数值模拟。研究了缝隙诱导形成的三维旋涡的空间分布特征和旋涡运动对物面气动加热的影响规律。模型圆弧段缝隙肩部倒圆区因存在较强的三维效应形成“常规”高热流区,而缝隙内主旋涡再附致使侧壁上存在一个“非常规”高热流区;模型平直段展向流动诱导缝隙上方出现较强的旋涡运动,同时流动在缝隙倒圆区形成分离涡并于缝隙侧壁面再附,受这些旋涡运动的影响,缝隙肩部倒圆区转变为局部热流低值区,缝隙侧壁上存在局部热流高值区。     

MSL火星探测器高超声速流场预测及气动性分析

为获取火星探测器升力-弹道式进入火星大气层的气动特性,以火星科学实验室探测器（MSL）为研究对象,开展基于有效比热比方法的高超声速流动的数值模拟研究,并建立探测器进入过程的气动性能分析方法。计算分析表明,探测器绕流流场因有效比热比较小而具有很薄的激波层,物面气动力与文献值吻合良好;气动分析表明,对特定飞行状态,质心位置决定配平升阻比和俯仰静稳定度,合理的质心法向偏移和纵向移动可满足探测器的升阻特性和静稳定性,同时给定的配平特性和静稳定性要求也可指导质心位置调整,进而为探测器的气动布局设计和舱内设备布置提供建议。