小攻角高超声速钝锥边界层失稳特性

利用高阶紧致格式,采用直接数值模拟(DNS)和线性稳定性(LST)分析方法,对高超声速边界层的失稳机制和转捩特点进行了研究.通过对马赫数为6的2?攻角高超声速钝锥边界层的稳定性分析发现:小攻角高超声速钝锥边界层存在多枝不稳定模态;周向速度使钝锥的稳定性特征与不考虑周向速度时有本质的差别;转捩线在接近背风面处出现拐折现象是由失稳模态发生转换引起的.      

高超声速热流计算湍流模型性能评估

采用计算流体力学方法,通过对高超声速来流下双椭球热流计算,综合分析了影响壁面热流预测精度的因素.针对工程上4种常用的湍流模型:BL(Baldwin-Lomax)模型、SA(Spalart-Allmaras)模型、k-ω模型及SST(Shear-Stress Transport)模型,评估了其在高超声速热流预测中的性能,获得了湍流模型下壁面法向网格雷诺数对热流计算的影响规律.此外,对高马赫数下不同后掠角钝舵模型进行热流计算,获得了后掠角对钝舵前缘热流峰值的影响规律.研究表明,两方程湍流模型相比一方程和零方程模型更适合高超声速气动热计算,其中SST模型对热流预测精度更高,总体性能更为优异;钝舵驻点线最大热流随后掠角增大呈非单调变化,在后掠角约为22°时热流达到峰值.      

火箭子级垂直回收布局气动特性及发动机喷管影响

垂直回收可重复使用运载火箭是运载火箭发展的一个重要方向,大长细比的火箭子级垂直再入过程属于典型的非规则钝头体绕流,与传统低阻力流线体飞行器气动特性差异较大。采用风洞试验辅以数值仿真分析的方法,对基于栅格舵的火箭子级垂直回收构型基本气动特性和非规则钝头体绕流情况进行了研究,获得了发动机外露喷管和栅格舵对火箭子级垂直回收气动特性的影响规律,给出了火箭子级垂直回收布局设计建议。结果表明：火箭子级倒飞状态下肩部区域会在小迎角下产生大分离流动,外露发动机喷管左右两侧诱导出较强的分离涡结构,与火箭尾翼、肩部大分离流动相互作用;垂直回收构型在超声速下阻力会一直处于较高的水平,不同马赫数下压心移动量较大,倒飞时发动机外露喷管会产生较大的干扰静不稳定力矩,其量值与栅格舵提供的静稳定控制力矩基本相当,在火箭子级垂直回收方案设计时需要引起注意。     

三维钝裂纹的边界元模拟和剩余腐蚀疲劳寿命估算方法

提出了一个三维钝裂纹的计算模型,并建立了适用于这类模型的边界元法程序。还利用现有的疲劳裂纹扩展模型,对含三维钝裂纹构件的剩余疲劳寿命估算方法进行了讨论,并对三维钝裂纹在空气和海水中的扩展进行了计算。研究表明,本方法和边界元程序,既适用于三维尖裂纹的剩余寿命估算,也适用于三维钝裂纹的剩余疲劳寿命估算。     

先进旋涡燃烧室后钝体开口结构的数值研究

为了研究不同后钝体开口结构对先进旋涡燃烧室(AVC)流场的影响,分别对不同开口角度和开口尺寸的AVC流场进行了数值模拟。结果表明,后钝体开口比不开口有明显的优势,可通过选择合适的后钝体开口角度和开口尺寸来优化AVC,实现低压降的稳定燃烧。后钝体开口结构AVC可有效提高凹腔温度并使温度分布更加均匀。对于本文AVC结构的后钝体,半开口角度θ为50°,开口尺寸为2mm时,AVC综合性能最佳。     

钝化前缘乘波布局及其一体化构型气动特性

以最大升阻比为优化目标,在锥型流场中优化设计出乘波布局,并考虑高超声速飞行器的防热需求,对乘波布局进行钝化设计,利用数值模拟和风洞实验两种手段,研究钝化前缘乘波布局的气动特性.结果表明:在一定钝化半径内,随着钝化半径的增加,乘波构型的升力特性变化仅为2%,但阻力特性增加近3倍,升阻比降低了将近50%.尽管如此,为了钝化乘波布局,仍维持了较高的升阻比,升阻比为3左右.同时,以二维顶压式进气道为基础,在多级楔锥组合体流场中,设计出满足超燃发动机进气要求的乘波前体/进气道一体化构型,并进行前缘钝化设计.针对一体化构型进行了数值验证,结果表明:此类一体化构型升阻比大于2.6,同时发动机总压恢系复数保持在40%左右,满足进气道的要求.      

钝体头部边界层“逾越”型转捩机理研究

利用数值模拟的方法,研究了再入条件下,钝头体边界层中一种新的失稳机制.这种失稳机制无法用线性稳定性理论解释.最近的研究工作表明,流动中存在着一种与局部有限幅值扰动相关的失稳机制.它与常规的T-S波或二次失稳的过程不同.数值模拟了受空间模式的局部扰动影响的钝体头部超声速边界层的失稳过程.在模拟中,明确了不同扰动模型非线性相互作用的物理机制.      

底部形状对钝锥体模型气动与电磁散射性能的影响

开展了飞行器气动与隐身综合特性数值研究。分别利用时域有限差分法和数值求解N—S方程的方法对飞行器的电磁散射与气动特性进行了数值模拟,研究了钝锥体模型底部形状对其雷达散射截面（RCS）和零升阻力的影响。由数值计算结果可知：合理地改变钝锥体模型底部形状,可以降低模型的RCS。并且,随着椭球体轴的长度或锥体高度的增加,模型的RCS逐渐减小。当飞行马赫数为5．0,高度为20km时,底部形状为椭球体或锥体的模型,随着椭球体轴的长度或锥体高度的增加,模型的零升阻力略有下降。     

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。     

钝缘舵高超音速湍流分离特性

给出由半圆柱前缘舵诱导的高超音速湍流分离的实验结果。实验气流Ｍａｃｈ数为７．８,单位长度Ｒｅ数为３．５×１０７ｍ－１。结果表明：钝缘舵诱导的湍流分离极不稳定,分离激波出现大尺度低频振荡,使壁面压力和热流率无量纲标准偏差在主分离线附近达最大值。Ｍａｃｈ数愈高,最大无量纲标准偏差值越大。在前缘区前缘直径是控制分离流场尺度和平均壁面压力、热流率分布的主要参数