高压捕获翼构型亚跨超流动特性数值研究

为研究高压捕获翼布局在亚跨超条件下的流动特性,选取圆锥-圆台机体组合捕获翼概念构型,在马赫数0.3~3速域范围内,选取典型状态点,采用数值模拟在0°攻角条件下进行了计算和分析.结果表明,在整个速域范围内,由于机体与捕获翼在对称面附近的垂向距离最小,因此二者之间的气动干扰最为明显,且沿展向逐渐减弱.同时,随马赫数增大,机体与捕获翼间的流场结构明显不同,具体表现为:当Ma<0.5时,未出现流动分离现象,当Ma>0.5时,机体后段开始出现明显的流动分离,由于捕获翼与机体形成先收缩后扩张的等效通道,捕获翼下表面和机体上表面的压力均先减小后增大;进入跨声速速域后,在捕获翼的影响下,流动分离更加明显,机体与捕获翼之间开始出现激波,并且与分离区相互作用,同时出现激波串,捕获翼下表面产生明显的压力波动现象, Ma=1.5时,通道内激波位置基本到达机体尾部,分离区基本消失;当Ma>2以后,整个流场呈现以激波为主导的结构形式,捕获翼下表面和机体上表面的压力分布逐渐趋于平缓.

高压捕获翼构型的跨流域气动特性

高压捕获翼(HCW)构型是一种满足高速飞行器高容积、高升力、高升阻比的设计需求的新型气动布局。最近研究表明,HCW构型能够提高飞行器在连续流区的升力和升阻比,缓解飞行器设计中高容积率与高升阻比间的矛盾。为探究该气动布局在过渡流域(70~100 km)的气动特性,以一种楔—平板组合的高压捕获翼原理性构型作为模型,采用直接模拟Monte Carlo (DSMC)方法,详细分析了该模型在典型高超声速条件(马赫数20)下的流场结构和壁面气动力/热分布。结果表明,随着飞行高度增加,稀薄效应增强,机体压缩产生的激波厚度增加,激波边缘逐渐模糊,机体与捕获翼之间的开放通道内出现压力干扰。同时,高压捕获翼表面的摩擦系数迅速上升,气动摩擦成为制约捕获翼构型升阻比的重要因素。针对这一问题,分析了捕获翼材料表面的适应系数对飞行器的气动力/热的影响,结果表明,降低适应系数可以显著减小壁面摩擦和热流量,可通过选用适应系数较小的表面材料进一步提高该类飞行器气动性能。

高压捕获翼构型跨声速流动特性初步研究

高压捕获翼是一种可以在高超声速条件下同时获得高升阻比、高容积率和高升力系数的新型布局概念。为初步分析该类新型布局的宽速域气动特性,以一种圆锥-圆台体组合高压捕获翼原理性构型为计算模型,以典型跨声速条件(马赫数0.92、0°攻角)为计算工况,进行了计算和分析。流场分析结果表明,在跨声速流动条件下,机体与高压捕获翼之间存在比较强烈的气动干扰,且干扰的强烈程度与高压捕获翼-机体间的垂向距离大小直接相关。与不带捕获翼的参考构型相比,增加捕获翼会导致机体尾部分离区范围增大,并在机体与捕获翼之间的开放通道内形成类似于变截面收缩管的流动,致使沿流向方向出现了明显的激波串,进而导致捕获翼下表面壁面压力出现较为明显的波动。同时,由于机体和捕获翼间的垂直距离沿展向方向逐渐增加,导致该波动在对称面附近最为剧烈,然后随展向位置逐渐增加,压力波动逐渐减弱。

金属管线高温环境下的断裂失效分析

超燃冲压发动机燃烧室试验台配置了大量金属管线,煤油作为燃料和冷却介质在其中输运,在实验过程中发生管线早期断裂失效,对此开展了分析。首先利用三维体视显微镜与扫描电镜进行了断口观察与分析,表明管线的开裂起源于焊缝根部,具有典型的多源起源特征;裂纹源区具有蓝色半圆形特征,表明存在焊接裂纹。同时,断口呈现明显的疲劳辉纹,间距为亚微米量级。根据辉纹间距与管材壁厚以及使用寿命分析,确定了疲劳载荷的频率范围;根据理论公式与有限元模态分析对管线的自振频率进行了估算,其结果与断口分析的结果吻合良好。以上研究结果表明管线断裂是典型的振动疲劳失效导致的。为此,建议在管线中部增加固定点约束,改变管线的自振频率以降低振幅,并改进焊接工艺,提高管线焊接质量。基于以上措施,有效解决了管线的早期断裂失效问题。

变几何进气道不起动流场非定常特性数值研究

为研究变几何进气道在不起动状态下的非定常流动现象,利用二维非定常数值计算方法对唇罩可前移的进气道流场进行模拟,探究唇罩位置变化对高超声速进气道不起动流场非定常特性的影响。对比了唇罩位于高马赫数位置及低马赫数位置时的进气道流动振荡情况,并对其流动振荡特性进行研究。结果表明,在唇罩位于高马赫数位置时,流动振荡幅度随来流马赫数升高明显增大,流量振荡幅值由Ma=4.0工况的0.8 kg/s增大至Ma=4.6工况的2.7 kg/s。而在唇罩位于低马赫数位置时,流动振荡幅度随来流马赫数升高反而逐渐减小。进气道中的小分离区与激波串会导致壁面压力的急剧上升,引发压力的非线性变化。在Ma=4.6工况下,壁面无量纲压强峰值在短时间内从20急剧上升至50以上,而在流场变化较为缓和的Ma=3.3工况,压力峰值仅在12.4~15.74小范围波动。在Ma=4.6工况,进气道流动振荡规律与各壁面监测点基本一致,而Ma=3.3工况下的流动振荡规律则与唇口及喉道处监测点之间出现较大差异。这是因为唇罩前移后进气道内的气流流速增大至声速以上,阻碍了上下壁面间的扰动传播及振荡耦合,因此减弱了进气道内的流动振荡现象。

机体尾缘形状对高压捕获翼构型亚声速特性影响

基于圆锥-圆台组合平板捕获翼构型,通过改变尾缘展向扩张角,获得一系列不同外形,在典型亚声速(Ma=0.5)来流条件下开展数值计算,并重点分析了机体尾部截面形状和攻角变化对流动特性和气动特性的影响。结果表明:在0°攻角状态下,机体尾截面展向变宽,机体与捕获翼之间的流场区域对来流的扩张减弱,机体圆台上表面的逆压梯度减小,可有效抑制机-翼之间流场内的流动分离现象,同时整机升力系数增大,阻力系数先减小后增大。随攻角增大,机体圆台上表面压力增大,分离区范围逐渐缩小直至消失,机体尾截面展向变宽可加速分离区消失的进程。当攻角进一步增大时,机体背风面出现横向绕流,但机体尾截面展向变宽可以延缓横向绕流的发展。计算结果还表明,随攻角增大整机升力及阻力主要由捕获翼贡献,机体贡献的气动力随攻角变化不敏感,机体尾截面展向变宽对整机焦点位置影响较小。机体下表面几何形状变化对机体与捕获翼之间的区域内流动特性和捕获翼部件的气动力特性无明显影响。