变马赫数条件下进气道边界层吹除法数值模拟

为了对超声速进气道内激波/边界层干扰控制进行研究,将进气道简化为平板/楔形体结构,用数值方法研究一段包线上吹除法抑制气流分离的性能变化趋势以及吹除气体总压、喷嘴高度对吹除性能的影响。研究表明,吹除法在一定马赫数范围内能抑制气流分离,马赫数超过设计点后,随着马赫数增大吹除性能降低。达到吹除效果后增大吹除压力和增加喷嘴高度不能提高吹除性能。随着来流马赫数增大,气流抗反压能力增强,气流分离减少。      

弯曲激波压缩曲面的二元高超声速进气道研究

以弯曲激波压缩面设计的二元进气道具有较短的长度和较高的性能,研究了以等压力梯度弯曲激波压缩曲面设计的二元进气道一般性能,并以部分等熵压缩前楔板设计的二元进气道的一般性能与之作对比,以探讨前者在Ma 4～7高超声速范围进气道的外压缩面设计上的应用。对以等压力梯度设计的型面开展分析,进行了2D粘性计算并获得了稳定流场,显示进气道有较高的压缩效率。在相同总折转角条件下,通过对比不同起始角方案的进气道总压恢复和长度比,前楔板起始角不宜超过7°,进气道长度比可缩短约10%。在对比计算等压力梯度设计的进气道与部分等熵压缩进气道后,认为前者总压恢复性能要下降3%～5%,但激波封口设计点可以适当提前。最后尝试以流线追踪法扩展到三维乘波前体,在设计点附近获得平直的激波面,显示具较好的乘波特性和二元流动特征。      

激波/边界层干扰及微型涡流发生器控制研究进展

激波/边界层干扰是一种发生在超声速/高超声速流动中的普遍现象。该现象将引起分离、流场结构振荡、局部高热通量和压力载荷。主要总结了近十年来激波/边界层干扰特性与微型涡流发生器及其组合体在流动控制中的最新进展。微型涡流发生器是目前研究最多、应用最广泛的控制方法,其流动机理和控制特性被大量挖掘。为了适应来流条件的变化、满足实际工况的需要,应开发定量评估和参数化设计方法。同时,应探索微型涡流发生器与其他控制方法的组合,实现更大程度、更广范围流场的控制。     

封闭水域内固体火箭发动机尾流结构数值研究

为了研究固体火箭发动机在封闭水域中工作时尾流场特性参数变化规律,建立三维空间模型,忽略重浮力等体积力及燃气与水之间的换热传质,采用Realizable k-ε湍流模型与VOF(Volume of fluid)多相流模型,针对试验水箱内固体发动机在不同水深条件下的工作过程进行数值模拟,获得尾流流场燃气射流形貌,以及水箱壁...     

固体火箭发动机点火药颗粒点火过程流固耦合特性研究

为了研究点火药颗粒点火瞬态过程中流动与燃烧特性及点火喷流冲击对自由装填药柱结构的影响,以N-S方程、k-ε湍流模型为基础,采用颗粒轨道模型建立点火药颗粒点火模型,结合流固耦合方法分析点火喷流冲击对自由装填药柱结构的影响.通过与相关试验结果对比证明计算模型可靠,然后对固体火箭发动机点火药颗粒点火过程进行仿真计算,计算结果...     

轴向超声速通流串列构型弦长比对气动性能影响的数值研究

为避免高马赫数、大攻角来流引发的叶片颤振,将串列叶片技术引入到超声速通流风扇叶栅中,对其进行串列改型及气动性能研究。利用准二维数值模拟,对串列叶片前、后排叶片的弦长比参数进行了详细的对比研究。结果表明：影响气动性能的关键因素是后排叶片进口压力侧激波的落点,在本文研究条件下,随着弦长比的减小总压损失呈减小的趋势,当弦长比由0.99减小到0.43时,设计攻角下,15°折转角叶型总压损失可减小27%,30°折转角叶型总压损失可减小38%。进一步的研究表明,通过减小弦长比可有效控制后排叶片前缘斜激波在相邻叶片吸力侧的落点以实现损失降低,并且这种降低效应在小弯角叶型上比大弯角叶型更容易实现。     

内流壁温效应对高速飞行器气动特性的影响

吸气式高速飞行器内外流高度耦合,激波-边界层干扰严重,壁面温度会影响边界层内的流动,进而影响气动特性。因此,准确评估风洞试验中的壁温效应,提高气动特性的预测精度,对飞行器设计至关重要。通过常规超高速风洞试验,结合数值模拟分析,开展了内流壁温对气动特性的影响规律及作用机理研究。结果表明：在常规超高速风洞几十秒的运行时间内,随着运行时间增加,飞行器内流道壁面温度不断升高,俯仰力矩以及内流道壁面压力均会出现显著变化,其中俯仰力矩的增加量需要2°舵偏角来平衡;此外,数值模拟分析进一步指出,飞行器俯仰力矩的变化主要原因是内流道壁面温度升高、边界层增厚、近壁低速区挤压中心的高速区,使得内流道等效面积减小、气流压缩,相应的马赫数减小、压力升高,并引起内流道激波波系前移,从而改变了内流道压力分布,最终导致俯仰力矩发生变化。     

静音锥对超声速客机声爆水平的影响

静音锥低声爆是通过在超声速飞机头部加装静音锥将机头产生的强激波转化为一系列互不叠加的弱激波,从而降低声爆。以一种“梭式”布局的超声速客机为基本模型,采用计算流体力学和波形参数法相结合的方法,研究不同参数的单级和多级静音锥对超声速客机声爆水平的影响。结果表明：静音锥的长度可以调节激波的干涉程度;静音锥的直径和圆锥顶角可以改变静音锥的初始超压值;静音锥级数对上升时间影响显著。     

一种基于三阶WENO重构的无网格算法研究

提出了基于三阶WENO重构的无网格算法,以期替代传统的无网格线性逼近重构,提高无网格算法的求解精度。基于无网格点云卫星点分布特征,通过沿点云中心点与卫星点连线方向引入局部一维坐标系,并结合虚拟点的设置,构成了在点云中实施三阶WENO重构所要求的模板。算法涉及的卫星点连线中点处的左右状态值,则利用模板上各点的流场值,采用WENO重构方法计算给出。对于模板中设置的虚拟点上的流场值,本文则利用已有的无网格点云信息,基于最近节点流场值插值得到。文中给出了采用上述WENO重构方法,结合Roe的近似Riemann求解器确定通量,并采用三阶TVD Runge-Kutta方法进行时间推进求解Euler方程的具体实施过程。对模型问题的典型流动进行了计算分析,通过比较数值解和精确解,验证了算法获得的数值解能逼近三阶精度。给出的激波管流动和超声速半圆柱绕流算例展示出所发展的算法捕捉激波等间断问题具有更高分辨率,能体现出WENO重构"基本无振荡"的特性。文中最后给出了非定常激波过弯道绕双圆柱流场的数值模拟算例,展示了所发展的算法处理含非定常激波演化的复杂流动问题的效果。     

一种基于聚类分析的二维激波模式识别算法

在激波捕捉求解器计算的可压缩无黏流场基础上,提出了一种探测并识别二维激波干扰模式的新算法,从3个层面详细介绍了该算法的实施流程。首先,采用基于当地流场参数设计的传统激波探测方法,辨识出激波附近的一系列网格单元;其次,通过经典的K-means聚类算法将这些激波单元划分成许多簇,并根据簇的相邻信息定义每个簇的类别;最后,设定相关准则对某些紧邻的簇进行合并,进而确定各个激波干扰点的位置,记录各条激波分支所对应的簇,采用Bézier曲线拟合算法分别对其聚类中心进行拟合以获取更加光滑的激波线。数值试验表明,该算法不受网格类型的限制,不仅可以保证最终拟合的激波线具有较高的位置精度,还可以清晰地识别出流场中多激波干扰的模式,同时对分析非定常流场中激波的运动与演化过程也提供了一种有效的可视化手段。