考虑平衡气体效应的乘波体特征线设计方法及气体模型影响

乘波体在高空高超声速飞行时,流场温度急剧升高,气体热力学性质发生改变,其气动特性与采用完全气体模型得到的结果存在差异,因此在飞行器设计中开展真实气体效应影响研究具有重要的工程价值。本文针对锥导乘波体设计提出了一种考虑平衡气体效应的特征线方法（Method of characteristic, MOC）,基于不同半锥角和不同流动捕获曲线生成了不同外形的乘波体,并使用快速估算方法估算平衡气体条件和完全气体条件下各乘波体的气动特性和几何特征参数,研究了不同气体模型对乘波体设计结果的影响。研究结果表明,高马赫数下基于平衡气体模型设计得到的乘波体升阻比、容积率和俯仰力矩系数等特性参数相比完全气体结果存在差异,并且平衡气体效应对不同外形乘波体的影响程度和影响规律不同。     

二元高超声速进气道不起动状态的信号特征及预警

 对高超声速进气道的不起动进行了研究,首先给出了某二元高超声速进气道由起动到不起动全过程的壁面压强信号历程,并利用短时傅里叶变换(STFT)和小波变换(WT)方法对不起动过程中壁面压强信号的时-频特性进行了分析,然后采用累积和(CUSUM)和最大似然比(GLR)变化检测算法,对高超声速进气道的喘振现象进行了预测。研究结果表明,高超声速进气道喘振发生时,壁面压强信号的时-频特性存在显著改变,能量谱密度(PSD)分布出现了有规律的集中,其基频在200～340 Hz范围,并随着堵塞度(TR)的增加而增加。另外,在喘振发生前,进气道收敛段的下壁面附近存在大尺度的分离包,其有规律的尺度变化和前后移动导致了明显的壁面压强脉动特征,因此可作为一种前兆来预测喘振现象的出现。在本文条件下,两种变化检测算法均可在大喘发生前约220 ms发出警报,表明了该喘振预警思路的可行性。     

基于振荡式涡流发生器的激波/边界层干扰控制方法

激波/边界层干扰（Shock Wave/Boundary Layer Interaction, SWBLI）是高超声速进气道中常见的流动现象，当其诱导边界层发生显著分离时往往会导致进气道气动性能严重下降。为此，本文提出了一种基于新型振荡式涡流发生器阵列的SWBLI控制方法，采用基于动网格技术的非定常仿真方法对该涡流发生器阵列流场进行了研究，验证了该控制方法的有效性，并研究了相关参数的影响规律。研究结果表明，振荡式涡流发生器可在超声速边界层内诱导产生振荡强度可变的涡系结构，增强了边界层流动与高速主流的掺混，同时该涡流发生器振荡过程中独特的“挤压”“抽吸”效应持续对气流进行充能，边界层内速度分布饱满程度显著增加。在控制效果方面，随着涡流发生器振荡频率增加，其对边界层低速气流充能的效果增强，对SWBLI流场的控制效果更加明显，形状因子最高可以降低28%；当激波入射在涡流发生器下游34hv时（其中hv为振荡式涡流发生器最大高度），控制效果最佳，激波诱导边界层分离区长度相比无控制时可减少25%；在涡流发生器下游x=270 mm处截取高度30 mm(z=30 mm)设置为监控面，相比于定几何涡流发...