不同壁温及差分格式下超燃冲压发动机的仿真

针对圆截面超燃冲压发动机相关实验进行数值仿真,采用了不同的壁面温度条件和差分格式,并探究其对仿真结果的影响规律。结果表明采用常用的绝热壁面边界条件会导致激波边界层交互位置处的回流区变大,进而导致流道收缩,壁面压力升高。采用高精度格式不仅不能更为精确地计算回流区的大小,反而会使回流区面积变得更大。通过改变壁面边界条件,采用300 K的等温壁面,可以使激波边界层交互位置处的回流区变得极小,使仿真结果与实验结果十分吻合。计算结果表明,针对当前构型与实验条件,盲目提高数值格式的精度并不一定会得到更好的结果,相反可能会使仿真与实验更加偏离,而适当修改壁面温度条件,即使数值格式精度较低,仍然可以得到很好的仿真结果。最后,针对与实验结果吻合的仿真结果,分析了圆截面超燃冲压发动机的流场特性,重点研究了凹腔剪切层及其质量交换特性。     

采用非均匀反弹特性壁面的粒子分离器研究

为了在不改变流道几何型面的基础上实现对较大粒径砂尘轨迹的有效组织,借助数值仿真技术,对一类典型无旋式惯性粒子分离器流道内两相流场展开了模拟研究。通过对典型工况下粒子分离器内砂尘轨迹的追踪和细致分析,首先获得了壁面反弹主导下的较大粒径砂尘的三类基本运动模式及其主要特征。而后以此为基础,充分利用2024铝合金、7020橡胶以及45钢3种典型壁面在反弹特性上的差异,同时结合原流道型面,完成了一种基于非均匀壁面的粒子分离器方案设计。计算表明:通过对鼓包迎风面等关键区域的壁面材质的特殊设计,可在不降低气动性能的前提下实现AC砂及C砂分离效率的显著提升,其增幅分别为6.0%和13.7%。      

来流条件对热流组分扩散项影响效应分析

使用数值模拟的方法研究了高超声速热化学非平衡流动中不同来流条件对热流组分扩散项的影响。以RAM-CII飞行试验外形为例,使用AUSM+-up格式耦合LU-SGS方法求解带化学反应源项的多组分NS方程。得到如下结论:在非平衡热环境数值模拟研究中,完全催化壁时组分扩散项热流所占比率表征了壁面催化效应的强弱;在同一高度下,随着马赫数升高热流组分扩散项比例越来越显著,而马赫数相同时,随着高度增高热流组分扩散项所占比例越来越小,主要原因在于当地化学反应进行程度不同。     

二维有限长度柔性壁面上T-S波演化的数值研究

受自然界鸟类羽毛的柔性特征启发,利用数值模拟的方式开展了柔性壁面对亚声速边界层中T-S波演化的影响研究。刚性壁面上的数值结果与线性理论吻合得很好,验证了数值方法的可靠性。在此基础上,将部分刚性壁面替换为柔性壁面,结果表明,柔性壁面可以抑制T-S波在空间上的增长,从而推迟边界层流动转捩。壁面的变形不只跟随T-S波的波形,还因为柔性段与刚性段相接的前缘和后缘引起与扰动源频率相同的更大尺度的壁面波动,壁面的实际变形由这几种波叠加而成。开展的参数研究结果表明,增大表面的质量密度对于柔性壁面衰减扰动的效果几乎没有影响;增大表面张力和增加底部支撑的弹性系数可以增加壁面的刚性,减小壁面变形的幅度;增加阻尼可以抑制柔性段前后缘产生的大尺度壁面波动的传播,而对跟随T-S波的变形影响不大。总体上,柔性壁面的变形程度越大,其扰动的抑制效果越强。      

基于欧拉方程的高超声速飞行器的壁面流线生成计算

提出了一种新的利用表面流函数法计算高超声速飞行器表面流线分布的方法.首先提出了表面流函数的概念,并通过理论推导,得到了表面流函数与表面流线的关系;然后运用结构化网格求解三维Eu-ler方程,计算得到高超声速钝头体的边界层外缘外部无粘流场气流参数;最后利用无粘流场气流参数和表面流函数的方法计算了高超声速飞行器的精确表面流线分布.结果表明,在无攻角和攻角小于20°的情况下均可以得到较好的壁面流线分布.高精度的表面流线的得到,为利用边界层内粘性主导区域的积分方程等方法进一步精确预测高超声速飞行器表面的气动加热奠定了基础.      

基于MSDM方法的粒子-固壁侵蚀效应研究

为研究导弹发射过程中发动机喷出的高温高速粒子对发射装置壁面的冲刷和侵蚀作用,利用MSDM(微尺度动力学模型)方法,建立了粒子对固壁材料的冲刷侵蚀模型,对粒子入射速度、入射角度、粒子尺寸及固壁材料特性等影响侵蚀效应的因素进行了研究,获得了粒子入射条件、固壁材料特性与侵蚀效应的相互关系.用MSDM方法将粒子和固壁离散为具有一定连接关系的微团质点,并利用材料属性和牛顿运动关系确定了微团间的相互作用和运动过程.研究表明,该方法在分析粒子-材料侵蚀方面具有一定效果.     

基于相干结构的大涡模拟壁面模型

首先对湍流边界层近壁区相干结构群进行研究,根据共振三波理论使用沿流向周期性发展的多个三维波构造其初始结构,通过直接数值模拟得到该相干结构群的演化特性.在此基础上,提出了基于近壁区相干结构流动参数的新型大涡模拟壁面模型.确定了此壁面模型与主流大涡模拟衔接的原理方案.计算结果表明:该壁面模型在减少计算量的同时,能够为主流区大涡模拟提供重要的壁面大尺度结构信息,使计算取得准确的结果,实现了壁面模型的基本功能.      

壁面温度分布的高超声速平板边界层稳定性分析及转捩预测

针对来流马赫数为4.5、6.0和7.0的高超声速平板边界层,取30km高空处的气体参数,壁面为等温、绝热和温度分布等3种不同条件,采用eN方法进行转捩预测。其中,壁面温度分布条件下,在等温壁（冷壁）和绝热壁之间,给出4种流向分布进行分析。取扰动的初始幅值为0.3‰,以幅值达到1.5%作为转捩判断依据。结果表明:当温度为来流温度时,等温壁面条件的转捩位置最靠前,并随马赫数增大更加靠前;绝热壁面条件的转捩位置随马赫数增大而推后;壁面温度分布条件下,在相同时刻,马赫数越大,转捩位置越靠前。相同马赫数下,壁面温度较高者转捩位置较靠后（马赫数为7.0时,不完全满足此规律）。在马赫数为4.5和6.0时,绝热壁面条件转捩由第一模态主导,其余情况主导转捩的都是第二模态。     

考虑可压缩与热传导的壁面函数边界条件及其应用

考虑到可压缩和热传导效应的壁面函数边界条件,被耦合到了采用k-ω两方程湍流模型、用有限体积法求解N-S方程的程序中。壁面函数基于耦合的速度和温度型,并且在边界层内的粘性子区和对数区内一致有效。引入壁面函数边界条件后,通过算例验证在y <100的范围内,得到的物面压力、摩阻、热流与实验结果比较,结果可靠。而无壁面函数边界条件时,要得到相同精度的结果,要求y ≈1。壁面函数的引入,为工程上准确预测飞行器在湍流流动中表面受力与气动热提供了保障。     

沟槽超疏水复合壁面湍流边界层减阻机理的TRPIV实验研究

利用TRPIV实验分别测量了湍流边界层在亲水壁面、超疏水壁面以及沟槽超疏水复合壁面上的瞬时速度场,对比分析了3种壁面的摩擦阻力,发现沟槽超疏水复合壁面的减阻率能够达到20.7％,而超疏水壁面只有14.6％.通过对比分析湍流边界层在3种壁面上的湍流脉动强度,发现法向湍流脉动强度在3种壁面上无明显变化,而在y+<150区域...