三维横向喷流与超声速主流干扰流场的数值模拟

本文对三维隅角机翼声速喷流与超声速主流的干扰流场进行了数值模拟。三维欧拉方程的求解采用非结构网格有限体积伽辽金法 (Finite Volume Galerkin Method)。引入了总体结点积分域的概念 ,简化了从单元矩阵到总体矩阵的汇总过程。通量的分裂采用 Osher格式 ,通过外差使其由一阶精度上升为二阶精度。发展了一种基于线化流量的逆风非结构网格隐式有限元格式以提高求解精度及效率。最后给出了三维隅角机翼喷流场的算例。

超声速主流下非稳态相变发汗冷却过程研究

本文基于“分区建模,界面耦合”的计算技术,对飞行器外部超声速流动过程及防热结构内部以水为工质的发汗冷却过程建立了数值模型,实现了对内外部发汗热质输运过程的耦合求解。结果表明:防热系统表面非均匀非定常的热流分布导致发汗工质发生局部气化,并引发工质分布出现失均现象。随着服役过程的进行,该现象具有内生性的加重趋势。服役30 s后,远来流侧冷却工质流量的峰值高于入口流量的9.1倍,低流量的气相工质区域面积占发汗多孔材料表面积的76%以上。工质液相区域溢出流量上升使发汗多孔材料表面局部形成热导率较高的液膜,降低了发汗结构隔热能力,液相区表面热流(约为0.15MW·m^(-2))略高于气相区域(约为0.11 MW·m^(-2))。然而,气相工质的冷却能力低,气相区域的升温速率远高于液相区,因此必须发展冷却工质流量调控策略以消除工质气化的影响。

带舵旋成体侧向喷流流场特性分析

针对带舵旋成体外形,来流马赫数为2.0,迎角为0°,10°和20°,喷口位于×字舵中间,首先开展了喷主流干扰流场的数值模拟与风洞实验校验,得到相符的喷口附近子午线压力分布,验证了数值模拟方法的可行性;然后根据数值模拟得到的喷主流干扰流场结构和流动参数分布,分析了喷主流干扰流场结构随迎角的变化特点;最后从喷口附近旋成体和尾舵表面压力分布的变化分析了喷主流干扰对气动力/力矩放大因子的影响.研究结果表明:随迎角增大,喷流前激波向喷口靠近,分离区减小,喷主流压比增大,喷流穿透高度增大;气动力/力矩放大因子均大于1.0,随迎角增大,放大因子减小.喷口位于×字舵中间时,喷主流干扰对喷流直接力有增益作用;×字舵的存在减弱了喷流的包裹作用,对流场起到了有利干扰.