超声速分离流非线性湍流模式的研究

本文在低雷诺数k-ε两方程框架下,应用八个常见的非线性湍流模式,对两个激波/边界层相互作用诱导分离的超声速流动进行了研究。采用的非线性模式有:二阶模式(Wilcox＆Rubesin(1980),Shih,Zhu＆Lumley(1993),Shih,Zhu＆Lumley(1995),Gatski＆Speziale(1993))和三阶模式(Craft,Launder＆Suga(1996),Lien＆Leschziner(1996),Apsley＆Leschziner(1998),Shih(1997))。两个超声速流动为:20°可压缩拐角绕流和轴对称尖顶拱-柱-裙组合体绕流。计算结果表明,对于激波边界层相互作用,在不做任何可压缩性修正的情况下,非线性模式并没有给出明显优于线性模式的结果。     

新一代环保型超声速客机气动相关关键技术与研究进展

更快的旅行速度是人类永恒的追求。虽然以"协和"号和"图144"为代表的第一代超声速客机商业运营失败,但之后人类从来就没有停止过对新一代更加环保的超声速客机的探索与研究。本文首先梳理总结了其中首要突破的四大关键技术(声爆预测及其抑制技术、超声速减阻技术、变循环发动机技术、低声爆低阻布局与综合优化设计技术),并对其国内外研究进展情况进行了文献综述,对研究现状进行了分析。其次,介绍了西北工业大学超声速客机研究中心在声爆预测理论与方法、声爆抑制技术、低声爆低阻布局与综合优化技术、超声速层流减阻技术等方面的研究进展。最后,针对发展新一代环保型超声速客机当前急需突破的关键科学与技术问题,探讨了未来需重点研究的方向。     

关于混合气体输运系数计算方案的影响研究

为了研究混合气体分子输运系数的不同近似计算方案对边界层及射流剪切层流场计算的影响,以含双方程k-ωSST湍流模式的质量平均Navier-Stokes方程为控制方程,分别采用两种计算方案:公式计算混合气体导热系数、扩散系数的直接计算方案和由普朗特数和施密特数等关联混合气体导热系数、扩散系数的关联计算方案,对Burrow和Kurkov实验流场进行了数值模拟。结果表明:与采用直接计算方案相比,采用关联计算方案,流场数值模拟在获得相当的计算结果的同时,大大降低了计算量;抛开与控制方程的相容性问题,混合气体扩散系数各直接计算方案对流场参数计算影响不明显;在湍流计算时,边界层/剪切层区域的混合气体湍流输运系数大于分子输运系数,由此弱化了混合气体分子输运系数不同的近似计算方案对流场数值模拟的影响;相对输运系数近似计算方案,湍流可压缩修正模型对组分剖面的影响更为明显。计算表明,在边界层近壁流场、剪切层流场以及层流流场的精细化数值模拟中,混合气体分子输运系数的计算方案有重要的影响。     

超声速旋流器内气相流场的数值模拟

为了研究旋流对超声速喷管内流场的影响,在现有旋流器的基础上,通过简化模型而设计出一套前置式超声速旋流器装置,并建立不同旋流器下的三维几何模型,利用计算流体动力学(CFD)软件Fluent,结合realizable k-ε湍流模型对气相流场进行数值模拟。结果表明：在保持入口总压恒定时,随着进气道数量的减少,气体在旋流器中产生的最大切向速度会增大,但不会改变喷管流动具有组合螺旋涡的特性;由于气体的角动量是以减小轴向动量为代价,切向速度的增大,导致出口截面处的平均轴向速度减小;入口总压增大时,气体速度与静温在收缩段的分布接近,在扩张段,气体速度和马赫数增大,而静温减小,并且切向速度在出口截面沿径向方向上呈现出几乎相同的分布。     

简化自适应机翼的气动外形优化设计

自适应机翼技术的研究对于超声速飞机设计具有重要意义。本文在二维翼型自适应的研究基础上,用Powell法优化计算了对前缘后掠角为35°,展弦比λ=3.9,梢根比η=0.17,机翼剖面为NACA65006翼型的梯形翼的前后缘舵面偏转角,从而获得了在亚跨声速时升阻比大而在超声速时阻力系数小的简化自适应机翼的最优气动外形。本文采用了并行遗传算法,计算了要求亚跨声速升阻比大同时超声速阻力小的气动双目标优化机翼的外形。讨论了优化机翼相对于原始机翼的气动增益。与二维一样,三维数值算例也证明了自适应机翼可获得明显的气动增益。     

钝体边界层失稳特性分析

推导了适合可压缩二维/轴对称边界层的线性抛物化稳定性方程。在法向采用4阶中心格式,流向采用1阶向后差分,对线性抛物化稳定性方程进行离散。通过来流马赫数为4.5的平板与曲面边界层稳定性问题验证了程序的正确性。讨论了来流马赫数6的球钝锥边界层内,扰动波沿端头向下游演化的失稳特性。发现了一种新的失稳机制。     

超声速氩气流磁流体发电初步实验研究(英文)

利用激波风洞,采用氦气驱动氩气,在平衡接触面运行方式下得到高温气体,通过在低压段注入电离种子K2CO3粉末,实现高温条件下导电流体的产生,开展了超声速氩气流磁流体功率提取初步实验研究。在喷管入口总压0.32MPa、总温6504K,磁场强度约0.5T、喷管出口气流速度1959m/s的条件下,对分段磁流体功率提取通道电极的感应电压和短路电流进行了测量,实验测量结果与理论计算相吻合,并由电压电流计算得出了平均电导率约20S/m左右,在负载系数为0.5的情况下,磁流体功率提取通道最大的功率密度可达4.7971MW/m3,最大焓提取率为0.34%。最后分析并给出了气体状态参数T1,M1,T2,M2的测试原理与方法。     

凹腔底壁喷射位置的数值模拟与试验

为探究凹腔底壁不同喷射位置对碳氢燃料的燃烧性能的影响,在直联式超燃试验台上进行了凹腔底壁不同喷射位置的气态燃料(乙烯)、液态燃料(煤油)以及气泡雾化煤油(起泡气体为氢气、空气、氮气)的超声速燃烧试验。并针对凹腔底壁不同位置喷乙烯进行了数值仿真。通过分析燃烧室壁面压力与数值模拟结果得到:凹腔底壁不同喷射位置对气态燃料的点火性能影响不大,燃烧性能随喷点位置的后移下降。煤油通过靠近凹腔前缘的喷孔喷入可顺利点火,而通过靠近后缘的喷孔无法实现点火。应用氢气作为起泡气体的气泡雾化喷嘴后,实现了所有喷点的点火,但随着喷点位置的后移,煤油的燃烧性能下降。     

2m×2m超声速风洞全挠性壁喷管气动设计及动态调试结果分析

中国空气动力研究与发展中心自行设计的2m×2m超声速风洞于2010年底建成,它是一座直流、暂冲式风洞,采用了全挠性壁喷管技术。喷管总长18m,具有马赫数1.5～4.0的十多个型面,每个型面通过24对撑杆的伸缩实施成型。该喷管的气动设计采用了具有连续曲率的Sivells设计方法,并用Maxwell方法对其进行了边界层修正。该喷管采用实验影响法进行了喷管型面的动态调试,个别型面还采用了二次修正。调试结果显示,在各设计马赫数下,试验段模型区流场指标均优于GJB先进指标,表明该喷管的气动设计是成功的。     

2m×2m超声速风洞测量系统与运行管理系统研制

2m×2m超声速风洞测量系统采用NI公司的嵌入式实时控制器及GE公司的反射内存技术构建实时网络,选用NI公司的数据采集卡实现数据采集,选用PSI 8400DTC系统实现模型表面压力测量。运行管理系统包括运行操作系统软件和状态监控系统软件,主要完成风洞试验运行、操作、控制以及风洞试验状态监控。系统软件应用NI公司的LabVIEW 8.6.1图形化开发环境进行开发。介绍了系统研制内容、技术指标、研制方案、关键技术问题及其解决途径。该系统具有功能完善,技术指标先进,操作界面友好,使用维护方便的特点。