三级压缩锥导乘波体设计技术与实验分析

为了充分发挥乘波体布局作为吸气式高超声速飞行器前体的预压缩功能,基于吻切锥原理发展了一种多级压缩乘波体设计方法。通过该设计方法设计得到了三级压缩锥导乘波体。设计状态下的数值模拟结果显示,该乘波体产生的3道锥面激波按照设计预期相交于底部截面上。该三级压缩锥导乘波体的上表面采用膨胀式上表面布局设计并在底部与进气道相连,将进气道唇口取为设计条件下3道锥面激波相交的位置,由此获得了进行风洞实验的三级压缩锥导乘波体前体/进气道布局。对该型三级压缩锥导乘波体前体/进气道布局开展了数值模拟与高超声速风洞实验的对比校验,在流场波系结构方面得到了相吻合的结果,表明了设计方法的可靠性。     

前置翼片式涡流发生器对燃烧室氢气燃料掺混特性的影响

超声速来流与燃料的充分掺混是超声速燃烧的关键技术，直接关系到吸气式高超声速推进系统的总体性能。本文通过在射流口前安装翼片式涡流发生器以促进燃料与空气的掺混。基于SST k-ω湍流模型的RANS方法，对带有翼片式涡流发生器的超燃冲压发动机燃烧室模型内氢气横向喷流冷流流场进行了数值模拟，对比分析涡流发生器高度和长度不同的条件下燃烧室内的流场结构、涡流强度、氢气与空气掺混特性、燃烧室总压损失的规律。结果表明，翼片式涡流发生器能够提高涡流强度并大幅提高燃烧室内的掺混性能。随着涡流发生器高度和长度的增加，流场结构间的干扰增强，导致涡流强度和穿透深度增加，从而提升掺混效率。与不安装涡流发生器情况相比，涡流发生器能提升氢燃料的穿透深度超过170%，减少燃料掺混距离70%以上。更加复杂的流场结构同时会增大燃烧室的总压损失，并随着涡流发生器高度和长度的增加而增大。相较于掺混性能的提升，总压损失的增大幅度相对小很多，说明通过合理的参数选择，翼片式涡流发生器能够有效提升燃烧室的掺混性能。     

滑移流区化学非平衡流中气动热环境的数值模拟

针对滑移流区化学非平衡流中的气动热环境预测问题，采用多组分化学非平衡纳维-斯托克斯（N-S）方程对轨道验证飞行器（OREX）进行数值模拟，对比了有限催化和非催化、滑移和无滑移壁面条件下的气动加热，研究了壁面催化和滑移效应对气动热的影响规律，并分析了影响气动热的主要机制。结果表明：壁面催化和滑移效应均会影响流场物理量分布，高度为92.82 km时对激波脱体距离的影响较为明显；随着高度减小，有限催化与非催化壁面间的热流偏差增大，而滑移与无滑移壁面间的热流偏差减小；高度低于92.82 km时有限催化壁面计算得到的驻点热流值与飞行数据吻合较好，偏差均在11%以内；机制分析发现，催化效应对壁面附近的组分分布影响较大，滑移边界条件中的温度跳跃条件对壁面附近的温度分布影响显著。