高超声速再入钝头体表面热流计算

基于跟踪流线的轴对称比拟法,采用纯工程算法、Euler数值计算与边界层内工程算法相结合的方法,对高超声速再入钝头体的表面热流进行了计算,并将计算结果与风洞实验数据进行了对比,两者吻合较好,验证了两种工程算法在计算高超声速飞行器热环境方面的正确性.将两种工程算法与数值求解N-S方程进行对比,表明工程算法在迎风面的热流计算方面有较高的精度,节约了计算时间,很好地满足高超声速飞行器概念研究和设计的需要.

脉冲液体射流泵性能的理论分析及数值计算

推导了以往复泵为脉冲发生装置的脉冲液体射流泵准二维性能方程及其时均性能方程,导出无因次惯性水头及惯性力项便于计算的表达式,并对脉冲液体射流泵时均性能进行了数值计算,计算结果与试验数据基本吻合,将数值计算的模拟曲线与恒定液体射流泵性能曲线进行对照,证明了采用脉冲射流作为工作动力能够大幅提高射流泵的效率。

两种手形对游泳推进效率影响的数值模拟

针对采用何种手形游泳能产生较高的推进效率,运用计算流体力学(CFD,Computational Fluid Dynamics)方法,建立了国内某女运动员手掌和前臂在五指并拢和五指分开两种手形的三维非结构网格模型;计算了90°攻角划水时两种不同手形的手掌和前臂在不同来流速度下的推进阻力、推进升力及其系数值,依据计算结果对手周围的流场进行了分析,研究了不同手形对游泳推进效率的影响.结果表明压差阻力是推进阻力的主要组成部分,在90°攻角划水时五指并拢具有更高推进效率.

计算机辅助设计在射流—离心泵装置中的应用

射流—离心泵装置这种新技术在超吸程大变幅给水方面有许多优点 ,但其设计计算复杂繁琐且易出错 ,而利用计算机辅助设计 ,使计算过程快速准确 ,人机对话友好 ,能很好地解决这个问题 。

脉冲液体射流泵性能的理论分析及数值计算

推导了以往复泵为脉冲发生装置的脉冲液体射流泵准二维性能方程及其时均性能方程,导出无因次惯性水头及惯性力项便于计算的表达式,并对脉冲液体射流泵时均性能进行了数值计算,计算结果与试验数据基本吻合,将数值计算的模拟曲线与恒定液体射流泵性能曲线进行对照,证明采用脉冲射流作为工作动力能够大幅提高射流泵的效率。

高超声速流动湍流模式评估

选取了超声速二维膨胀-压缩拐角和高超声速双椭球绕流作为基准流动,考察了几种当前CFD(Computational Fluid Dynamics)工程应用较流行的湍流模式:BL(Baldwin-Lomax)模式、SA(Spalart-Allmaras)模式、k-ω模式以及SST(Shear-Stress Transport)模式,通过数值计算结果和实验结果的对比及分析,对有关的湍流模式进行了评估,得到一些有意义的结论,并指出受流动可压缩效应的影响,计算高超声速湍流壁面热流时要对现有的湍流模式进行相应的可压缩修正。

两种手姿态在不同攻角下划水的数值模拟

该文旨在用计算流体力学(CFD)的方法研究游泳推进问题,建立了手掌和前臂的联接模型,并生成3D非结构网格,计算了两种不同手姿态:并拢和张开在不同来流速度和攻角下的推进阻力和推进升力,并结合计算结果进行了流场分析,研究了两种手姿态对推进效率的影响。结果表明,在各个攻角状态下,手并拢划水均能获得更高的推进效率。

三角翼受迫俯仰滚转耦合运动的气动特性研究

基于刚性动网格的技术,选用B-L湍流模型,利用有限控制体积法对N-S方程进行数值离散,对76°大后掠三角翼的受迫俯仰滚转耦合运动进行了数值模拟,在此基础上,对俯仰滚转耦合运动的气动力特性和流场结构进行了分析。计算结果表明:俯仰滚转耦合运动时,三角翼上表面的涡分布的非对称性将产生横侧方向的偏航力矩和滚转力矩,滚转力矩和偏航力矩随着滚转振幅角和滚转缩减频率的增大而增大,但对法向力影响不大。

火箭增程乘波外形导弹弹道特性研究

基于椭圆锥相交流场,采用非轴对称设计方法生成了一种带火箭增程的乘波外形高超声速导弹,并在给定攻角条件下对乘波外形导弹的弹道进行了仿真.仿真结果表明:导弹的飞行轨迹为波浪形;在满足热防护的条件下,给定乘波外形和初始滑翔速度的导弹存在一个较优的初始滑翔高度;导弹自带增程火箭的点火时间越早,其飞行距离越远.

滚转运动对乘波飞行器气动特性的影响

乘波飞行器运动过程中的非定常气动特性是高超声速飞行中的重要物理问题之一。采用数值模拟方法模拟了乘波飞行器在固定迎角下绕其对称轴强迫滚转运动这一过程。比较了在不同频率和滚转角下乘波飞行器的气动特性。计算格式采用AUSM类格式中最新的AUSM+-up格式。计算结果表明:AUSM+-up能很好地模拟飞行器滚转运动这一非定常过程;滚转运动时,所设计的乘波飞行器能使高压气体很好地附着在乘波飞行器下表面从而使其具有较好的气动特性;当频率较大时,乘波飞行器由于角速度的诱导作用会导致升力出现迟滞现象;做滚转运动时,滚转力矩小于零,产生正阻尼,乘波飞行器不会产生"摇滚"运动。

气体引射对气动热影响的测热实验研究

气体引射效应是树脂基烧蚀材料主要的热耗散机制之一,显著影响烧蚀热防护系统的防隔热特性。基于激波风洞试验设备,开展了气体引射对下游气动加热影响的测热试验研究,获得了不同引射气体及其不同流量、来流Mach数、Reynolds数等因素对气动加热的影响量,并对考虑引射效应的气动热数值模拟方法进行了充分的验证;结合数值模拟结果,总结了不同边界层流态条件下气体引射对气动加热影响的无量纲关联式,给出了影响热阻塞效应的关键参数。层流状态下的气体引射冷却效果很好,当吹风比F=0.483%时,层流区域壁面最大冷却效率接近100%;由于湍流边界层的强掺混特性,边界层转捩后湍流区域的冷却效率急剧减小;冷却气体比热容越大,相同质量流量条件下相同温升所能带走的热量更多,气体引射冷却效果更好。

典型气动问题试验方法研究的综述

吸气式高超声速飞行器机体与推进系统高度一体化,飞行器内外流场复杂及相互影响,地面试验模拟技术难度大,有必要开展风洞试验方法研究。本文简要分析了吸气式高超声速飞行器的主要气动问题和试验需求。针对机体/推进一体化性能试验、边界层强制转捩试验与尖锐前缘电弧风洞等三类典型试验,梳理了国内外相关风洞试验的研究思路,提出了上述三类典型风洞试验应模拟的参数,对地面试验难以模拟的重要参数进行了影响分析。根据现有试验设施的模拟能力,总结了三类典型风洞试验方法,并提出了机体/推进一体化性能数据准确获取的有效方法。

C/SiC材料主被动氧化烧蚀机理及计算方法研究

基于热化学平衡方法建立了任意比例C/SiC材料的主被动氧化烧蚀模型,开展了C/SiC材料氧化烧蚀机理的计算研究,并基于典型材料烧蚀试验结果进行了充分验证。计算结果表明,C/SiC材料的氧化烧蚀特性取决于表面温度、氧分压以及组分等因素,可能会出现主动氧化和被动氧化两种破坏机制,目前的烧蚀模型能够预测出任意比例C/SiC材料两种氧化烧蚀机制的转换过程;SiC含量对C/SiC材料的氧化烧蚀特性有明显的影响,随着SiC含量的提升,主/被动氧化转换临界分压会减小,材料的抗氧化性能越好;但当材料均处于主动氧化阶段时,SiC含量越高材料的无量纲烧蚀速率越大,材料的抗烧蚀性能减弱。

高速飞行器翼舵缝隙激波风洞精细测热试验研究

高速飞行器的气动控制翼舵面,为了转动灵活,在弹体和翼舵面之间存在缝隙。缝隙的存在会导致高速热气流进入,在舵轴根部产生强分离再附区域,形成高热、高压、高剪切严酷热环境,对飞行器的热防护提出了很高要求。由于影响翼舵缝隙流动的因素十分复杂,缝隙内热环境的准确预测非常困难。目前传统的激波风洞缝隙测热试验受限于薄膜热流传感器2mm直径,只能在分离再附区布置有限测点,无法捕捉到热流峰值,导致计算与试验存在较大偏差。本文根据缝隙分离再附区热环境特点,针对精细测量的可行性,从传感器选取、测点布置方案、测量及数据后处理等方面进行了详细分析,提出了分布式热电偶精细测量方法,实现了采用点测热达到面测热的效果。针对简化的圆柱弹身加舵面的模型,完成翼舵缝隙精细测热试验,获得了翼舵干扰区峰值热流。试验研究了不同缝隙高度、舵偏角、迎角对翼舵干扰区热环境的影响规律,试验结果表明:翼舵缝隙对弹身干扰主要集中在舵轴干扰区。舵轴干扰区热环境随着缝隙高度的增加而增强,随着舵偏角和迎角的增大而增大。同时,试验结果与CFD计算结果对比表明,两者基本吻合。

激波干扰对发汗冷却影响的数值模拟研究

基于宏观表征体元(REV)的数值模拟方法开展了激波干扰对异质发汗冷却影响的数值模拟研究,获得了外部激波干扰与引射气体边界层耦合相互作用流场特征。研究结果表明,不同冷却介质对于冷却效率有显著的影响,冷却介质比热容越大,相同注入率条件下的冷却效果更好;入射激波干扰会显著影响多孔材料表面的压力分布,使得多孔材料内部冷却介质会发生显著的横向流动,流动的重新分配使得处于高压区的干扰位置处的冷却效果降低;激波干扰引起的局部压力梯度还会使得高温主流与冷却介质掺混加剧,同时壁面的恢复温度也随之升高,显著影响激波干扰局部位置处的冷却效果。

纳米酚醛气凝胶材料高温热物性参数辨识方法

临近空间高超声速飞行器大面积区域可能广泛采用纳米酚醛气凝胶(IPC)材料,获取高超声速气动加热作用下IPC材料的高温热物性参数,对于高超声速飞行器热防护系统的精细化设计具有重要的意义。考虑烧蚀效应的材料高温热物性参数辨识方法研究,基于Ablation Workshop烧蚀热响应标准算例对高温热物性参数辨识方法进行验证,计算结果表明:热物性参数辨识分析方法计算精度较高;通过带分层温度/烧蚀传感器的IPC材料电弧风洞试验,得到典型来流状态下不同厚度IPC材料内部的温度分布及热解厚度分布数据,通过辨识获得高温烧蚀条件下IPC材料热导率随温度的变化关系,IPC材料原始层热导率在温度低于800 K时随温度缓慢上升(热导率维持在0.1 W/(m·K)以下),之后材料热解使得热导率发生突变,碳化层热导率在温度高于800 K时随着温度的上升急剧增大,到1300 K左右时上升到0.17 W/(m·K)。

涂层材料瞬态传热实验与导热系数辨识

针对涂层-基体一体化的双层结构,为测试评估其中涂层材料的导热性能,提出基于瞬态平面热源法(transient plane source,TPS)的涂层材料导热系数反演辨识方法。根据Hot-Disk实验测试原理,建立基体-涂层-探头整体的二维非稳态传热模型;结合测量过程中的瞬时温升数据信息,采用粒子群优化算法反演辨识获得涂层材料的导热系数;并通过实验和数值模拟论证了上述方法的可靠性。结果表明:该测量方法能够有效获得涂层导热系数,测试反演的数值偏差小于4.0%。最后,实际测量和反演辨识获得了一种涂层材料常温至773 K的导热系数,随温度提高呈现增大趋势,数值范围为0.18~0.29 W/(m·K)。

基于高温瞬态热响应的石英窗口导热系数反演

提出一种利用高温加热下瞬态热响应信息来同时反演石英窗口在不同温度下导热系数的方法。结合实验测试过程,首先建立石英窗口-石墨板-石英窗口三明治结构高温非灰体辐射-导热耦合传热模型。再通过实际测试温度响应结果和材料光谱辐射特性参数,构建石英窗口导热系数的遗传算法反演辨识模型。采用1100 K加热条件下实验数据,反演辨识获得了常温至1100 K石英窗口导热系数介于1.35~2.58 W/(m·K),并拟合出高温导热系数关联式。结果表明:该材料辐射对导热系数影响随温度升高而增大,在1100 K下辐射影响占比16.12%。最终通过变工况的高温传热过程测试,验证了方法的可靠性及导热系数数据的准确性。

一种耐高温多层热防护结构的优化设计与性能

为解决高速飞行器飞行过程中剧烈的气动加热问题,以“高温防热层+隔热缓冲层+核心隔热层”顺序设计的一体化多层热防护结构的传热过程为研究对象,建立了高温环境下热防护结构内部一维非稳态导热-辐射耦合传热模型,通过数值模拟计算得到了高温环境下热防护结构各层的温度分布。利用不同热防护材料的隔热性能差异,针对构建的热防护结构,提出了在满足一定约束条件下,以轻质多层热防护结构总质量和总厚度为目标函数的优化设计方案,得到了多层结构的最优几何参数,并通过实验考核了优化后热防护结构的防隔热性能。实验表明:该结构可耐受1 473 K的高温1 800 s而背温不超过370 K。

高超声速流动气动热与转捩预测

北京空天技术研究所的相关研究团队致力于高超声速气动热力学问题研究，在国际科技合作专项项目的支撑下，团队针对高超声速边界层转捩以及高焓环境下离解气体与热防护材料之间的相互作用机制等前沿气体动力学基础问题取得了多项研究进展，为提高高超声速飞行器气动热预测精度奠定了良好的基础。