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双喉道Ludwieg管风洞启动过程及其有效运行时间延长
李创创, 李志远, 张振辉, 吴杰
, doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1071
8 0
摘要:

Ludwieg管风洞是开展高超声速空气动力学实验基础研究的重要平台。但是,快开阀启动式高超声速Ludwieg管风洞长期受快开阀影响,产生不同类型的来流扰动模态。双喉道气动布局可有效消除快开阀启动式高超声速Ludwieg管风洞上游部件的扰动来源,但是会导致风洞有效运行时间大幅缩短。针对该问题,本研究通过非定常数值模拟对双喉道气动布局高超声速Ludwieg管风洞的启动特性进行研究,然后对第1喷管扩张段与稳定段进行了融合设计,研究了不同扩张角与稳定段组合对风洞启动时间以及流场品质的影响。结果表明,采用减小扩张角组合设计能够使双喉道气动布局高超声速Ludwieg管风洞的有效运行时间提升近20%,并且对下游实验段内的静态流场品质几乎无影响,有效提高了风洞的实验能力。同时,相较于较大的扩张角组合,较小的扩张角设计能够减少约10%的总压损失。

基于Isight的二元进气道压缩楔射流控制参数优化
孙冯涛, 史志伟, 张伟麟, 丁保政, 舒彦淋
, doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1080
40 2
摘要:

二元进气道常用于宽速域吸气式飞行器,宽速域飞行器的飞行速域较大,进气道要兼顾高低速条件下的飞行要求,这存在一定的困难。利用射流进行前体激波控制,在一定程度上可以改善流场,并提升进气道性能,但现有的射流激励方案仅是将激波推至唇口,不一定使得进气道达到最优性能或造成射流流量过多损失,因此射流控制参数的优化是一个重要问题。基于Isight软件搭建优化流程,采用Hooke-Jeeves优化方法,以射流角度、射流宽度以及射流位置作为优化变量,流量系数作为约束条件,总压恢复系数最大作为目标函数进行优化,探究了来流Mach数为6时不同射流参数对进气道性能的影响。结果表明,Hooke-Jeeves优化方法可以应用于进气道前体射流控制参数优化问题,优化后的进气道能够满足流量系数的要求,射流角度优化后的总压恢复系数相对于无射流方案提升18%,综合优化后的总压恢复系数相对于仅优化射流角度提升2.82%。

基于数据驱动转捩模型的翼型动态失速气动力计算
李金瑛, 戴玉婷, 杨超
, doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1069
26 3
摘要:
低Reynolds数下层流分离和分离诱导转捩现象复杂,数值仿真难度大。基于全连接反向传播神经网络,建立了低Reynolds数转捩间歇因子的数据驱动模型,通过优化设计选择了能够反映转捩过程的数据驱动模型的流场输入参数,辨识了转捩间歇因子,据此修正了k-ω SST二方程湍流模型,求解二维翼型动态失速下的流场演化和非定常气动力特性。结果表明,数据驱动的转捩方程耦合二方程湍流模型具有一定的迎角泛化能力,能够反映动态失速下前缘涡增长与脱落、流动再附着等典型流动状态。基于数据驱动转捩模型的动态失速下非定常气动升力预测结果与基于SST-γ三方程模型的CFD计算结果相比,相对误差小于12%。
带全动翼尖飞翼布局的颤振规律
王伟吉, 钱卫, 何翔, 艾新雨, 陈峥
, doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1085
26 5
摘要:
现代战斗机的任务性能要求满足高速、高机动、隐身、轻量化等多目标,无尾飞翼布局飞机的气动效率高,具有良好的机动性、低可探测性和飞发一体化优势。该布局采用翼身融合、多操纵面和全动翼尖的结构设计。全动翼尖机翼新型结构使得其气动弹性问题突出,其中全动翼尖结构和各个操纵面之间的耦合作用,使得颤振问题尤为突出。采用线性颤振法和模态跟踪技术研究全动翼尖机翼的颤振问题,通过研究发现,无尾飞翼布局飞机结构的颤振耦合类型主要有3种:机翼对称一弯和全动翼尖对称旋转耦合型(对称耦合型)、机翼反对称一弯和全动翼尖反对称旋转耦合型(反对称耦合型)及机身模态参与的颤振型。通过研究发现,反对称耦合型的颤振速度要低于对称耦合型,而在机身模态参与的颤振结果中,机身和机翼的耦合颤振速度高于前两者,机身和全动翼尖的耦合颤振速度低于前两者。影响对称耦合型颤振的主要结构因素有机翼弯曲刚度和全动翼尖旋转刚度,而影响反对称耦合型颤振的主要有机翼弯曲刚度、机身转动惯量和全动翼尖旋转刚度。总之,全动翼尖结构是造成无尾飞翼布局飞机容易发生颤振的内在因素。
深空再入飞行器烧蚀粗糙表面高超声速转捩预测
李齐, 赵瑞, 陈智, 郭斌, 王强
, doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1073
18 0
摘要:
深空再入飞行器为提高气动减速效率, 一般采用大钝度迎风外形以及烧蚀降热型防热结构。 而扁平的前体外形与气动加热烧蚀导致表面粗糙度急剧增加等因素, 极易造成飞行器迎风面流动失稳, 流动出现转捩甚至演化为湍流, 使表面热流分布发生巨大变化, 给飞行器安全带来极大挑战。 国内以往对大钝头再入器微观形貌变化下高超声速边界层失稳机制和转捩模拟的研究开展很少。 文章以大钝头防热罩与沙粒式分布粗糙元为研究对象,分别利用基于高超声速与粗糙元修正的γ-Reθ转捩模式和k-ω-γ转捩模式, 分析了高超声速来流条件下分布粗糙元等效粗糙高度、来流 Reynolds 数、攻角以及化学非平衡基本流对大钝头迎风表面的间歇因子分布、边界层转捩位置以及热流分布的影响, 研究了深空再入飞行器烧蚀粗糙表面的高超声速边界层转捩发展规律与气动热影响规律。
高超声速进气道复杂内流热气动弹性研究
叶坤, 詹旭, 张艺凡, 叶正寅
, doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1053
48 4
摘要:
高超声速进气道在复杂波系的气动载荷和气动热作用下非常容易诱发热气动弹性问题,深入理解复杂内流下热气动弹性机理对未来高超声速进气道的精细化设计具有重要意义。文章建立了静/动热气动弹性动力学分析框架,深入研究了静/动热气动弹性对三维高超声速进气道流场结构和性能影响的规律和机理。静热气动弹性分析结果表明,双向耦合方法得到的气动热弹性变形相对较大,入口唇前缘变形量最大。结构变形改变了唇缘附近的激波结构,增强了进气道内部的激波强度,增加了分离区长度和外壁面温度,改变了出口流场。同时,热气动弹性变形会导致质量流量系数和压升比的增大,降低了总压恢复系数。动热气动弹性分析结果表明,对于模型,不考虑气动加热时,结构位移响应逐渐呈现收敛趋势;考虑气动加热后,结构位移响应呈现极限环的趋势。气动加热可能会改变进气道结构动态响应特征。由于进气道结构频率非常接近,结构动力响应中存在着"拍"现象。前缘变形较大而振幅较小,尾缘变形较小而振幅较大。结构振动导致流场结构产生明显的动态变化,且导致性能参数存在明显的波动,尤其是出口反压比波动幅度较大。希望通过研究加深对进气道中复杂波系结构中热气动弹性问题的理解与认识,以期为未来进气道的精细化设计提供参考。
两层热对流系统传热与流动结构的实验
王牧, 陈阳, 王伟, 韦萍
, doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1066
31 3
摘要:
双层热对流系统广泛存在于自然界中。为研究该系统的传热规律,刻画其中的流动结构特性,在矩形对流槽中使用甘油和2 cs硅油两种互不相溶的液体作为工作介质。位于底部的甘油液体层宽高比为10.4,其下表面是无滑移固液边界,上表面为滑移交界面,底部甘油层的实验参数为Rayleigh数Ra1范围260 ≤Ra1≤ 6 000,Prandtl数Pr1范围3 708<Pr1<7 000。硅油液体层的宽高比约为0.53,上表面为无滑移固液边界,硅油层Rayleigh数Ra2范围1.5×109Ra2 ≤ 2.0×1010,Prandtl数Pr2范围28<Pr2 <33。发现两层对流系统在两个区间下有不同的传热效率和流动状态。在区间1,即传热功率小于某个特定热流时,下面甘油层处于稳定层流状态。而在区间2,即传热功率大于该热流时,甘油层内液体处于不稳定对流状态。随着全局温差的增加,两层热对流系统的全局传热效率从区间1到区间2有一个突然的增加。甘油层的震荡失稳临界Ra数为1 523,这个数值小于无限大平板无滑移边界的理论预测值1 708。即滑移边界可使流体更不稳定,滑移边界使得硅油层的传热效率增加。采用阴影法对该系统内的对流斑图、交界面以及热羽流等流动结构进行了进一步刻画和分析。
基于等离子体合成射流的高超声速飞行器标模激波控制实验
谢玮, 胡国暾, 石伟, 周岩, 卢洪波, 罗振兵
, doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1065
44 4
摘要:
基于等离子体合成射流(plasma synthetic jet,PSJ)的新型主动流动控制技术由于具有无需气源、控制力强、激励频带宽等优势,在激波控制领域极具应用潜力。在高超声速风洞中实验研究了单脉冲PSJ对高超声速飞行器标模头部弓形激波及侧翼激波的控制效果及对飞行器的减阻作用。结果表明,逆向PSJ可使高超声速飞行器标模头部弓形激波脱体距离显著增大,横向PSJ可使侧翼激波基本完全消除,动态力传感器测得飞行器最大瞬时减阻率约为15.5%,但传感器测得的阻力变化存在大约250 μs的延迟。研究了放电能量、来流总压、出口直径以及腔体体积对头部弓形激波控制效果的影响。