气体物理

姓名
邮箱
手机号码
标题
留言内容
验证码

气体物理第8卷第5期封面+目录

2023, 8(5): .

43

13

摘要:

非均匀来流中斜爆轰波对扰动的动态响应特性

滕宏辉, 牛淑贞, 杨鹏飞, 周林, 王宽亮

2023, 8(5): 1-9. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1033

104 HTML 20

34

摘要:
在斜爆轰推进系统中, 经过进气道压缩的气流速度仍然很大, 导致斜爆轰波前的气流难以达到均匀预混, 进而对斜爆轰波系产生影响。以高空飞行条件下非均匀来流中的斜爆轰波系为对象, 采用Euler方程结合氢气-空气基元反应模型, 通过波角变化和波面位置偏移研究了斜爆轰的受扰动特性。采用当量比作为非均匀的表征变量, 在斜爆轰波面上游引入了一个高度可变的扰动区, 定义φ_A为扰动幅值, 扰动区的当量比分布通过正弦函数进行模化。研究发现, 随着φ_A的减小, 波角减小, 波面向下游移动; 随着φ_A的增大, 波角增加, 波面向上游移动。当φ_A为负值且足够小时, 可以观察到波角突变的新现象, 分析表明此现象源于来流当量比非均匀作用下的重新起爆。当φ_A为正值且足够大时, 被扰动区的波角处于非平衡状态, 较大的当量比梯度会导致其高于理论值, 而较小的当量比梯度会导致其低于理论值。对波面位置的偏移量进行了量化分析, 发现波面位移随φ_A的变化仅在其为正值时是非线性的, 在其为负值时是线性的, 随扰动区高度的变化也是线性的。

变工况下连续旋转爆轰发动机模态转换研究

姚松柏, 唐新猛, 张文武

2023, 8(5): 10-18. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1041

130 HTML 24

19

摘要:
采用数值模拟方法分析了来流工况变化对连续旋转爆轰发动机(rotating detonation engine, RDE)工作模态的影响。研究发现, 随着进气总压的下降, 流量将迅速减小, 旋转爆轰波可以首先通过调整波头高度和传播速度来匹配新的工况, 维持稳定传播; 如果进气总压下降幅度较大, 旋转爆轰波只能通过调整流场中波面的数目才能匹配新的工况, 此时RDE将发生自适应性的工作模态转换。研究中验证了稳定阶段旋转爆轰波特征参数(波面数目、传播速度以及波头高度)与燃烧室几何尺寸、工况(流量)之间需要满足的近似匹配关系式, 用于解释RDE的工作模态转换过程及变化规律。

引气位置对旁路式二元激波矢量喷管性能影响

舒博文, 黄江涛, 高正红, 何成军, 夏露

2023, 8(5): 19-27. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1055

58 HTML 11

5

摘要:
流体推力矢量技术可为超声速无尾布局提供良好的隐身性能与纵向操纵力矩, 具有响应快、质量小等优势。旁路式激波矢量喷管无须从发动机引气, 克服了为增加矢量角而增加发动机引气流量的问题, 可降低发动机的负担。开展了引气位置对旁路式二元激波矢量喷管矢量性能影响研究, 为加深对此种喷管性能理解以及将其实用化打下基础。结果表明: 喉道引气喷管兼具激波矢量和喉道偏斜法的特征, 入口引气喷管在过膨胀状态下性能更好, 喉道引气喷管在欠膨胀状态下更有优势。射流后的分离模式显著影响喷管矢量性能, 闭式分离使喷管矢量性能下降明显, 喉道引气喷管矢量性能突变对应的落压比小于入口引气喷管。实际应用中, 应避免分离模式由开式分离转为闭式分离, 根据不同膨胀状态搭配不同的旁路式引气方式能够最大化旁路式二元激波矢量喷管性能。

超声速进气道起动与不起动的流动特征结构的机理分析

陈雅倩, 胡科琪, 王高峰

2023, 8(5): 28-37. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1047

112 HTML 18

19

摘要:
基于Wagner等实验的超声速进气道模型, 采用RANS-SST计算方法分析超声速进气道起动和不起动流场特性。通过拓宽计算域和采用来流边界层自由发展方法, 准确预测了典型的进气道不起动过程中可能出现的周期性振荡流现象, 包括进气道内部高压的产生和降低、下壁面大尺度分离泡的膨胀收缩和迁移, 并伴随不起动激波的传播。进气道完全起动状态(末端活门挡板角度β=0°)时得到的波系结构、壁面压强和流向速度分布计算结果与实验测量值相吻合; 不起动状态(β=28°)时流场的振荡周期和振幅与实验结果一致。对进气道不起动的非定常流场进行动态模态分解, 发现了3个特征频率: 主频f₁=69.8 Hz的流场模态揭示了进气道出口的压强振荡最强, 而入口及上壁面的速度振荡最强; 二倍频f₂=139.7 Hz和三倍频f₃=209.5 Hz捕捉到的流场模态主要是离散的小尺度高能结构。在不起动状态的振荡过程中, 进气道入口外部流场产生了较大的速度和压力脉动, 所以对进气道内外流场相互作用的准确描述是预测不起动状态振荡流动的重要因素。

高空发动机逆向喷流诱导的非定常流动DSMC仿真

吴俊林, 李中华, 彭傲平, 李埌全, 梁杰

2023, 8(5): 38-45. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1059

85 HTML 12

13

摘要:
逆向发动机常用于对飞行器进行减速或分离。为研究高空稀薄条件下逆向发动机喷流和自由来流的相互作用, 构建了由两个逆向喷流和高超声速自由来流相互干扰形成的稀薄流场。通过直接模拟Monte Carlo (direct simulation Monte Carlo, DSMC)仿真发现在稀薄来流条件下会形成大面积相互干扰区, 且该干扰区存在严重非定常流动现象。初步分析认为, 该干扰区的范围和非定常演化过程与自由来流动能和逆向发动机喷流流量紧密相关。

旋转槽道湍流标量场输运特性数值模拟研究

张益宁, 陈洋, 蔡庆东, 杨延涛

2023, 8(5): 46-53. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1048

53 HTML 13

9

摘要:
展向旋转槽道湍流中的标量场输运过程是与众多工程流动直接相关的模型问题。基于直接数值模拟工作对该问题开展系统性的研究。由壁面摩擦速度定义的流动Reynolds数固定在180, 重点考察Schmidt数和旋转数的影响。结果表明, 较弱旋转强度即可对主导流动结构形态产生明显的影响: 此时槽道不稳定侧产生流向大尺度结构, 由此导致标量场出现条带状结构。强旋转时不稳定侧出现被湍流充分混合的区域, 而在稳定侧流动层流化并出现近似传导区。平均标量剖面在湍流区和层流区呈现斜率不同的线性分布。Schmidt数小于1时, 湍流区标量场脉动和湍流输运随旋转数出现非单调变化, 而Schmidt数大于等于1时两者都随旋转数单调下降。由此导致总标量传输率在Schmidt数小于1时随旋转数先上升后下降, 而当Schmidt数大于1时单调下降且在弱旋转区域下降趋势最快。

高压捕获翼双翼构型宽速域气动性能研究

肖尧, 崔凯, 李广利, 田中伟, 常思源

2023, 8(5): 54-60. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1049

92 HTML 22

11

摘要:
宽域高超飞行器气动布局设计已是研究热点之一。高压捕获翼新型气动布局可同时满足高容积率、高升力和高升阻比, 此布局前期研究主要针对高超声速状态。基于该背景, 以宽域高超飞行器为主要目标, 依据高压捕获翼基本设计原理, 发展了一种新型双翼构型。对该构型的宽速域气动特性研究结果表明, 在亚声速条件下添加捕获翼可使飞行器升力系数提高约16.6%, 在跨声速区域捕获翼可抑制飞行器气动焦点跳变, 飞行器在全速域范围内均为纵向静稳定。

涡轮排气管对箭底流动结构和气动加热的影响

赵晨耕, 乐贵高, 孙中一, 王逸尘

2023, 8(5): 61-69. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1037

43 HTML 10

3

摘要:
以安装涡轮排气管和无涡轮排气管的四喷管液体运载火箭为研究对象, 通过数值模拟的方法对箭体底部流动结构和气动加热展开分析, 研究了涡轮排气管对箭底流动结构和气动加热的影响规律。基于三维多组分Navier-Stokes方程、RNG k-ε两方程湍流模型、热辐射方程, 采用2阶迎风TVD格式离散, 建立了运载火箭高空飞行阶段的燃气射流模型, 将数值结果与实验数据进行对比, 验证了所选用的模型和计算方法的有效性。研究表明涡轮排气管可以改变箭底温度场和流动结构; 随着海拔高度的升高, 涡轮排气管可以有效地降低箭底对流热流密度, 从而起到降低温度的作用; 相比于无安装涡轮排气管的运载火箭, 箭底近壁面中心区域的压强略有降低, 且有向涡轮排气管安装区域膨胀的趋势。

可压缩气体中带电Newton流体平面液膜的不稳定性分析

段润泽, 张晓磊, 张恒, 刘联胜, 王海霞

2023, 8(5): 70-82. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1032

53 HTML 16

5

摘要:
液体雾化被广泛应用于工业、农业等领域, 雾化过程中液体首先形成液膜, 液膜在气液边界层内出现不稳定, 导致液膜破碎。因此液膜的不稳定性对液体雾化起着非常重要的作用, 有必要对液膜的不稳定性进行研究。采用数值计算的方法对可压缩气体中黏性平面液膜的不稳定性进行了研究, 首先对黏性平面液膜和气体的速度分布进行推导, 在此基础上采用谱方法对黏性平面液膜的不稳定性进行了研究。研究发现: 在正弦和曲张模式下, 施加电场会加速平面液膜的破碎; 正弦模式比曲张模式更加不稳定, 说明正弦模式在平面液膜不稳定中起主导作用; 气体Mach数、电Euler数、气体Reynolds数、Weber数和动量通量比的增加会加速液膜的破裂; 随着气体边界层与液膜厚度比和液体Reynolds数的增加, 扰动波的增长速率降低, 液膜变得更加稳定。

主管部门：	中国航天科技集团有限公司
主办单位：	中国航天空气动力技术研究院中国宇航学会中国宇航出版有限责任公司

留言板

2023年第8卷第5期

下载中心

联系我们

友情链接

留言板

2023年 第8卷 第5期

下载中心

联系我们

友情链接

2023年第8卷第5期