超声速内流道摩擦阻力分析及减阻技术研究

针对带有后向台阶的等截面受限空间,通过三维数值模拟开展了超声速内流道摩擦阻力分析及减阻技术研究。分析对比了飞行马赫数为5、6、6.5及7对应的燃烧室入口条件下相同质量氢气喷注、燃烧对壁面摩擦阻力的影响机制以及不同喷注压力对喷孔下游壁面剪应力的影响。研究结果表明,同等质量的氢气,低速喷注优于高速喷注(507、50.7 kPa喷注压力分别得到10%、5%左右的减阻效果)。近壁区燃烧得到接近70%的减阻效果;气流经过突扩结构之后,壁面剪应力呈现规律地不均匀变化,最大差异达100%;剪应力与密度变化趋势基本吻合。因此,发动机内流道减阻的关键在于营造近壁区低密度场;稳定、有效的减阻区域发生在靠后方的位置,但由于流动掺混、燃料的燃烧消耗,减阻效果沿流向逐渐减弱。      

一种超声速进气道侧壁面流场控制研究

为改善二元超声速进气道前体激波与侧壁面边界层干扰问题,提出了一种在侧壁开泄流气缝的流场控制方法并进行了数值仿真验证,然后研究了侧壁面开缝的宽度、位置、角度等典型几何参数对进气道性能的影响规律。结果表明:设计马赫数下侧壁开缝使进气道唇口角区处的溢流明显减小,进气道内通道进口流场得到改善,进气道流量系数提高2.27%,喉道截面总压恢复系数提高3.37%;在非设计状态下,进气道性能也有一定的改善。典型几何参数研究结果表明,当侧壁开缝位置位于前体斜激波位置(L=-1.4～-0.21)、开缝宽度为0.85～1.10倍当地边界层厚度时,对进气道性能的改善效果最佳,而开缝的角度影响并不明显。     

超声速单边扩张燃烧室分离区振荡现象及其解耦分析

为了揭示超声速燃烧中非定常现象的主导机制,通过解耦分析系统研究了单边扩张燃烧室中一种以分离区不稳定为特征的非稳态燃烧。采用控制变量的方法,对Ma=6条件(隔离段来流马赫数3.46,总温1430K)下燃烧不稳定的可能影响因素进行了解耦分析,并对典型工况在直连式实验台上开展了验证。研究表明,火焰不是本文中燃烧不稳定现象的主要影响因素,释热形成的反压才是该现象的主因。低当量比工况下反压较小,流场的非稳态机制由射流和凹腔共同主导;中高当量比工况下反压较大,非稳态机制由反压主导。射流与凹腔相互作用能形成周期性极强的非稳态过程,其压力振荡频率约为200Hz。在较高反压的驱动下,超声速燃烧室内会发生复杂的非定常现象,具体表现为激波串轴向大幅振荡,并伴有非对称分离区的间歇性切换。由反压主导的流场振荡周期性不强、频率以中低频为主(100～500Hz)。非稳态过程可能源于激波边界层干扰中的低频不稳定性,其被燃烧释热所形成的分离区放大,在下游反压的影响下形成了流场中复杂的非定常过程。     

基于记忆合金的可变形涡流发生器控制唇罩激波/边界层干扰研究

为了对超声速进气道口部唇罩激波/边界层干扰进行有效的控制,提出了一种基于记忆合金的可变形大长高比涡流发生器,并通过风洞实验验证了该方案的可行性和控制效果。结果表明:在记忆合金的驱动下,大长高比的涡流发生器可以实现自主变形,并且其变形量与设计值吻合较好,在没有外界气流干扰条件下涡流发生器尾缘变形高度与设计值的相对误差为3%,在风洞吹风条件下,变形完成的涡流发生器尾缘高度与设计值的误差为5.4%。在大长高比的可变形涡流发生器控制下,进气道入口因唇罩激波/边界层干扰导致的边界层分离包被有效控制,其被分割破碎为多个沿展向分布的小尺度分离包。同时,涡流发生器尾部诱导的旋涡增强了分离包内的低能流与主流的掺混,促使分离气流迅速再附。当进气道在马赫3.8工作时,进气道出口的总压恢复系数从无控制时的0.557提升至0.603。     

超强台风山竹近地层外围风速剖面演变特性现场实测

利用多普勒激光雷达在琼州海峡北岸徐闻地区从2018年9月15日12:28到2018年9月17日13:53对1822号超强台风山竹外围风场进行实测,获得台风登陆前29个小时至登陆后21个小时时间范围内每隔10min一次的近地层风速剖面演变数据。总结台风远端风场演变过程的4个阶段:外围小风、登陆前强风切变、登陆后低空急流、台风远离时风速衰减;发现台风远端风场S形和反C形2种风剖面形态;总结距离台风中心230～750km范围内最大风速高度沿台风半径向外先增大后减小的趋势;发现台风登陆前远端风场平均最大风速高度约360m,平均风剖面幂指数0.41,登陆后平均最大风速高度约800m,平均风剖面幂指数0.28;验证Vickery提出的对数律修正模型对台风远端风场风剖面形态的适用性,发现该模型对反C形风剖面拟合度较好,对S形风剖面上部重现度较差。     

叶片式涡流发生器对压缩拐角流动分离的控制

采用基于k-ω湍流模型的雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方程方法,研究了叶片式涡流发生器（VG）对于马赫数Ma_∞=2.9时24°压缩拐角边界层分离的控制作用。计算结果表明：叶片式涡流发生器诱发的流向涡,是控制拐角处边界层分离的主要因素,流向涡强度越大控制效果越好。流向涡增大了主流与边界层内的动量输运,沿壁面法向速度型更加饱满,并使得压缩拐角处的二维分离转变为三维分离,改变了激波边界层干扰的结构,分离区长度减小了39.68%。相比于相向旋转,同向旋转叶片式涡流发生器改善了分离区内的压力分布,分离区总长度减小量相当,但分离点距转折点处的长度更短,且系统阻力增量更小。对于相向旋转叶片式涡流发生器,后缘高度增大,分离区总长度减小,系统阻力增量先减小后增大;相向旋转叶片间距越大,分离区总长度越小,系统阻力增量越大;同向旋转叶片间距越大,分离区总长度越大,系统阻力增量越小。高度对叶片式涡流发生器诱发的流向涡强度起主要作用,异向与同向叶片间距的影响较小。     

超声速湍流密度脉动预测的神经网络方法

针对气动光学效应对湍流密度脉动预测的需求,发展了超声速湍流密度脉动预测的神经网络方法,从直接数值模拟（DNS）的超声速湍流边界层的流场数据中挖掘规律,建立了包含5个隐含层的密度脉动模型。实验结果表明,所发展的神经网络方法可以很好地预测密度脉动均方值,它不仅能很好地预测训练样本,对测试样本预测的精度和稳定性也显著高于传统模型,且具有一定的泛化能力。通过特征选择和加入先验信息,确定了密度脉动模型的7个输入参数特征量,进一步提高了模型的泛化能力和实用性。     

超声速进气道流场和边界层计算

对设计马赫数为3.5的混压式进气道,在小迎角下作了流场和边界层计算。用内激波捕捉法计算无粘流场,用积分法计算层流和湍流边界层。结果和实验数据以及特征解一致,边界层位移厚度也合理。     

烧蚀边界层温度分布的测量

采用发射光谱法对电弧射流中再入模拟烧蚀边界层的参数分布进行测量,主要问题是如何获得对气体状态模型的确切了解和实现同时具有高空间分辨率、时间分辨率和光谱分辨率的辐射测量技术。本文提供了鉴定LTE条件是否存在的可靠方法,介绍了准确测量烧蚀边界层光谱辐射剖面的技术措施。测得驻点烧蚀边界层的温度分布与相应的理论计算结果符合较好。     

数值分析跨声速主流与边界层迭代

本文首次提出新的用于分析跨声速无粘主流与边界层迭代过程稳定性的物理模型和数学模型,在局部冻结系数的意义下从理论上细致分析了主流采用跨声速流函数法,而边界层分别采用正模式、逆模式、半逆模式计算时主流与边界层迭代过程的稳定性和放大因子。指出上述这些迭代并不总收敛,并给出了使这一过程达到收敛应具备的条件,这对指导电子计算机上的数值试验有特别重要的意义。文中完成了4个典型算例,得到了与实验较为吻合的数值结果。