Sivells方法在高马赫数低总压喷管设计中的适用性分析

目前高超声速轴对称型面喷管广泛采用Sivells方法进行无黏型面设计,通过求解轴对称的von Kármán动量方程进行边界层修正。该方法在常规高超声速风洞、激波风洞等的高马赫数、高总压条件下已成功应用,但鲜有在高马赫数、低总压条件下的应用研究。在低总压条件下,采用该方法设计了马赫数6、8、10、12的轴对称型面喷管,通过数值模拟分析流场结构,并进行试验验证;模拟了喷管射流流场,通过对射流流场进行结构分析,判断设计方法的适用性。研究结果表明:马赫数6、8喷管流场与设计基本一致,射流流场品质较好,适合开展风洞试验;马赫数10、12喷管流场局部过度膨胀,马赫数高于设计值,其中马赫数10喷管的射流流场品质较好,马赫数12喷管的射流流场品质下降显著且马赫数轴向梯度增大。因此,在高马赫数、低总压条件下,Sivells设计方法仍适用于马赫数6、8喷管,马赫数10喷管处于临界状态,而不适用于马赫数12喷管。

三维侧压高超声速进气道不启动流场试验与数值模拟研究

对某构型三维侧压高超声速进气道开展了Ma4的自由射流试验和数值仿真,研究了低马赫数下不启动流场的流动机理。观测到了具有"对涡"结构的底板油流图案,并得到了分离区的范围和内部流动特征。分析得出,"对涡"结构油流图案和流场中部分离区的形成是唇口激波和内收缩形成的逆压梯度作用于侧板激波形成的流场中部低能流区的结果。根据试验和数值模拟结果给出了流场结构示意图,并为下一步进气道构形设计和性能改善工作提出了建议。

弹体超声速绕流与底喷流干扰流场的数值模拟

利用ＴＶＤ有限体积格式［１］数值模拟了弹体超声这绕流与底喷流相互干扰的复杂流场。采用四步Ｒｕｎｇｅ－Ｋｕｔｔａ时间推进多步法及“冻结粘性”技术，加速了迭代收敛，节省了计算机时。文中所显示的计算结果表明：方法得到的干扰流场激波结构十分清晰，包括在弹头部形成的附体激波，底部喷流与外绕流作用后形成的相交激波、反射激波等，同时文中亦给出了底喷流自由流场的波系结构。

超声速多喷流干扰流场特性研究

研究了旋成体上超声速来流与超声速横向多喷流相撞产生的层流干扰流场特性.数值方法针对三维可压缩Navier-Stokes方程按二阶精度Roe格式进行离散,采用基于多区对接网格技术的有限体积法.数值模拟结果描述了多喷流干扰流场的空间结构以及激波/边界层干扰引起的分离范围,探讨了沿流向等间距排列的喷口个数对表面和空间流场结构以及压力分布的影响规律.结果表明,第一喷口对多喷流干扰流场主要结构和喷口上游表面分离范围起主导作用.其中三喷流流场数值模拟的对称面激波结构与实验纹影结果进行对比,符合较好.

PIV 技术测量振荡射流流场

利用以大功率双脉冲激光器为光源的ＰＩＶ技术，测定了由扁平射流和尖劈组成的二维振荡射流流场。实验结果表明，射流喷嘴与尖劈之间存在交错的、旋转方向相反的涡街，从而在尖劈两侧形成压力扰动。这种压力扰动波与不稳定射流的相互作用是整个系统产生流体振荡的原因。此外，还分析了射流喷嘴与尖劈之间的距离对流场的影响规律。

井底边界条件下单喷嘴射流流场的数值模拟

用数值模拟的方法研究了符合井底边界条件的轴对称单喷嘴淹没非自由射流流场，给出了不同喷嘴直径、不同喷速、不同喷距下的流场矢量图，并研究了上述工况下的射流轴心速度衰减规律。结果表明，除射流区、撞击区、漫流区、返回区之外，还存在一明显的回流旋涡区，射流出口雷诺数对轴心速度衰减的影响很小，而漫流的存在使得射流轴心速度在靠近井底的区域内受到很大程度的影响．数值模拟结果和有关实验数据有较好的一致性。

采油射流泵内流场数值模拟

采油射流泵内流场是具有逆压力梯度的强湍流场，扩散管部分具有不规则边界。采用代数法生成扩散器贴体坐标系统；并选择使用高Ｒｅ数ｋ－ε。模型及考虑逆压力梯度影响的壁面函数法对射流泵整体流场进行数值模拟。将理论结果与试验值进行对比分析，二者基本符合，数值模拟的可靠性得到了验证。

风琴管喷嘴外湍流射流流场的数值模拟

用湍流κ－ε方程模型对风琴管式喷嘴外流场进行数值模拟，得出轴向速度、径向速度的分布规律和衰减规律，为提高清除岩屑效率提供依据．计算结果表明，在喷嘴出口处存在抽吸现象，射流剪切层的边界处具有大尺度的涡流结构．射流剪切层的边界形状为波状，流场中轴心速度和沿径向的轴向速度衰减规律不随雷诺数的变化而变化．随着喷距的增加，沿径向的轴向速度衰减变慢，随着喷嘴出口到井底间距离的增大，射流轴心速度衰减变慢，但其变化幅度不大．

飞行器侧向喷流流动干扰与气动特性影响研究

文章基于数值求解N-S方程,分析了单独弹体和翼身组合体不同来流Mach数、不同攻角带侧向喷流控制的干扰流场,研究了流场干扰与气动力干扰的关系,并与国外文献的实验结果进行了对比。结果表明,单独弹体力放大因子随攻角增大而增大,翼身组合体则随攻角增大下降,翼身组合体的放大因子明显大于单独弹体,随攻角的变化规律两者也不一样,原因在于弹翼对喷口附近的干扰流场带来严重影响,同时喷流干扰的影响会扩展到弹翼上,并产生很大干扰气动力。

欠膨胀自由射流密度场的丙酮平面激光诱导荧光显示与测量

介绍了利用丙酮平面激光诱导荧光(PLIF)技术测量自由射流密度场的原理,并对两种射流总压下含有丙酮蒸气示踪剂的欠膨胀自由射流的密度场结构进行了显示。所得图像直观地显示了射流的桶状激波和马赫盘等特征信息,从中可以看出射流欠膨胀度主要影响马赫盘以前的流场,射流欠膨胀度越高,则射流直径越大,马赫盘越远离喷口,桶状激波越向外凸出。为检验丙酮PLIF技术测量密度场的精度,对实验流场进行了数值仿真。仿真所得到的密度场结构以及沿射流轴线的归一化密度变化曲线与实验得到的相应结果符合较好。

矢量推力喷流对飞行器气动载荷影响的研究

矢量推力喷流对飞行器绕流具有干扰作用,引起飞行器气动载荷变化,对飞行器操纵性也有潜在影响。这种气动干扰和载荷变化是矢量推力技术研究的一个重要方面。与普通喷流相比,矢量推力喷流具有喷流偏转的特点,喷流偏转对气动干扰有重要贡献。因此本文采用多块搭接网格模拟了矢量推力飞行器无粘绕流流场,通过力系数和力矩系数对比,探讨了飞行器气动载荷随喷流偏转角的变化规律,这些规律具有理论和实际意义。

不同环境压强下塞式喷管流场的数值模拟

本文设计了一种环排式塞式喷管，通过求解Ｎ－Ｓ雷诺平均方程组，对在不同环境压强情况下该塞式喷管的流场结构进行了数值模拟，对采用单方程和双方程两种紊流模型模拟的结果进行了比较。数值模拟的结果表明，用适当选取混合长度的单方程模型与双方程模型计算的结果基本一致；该塞式喷管基本上体现了塞式喷管的优点。

超声速内流场横向喷流的流动与混合特性实验研究

为研究超声速内流场中横向喷流的流动与混合特性,将丙酮蒸汽加入喷流介质,用平面激光诱导荧光(PLIF)技术对流场中流向中心截面和横截面上的丙酮进行成像,研究了喷流的运动轨迹、流场结构、混合方式,以及参数对喷流流动与混合的影响。结果表明:喷流柱的波动失稳及喷流剪切层中生成的大尺度结构有助于增强喷流与主流在近场的混合;提高出口马赫数会导致剪切层失稳以及出现大尺度结构的位置移向下游,不利于改善近场的混合;增大喷口直径能增加喷流在展向的扩展,升高喷流总压能增加喷流在展向和横向的扩展,并使出现大尺度结构的位置靠近上游;在喷注流量相同条件下,采用小喷注面积高总压喷注更利于增强混合。

带斜喷动力导弹横向喷流干扰数值研究

文中通过求解N-S方程对带斜喷动力导弹横向喷流干扰进行了数值模拟。研究了横向喷流干扰流场和斜喷动力流场的波系结构和涡系结构,分析了攻角和来流马赫数对横喷流场结构和表面压力系数分布的影响,并研究了横向喷流干扰效应的变化规律,结果表明横喷位于迎风侧时喷流干扰力对喷流推力起减小作用,位于背风侧时当攻角稍大时喷流干扰力则对喷流推力起放大作用;而横喷位于迎风侧和背风侧时喷流干扰力矩均对喷流力矩起放大作用。

超声速来流中燃料喷注与凹腔相互作用流场分析

利用基于纳米粒子的PIV (Particle image velocimetry)速度测量系统研究超声速流场中不同喷注Ma的横向喷注与开式凹腔内气体相互作用的流场,主要研究了相同喷注总压下横向喷注穿透的影响因素,分析了喷注动压比影响凹腔内气体和喷注相互作用的表现形式。通过研究发现,喷注动压比为6～8工况下由于凹腔内气体出现大范围回流使得凹腔前缘局部空间出现回流区,影响凹腔上部局部空间剪切层的形成,有效降低喷注与凹腔内气体之间流体的速度,增强了喷注CVP (Counter-rotating vortex pair)对凹腔内气体的卷吸效果;超声速喷注与凹腔混合研究中,喷注出口欠膨胀程度是必要的考虑因素;相同喷注总压条件下,低Ma数更有有利于喷注展向扩展及穿透,以及和凹腔内气体的混合。

级间分离过程中后体反向喷流对前体气动特性的影响

叙述了固体推进剂火箭级间分离过程中，后向喷流流场的特征和影响反向喷流流场结 构的；因素．介绍了反向喷流风洞试验的模拟参数．分析了后体反向喷流对前体法向力系数、俯仰 力矩系数、阻力系数的影响以及喷流总压对前体气动特性的影响，打得出四点结论．

小孔流量发生器喷口流场特性的数值模拟

针对小孔高温燃气射流,建立了二维轴对称非定常自由射流模型,采用CFD软件FLUENT进行高温燃气湍射流场的数值模拟.计算结果表明,射流沿轴向温度、速度等参数变化较小,但达到一定位置后会有较大衰减;射流温度、速度沿径向呈单峰分布,随径向距离的增加而减小,并随着时间的推移和轴向距离的增加,径向受扰动区域增大;总压和流场密度的分布图具有相同的形状,由于环境气体的阻力,射流头部燃气有回流现象,随着时间推移,射流头部呈现椭球形等压面.

合成射流激励器阵列对共轴射流掺混的影响

分别对单列和多列合成射流激励器控制共轴射流掺混流场进行了详细的二维非定常数值模拟,通过对其温度场分布和掺混过程进行分析,探讨激励器阵列进行掺混控制的机理.在研究过程中,考虑了相邻合成射流的影响.结果表明,激励器的采用使得整个流场的非定常性增强、湍流度增大,从而增强了共轴射流及其与周围流体间的掺混;两列激励器较单列激励器相比,前者具有更强的控制能力,这主要是由于相邻合成射流比单个合成射流有着更显著作用力的缘故.

高超声速与超声速喷流的数值计算和实验研究

喷流干扰的研究对航天飞机、载人飞船和机动弹头的控制系统,对多级火箭的级间分离和对超声速冲压发动机燃烧室的研究等均有重要作用,将对战略战术导弹与航天飞行器的研制产生重大影响。喷流干扰流场中存在着激波、粘性剪切层、分离旋涡、湍流和化学非平衡流等,某些机理至今尚不清楚,因此喷流干扰流场的研究有明确的工程背景和重要的学术意义。从研究手段来说,国外自6O年代起就进行了喷流干扰与撞击流场的实验,以后还进行了系统的地面实验与部分飞行试验。但是地面实验设备要求高、投资大,模拟技术和某些相似准则尚存在问题,而飞行试验费用昂贵。随着计算机软、硬件和计算方法的飞快发展,用计算流体动力学(CFD)手段,配合必要的实验验证来分析与研究喷流干扰流场及其他空气动力学问题,是一个需要进一步重视和加强的发展方向。