部分覆盖构型对凹腔冷态和燃烧流场的影响

为了研究凹腔部分覆盖构型对燃烧室流场的影响,采用SST k-ε湍流模型和有限化学速率/涡破碎模型,对部分覆盖型凹腔的冷态和燃烧的二维流场进行了数值仿真。比较了贫燃和富燃条件下,覆盖板对凹腔燃料分布、流场温度和燃烧效率的影响。研究发现贫燃下,覆盖板有利于凹腔内燃料的积累,提高了凹腔的火焰稳定性,同时由于点火适宜的当量比区域位于凹腔内低速区,增强了凹腔点火能力;富燃下,覆盖板使凹腔内富燃环境进一步恶化,降低了凹腔的火焰稳定性和燃烧效率,主要燃烧区部分向下游转移。     

微波对超声速燃烧火焰结构的影响

超声速中等离子辅助燃烧是一种具有潜力的助燃方式。通过将低功率微波馈入超燃冲压发动机燃烧室的方式,研究了微波对火焰结构的影响。实验来流马赫数为2.5,常温乙烯燃料从壁面横向射流,以单级凹腔作为火焰稳定器,分别加入500 W和700 W连续2.45 GHz的微波,利用高速相机拍摄火焰CH^*发光图像。研究表明微波的加入使超声速火焰稳定结构发生改变,火焰的起始和稳定位置从凹腔剪切层向射流出口转移,表明微波对火焰传播速度或者燃烧反应速率有增强作用。同时利用火焰边界提取和分形几何的方法,发现微波能够增大火焰边界分形维度,分析认为火焰传播速度由于微波的加入而增加,证明小功率的微波对超声速燃烧有促进作用。     

亚跨超声速返回舱动稳定特性

在“阿波罗”、“联盟号”和“海盗号”等返回舱与行星探测器研发阶段,动稳定特性严重影响着降落伞系统与控制系统的设计。文章采用风洞自由振动试验方法,研究有/无前端框两种返回舱外形的动稳定特性。试验结果表明：两种返回舱外形动稳定导数的量级在全马赫数范围内都很小,在亚、跨声速,甚至超声速范围均出现动不稳定现象。该现象与返回舱分离区绕流特性密切相关。返回舱的动稳定导数随攻角的起伏变化很大,具有很强的非线性特征。在亚声速和跨声速范围,返回舱的动稳定性呈现明显的极限环振动特性。有/无前端框模型的试验结果对比表明：有前端框模型和无前端框模型动稳定性规律比较接近,但是由于前端框表面绕流影响,无前端框模型的稳定性比有前端框模型要稍差一些。     

一种超声速射流计算方法与实验验证

高温射流流场计算是尾焰辐射目标特性计算的前提,然而由于缺少可靠实验数据,针对湍流超声速射流的数值模拟多集中于低温射流,高温射流计算与实验的对比工作还很少见。利用k-ωSST双方程湍流模型,模拟了多个典型超声速射流实验的流场速度与温度分布,通过与实验结果进行对比,建立了一种超声速射流计算方法。首先,通过对比多个低温射流的实验与计算结果,探索了湍流模型中可压缩修正以及来流湍动粘性比对超声速射流计算结果的影响;进而,针对火箭发动机尾焰实验,计算尾焰流场与流场红外辐射,流场辐射计算结果与实验观测结果符合较好,进一步验证了计算方法。最终认为经过可压缩修正的k-ωSST双方程湍流模型结合湍动粘性比取值30可以作为超声射流计算中较为典型的湍流计算方法。     

来流边界层拟序结构对超声速混合层流场结构的影响研究

超声速混合层涉及可压缩湍流的根本问题,具有重要的应用背景.通过设计超声速混合层实验装置、应用新近提出的高分辨率NPLS测试技术,拍摄了来流边界层分别为层流和湍流流态下混合层的流向和展向流动图像.根据流动图像的特征,分析了混合层的流向与展向流场切面中拟序结构的成因;深入讨论了来流边界层中拟序涡结构与混合层涡结构的相互作用问题;比较了层流和湍流来流条件下混合层拟序结构的异同及其对混合效率的影响.结果表明:当来流边界层为湍流时,对应的混合层具有较高的混合效率.     

超/高超声速飞行器动态稳定性导数极快速预测方法

飞行器设计早期阶段需要预测大量工况下的动导数。本文发展了一种面向超/高超声速飞行器的动导数极快速预测方法：首先基于当地流活塞理论,将飞行器进行小幅非定常运动所受到的气动力分为受自由来流引起的无附加扰动项以及受物面变形或运动引起的附加扰动项;通过当地表面斜度法、激波后等熵关系求解物面当地流动参数,进而结合非定常运动规律求出飞行器所受非定常气动力;再采用待定系数法对非定常气动力进行提取、辨识,最终得到超/高超声速飞行器动导数。该方法克服了传统方法对CFD流场参数的依赖和耦合,具有极高的计算效率;同时典型算例验证表明,该方法在超声速、高超声速工况下都能够很好预测动导数变化趋势。将该方法应用于复杂外形飞行器动导数预测,并讨论了与CFD方法的误差来源。本文方法可作为高速飞行器总体设计阶段布局选型的工具。     

无尾布局后体超声速航向增稳设计方法

针对无尾布局超声速航向静稳定性不足的问题,提出一种基于超声速压缩/膨胀流动的后体超声速航向气动增稳设计方法。首先通过无尾布局扁平后体和常规后体方案航向静稳定性和表面流场差异的对比,明确了后体超声速航向增稳设计思路。然后基于后体参数化外形分析了后体型面对于布局超声速航向静稳定性的影响规律。最后通过评估典型后体方案的综合气动特性验证了后体超声速航向增稳设计方法的可行性。研究表明：重心后侧向投影面积增量、后体脊线以及后体截面曲线是影响后体型面超声速航向增稳能力的3个主要参数。与常规后体型面相比,通过超声速航向增稳设计获得的后体型面能够在布局阻力变化不大的情况下,显著改善无尾布局在跨声速和超声速状态的航向静不稳定性。     

可变形翼型超声速非定常气动力的研究

由小扰动线化方程出发,利用基于格林公式的边界元方法求解二维超声速流动速度场,进而对变形翼型气动特性进行理论分析和数值计算。计算结果显示虚拟质量力导致的非定常附加升力对厚度变化远比弦长或弯度变化敏感;弦长或弯度变化诱导的非定常效应影响很小,此时非定常气动升力和准定常气动升力近似相等,和不可压缩或亚声速时相类似,变形翼型的非定常气动升力近似等于准定常计算结果叠加上非定常附加升力,与具体的变形历史过程无关。同时还分析了超声速时翼型往复变形时的气动特性,和亚声速情况完全不同,随着马赫数升高,完成往复变形所需要外界输入的功逐渐减小,趋近一个常值。另外翼型完成往复变形所需做的功将不依赖于来流攻角,且与翼型参数的变化加速度a存在简单的数学关系:A ∝a～(1/2)。     

三面压缩式高超声速进气道流动结构研究

采用油滴显示技术结合数值模拟方法对三面压缩式高超声速进气道的流场进行了深入研究.结果揭示由于激波-边界层干扰,三面压缩进气道内存在边界层分离、溢流和三维涡结构等复杂流动现象,尤其是唇口诱发的较大强度的斜激波引起了侧壁和顶面的边界层分离,并在顶面附近形成大尺度的流向涡,造成隔离段内存在明显的分层现象,形成低总压区,需要在进气道设计时对这一现象进行有效控制.     

犖犘犔犛技术及其在高速飞行器气动研究中的应用

近年来,与高速飞行器相关的超声速/高超声速流动受到了极大关注。这类流动所具有的非定常性、强梯度和可压缩性对试验研究提出了挑战。纳米示踪的平面激光散射技术(NPLS)是2005年由作者所在的研究团队研发的非接触光学测试技术。它能够获得超声速三维流场的某个剖面的瞬态流动结构,并且具有较高的时空分辨率。目前,许多研究结果表明NPLS是研究超声速湍流的一项非常有效的技术。近年来,作者应用 NPLS 技术在超声速湍流研究中取得了较大的进展,并且基于NPLS开发了其它几种技术,比如基于 NPLS 的密度场测量技术(NPLS-DT),能够获得超声速流动的密度场信息并还能进一步得到雷诺应力分布。本文介绍了NPLS技术并回顾了其在超声速边界层、激波/边界层相互作用等流动中的应用。由于能够获得雷诺压力和湍动能等统计量, NPLS技术有望在发展可压缩湍流模型的研究中发挥作用。