气体物理

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气体物理第8卷第3期封面+目录

2023, 8(3): .

50

7

摘要:

斜波转捩研究综述

邓泽峰, 陈曦, 张传鸿

2023, 8(3): 1-18. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1018

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29

摘要:
斜波转捩是一类由一对频率、波角相同但方向相反的斜波引起的转捩过程, 广泛存在于平板、零攻角圆锥、二维曲板等边界层流动以及压缩拐角流动、自由剪切流动中。斜波转捩不仅是超声速乃至高超声速流动中主要的自然转捩路径之一, 还代表一种重要的亚临界转捩或旁路转捩路径, 在管流、槽道流乃至高超声速大钝度熵层/边界层流动转捩中扮演着重要角色。开展斜波转捩研究对深化转捩机制认识, 改善转捩预测水平, 提升转捩控制能力, 进而优化飞行器设计具有重要意义。为此, 回顾了斜波转捩研究30余年来的发展历程和重要进展, 介绍了斜波转捩发生机制、与其他转捩路径的关系以及相关控制手段, 并展望了有待进一步研究的问题。

基于当地变量的横流转捩预测模式研究进展

徐家宽, 段毅, 杨家盛, 乔磊, 刘建新, 白俊强

2023, 8(3): 19-34. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1012

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24

摘要:
边界层转捩预测一直是流体力学领域的研究热点和难点。其中, 横流转捩是飞行器表面转捩现象中关键的一种。由于受到来流扰动、壁面粗糙度、壁面压力梯度、当地后掠角、横流特征Reynolds数、边界层边缘Mach数、壁面曲率和温度等因素的影响, 横流转捩的预测非常复杂且困难。近年来诸多研究机构都针对该问题提出了不同思路的预测方法, 从根本上分为两大类: 一类是建立临界转捩Reynolds数准则, 通过与当地的特征尺度Reynolds数进行比较判定是否发生转捩; 另一类则是模式化的线性稳定性理论, 计算得到横流扰动增长因子与转捩阈值相比较判定是否发生转捩。将系统回顾和总结低速边界层和高速边界层的几类典型的基于当地变量的横流转捩预测模式, 并展望下一步的研究方向。

高超声速高焓边界层转捩的超声速模态

赵洲源, 陈贤亮, 王亮, 符松

2023, 8(3): 35-45. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1023

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32

摘要:
随着飞行速域与空域的不断拓展, 高超声速高焓边界层中的热化学非平衡(thermochemical non-equilibrium, TCNE)效应深刻影响了流动转捩过程。近年来, 在第2模态下游区域出现的不稳定超声速模态引起了学者们的关注。超声速模态是指在边界层外缘处的相对Mach数大于1的模态, 其传播速度快于远场的声波。采用线性抛物线稳定性方程(parabolized stability equations, PSE)理论研究了Mach数为20、半顶角为6°的尖楔绕流条件下超声速模态的临界壁温。研究发现, 壁温越低, 越容易出现不稳定的超声速模态。进而, 探讨了平板边界层流动中不同Mach数条件下的超声速模态和扰动发展形式, 发现Mach数增大, 第2模态出现越早且最大增长率降低, N的峰值减小。在30 km的高空来流Mach数超过某个临界值时, 扰动增长率和超声速模态的发展形式明显不同。

基于气体动理学方法的高超声速支杆降热模拟

柳昌亚, 周迪, 陆志良, 郭同庆

2023, 8(3): 46-54. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1016

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26

摘要:
基于气体动理学方法(gas kinetic scheme, GKS)分别从单独流场和流固耦合两方面开展了针对支杆结构热防护系统的数值模拟研究。首先利用二维标准圆管模型验证算法在单独流场计算中的可靠性, 然后通过比较不带支杆和带支杆情形下圆管外壁面的气动热特性及相应流场特征, 分析得到支杆降热的有效性及其降热机理。接着在将GKS应用到流场/结构温度场耦合模拟并进行验证后, 进一步分析流固耦合作用下的支杆降热性能, 结果发现支杆的降热效果随着流固耦合时间的推进不断增强, 从而有利于高超声速飞行器长时间巡航飞行。

重复使用运载器发动机喷流热环境

李小艳, 蔡巧言, 石伟, 刘杰平, 赵玲, 吕俊明

2023, 8(3): 55-63. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1001

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16

摘要:
面对称重复使用运载器出于俯仰配平控制需求通常会在力臂最长的尾端面布置体襟翼, 飞行过程中发动机喷流对体襟翼产生强烈局部干扰加热, 底部发动机喷流体襟翼干扰加热精确预示是重复使用运载器热防护设计的关键问题。首先开展全尺度局部燃气流风洞测热试验, 针对高温燃气与体襟翼直接干扰、二次干扰量值及规律进行了分析; 进一步开展多组分气体模型燃气喷流干扰数值模拟研究, 通过燃气流风洞试验数据对数值仿真的正确性进行了验证, 分析了典型飞行工况喷流干扰热特性及变化规律; 通过研究详细分析了喷流干扰热流与流场压力特性间关联性关系, 在传统喷流直接干扰热流与压力比拟关系基础上进一步获得了二次干扰主控因素与干扰关系, 且通过相关性分析发现二次干扰区热流相对同等工况直接干扰压力相关性强度增幅达84%以上。预测分析方法对重复使用运载器底部热防护设计具有重要的理论意义和工程应用价值。

大膨胀比喷管性能工程估算方法

黄蓉, 贾要强, 李斌

2023, 8(3): 64-69. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1009

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18

摘要:
针对大膨胀比尾喷管, 基于等熵假设、流量守恒, 结合分离预测公式, 发展了考虑分离的喷管性能工程估算方法, 并利用数值仿真对文章的性能评估方法进行了验证, 结果表明, 考虑分离方法估算的推力性能随落压比的变化趋势与数值模拟结果基本一致, 能够较好地评估大膨胀比喷管的性能上限, 有效地弥补了过膨胀程度较高的低落压比工况下的推力性能预测能力, 同时提高了高落压比范围的预测精度, 可以为喷管设计提供直接指导。

涡轮泵排气对超声速飞行器气动性能的影响

姜夕航, 马林静

2023, 8(3): 70-76. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0996

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5

摘要:
采用数值计算方法研究了涡轮泵排气位置及排气流量对超声速飞行器气动性能的影响规律, 确定了最佳排气位置, 在此基础上开展了攻角对排气效果的影响研究。结果表明: 1)主流对涡轮泵排出的气体有较强的干扰, 飞行器表面的分离区随排气量的增加而增大, 造成阻力增加, 升力减小; 2)上、下表面排气均可导致阻力的增加, 且下表面由迎风导致在相同排气量下阻力较上表面大; 3)为减小飞行器正攻角飞行时的阻力, 排气位置应设置在上表面; 4)当在上表面排气时阻力随攻角的增加逐渐增加, 但与基准状态的阻力差量随攻角的增加逐渐降低。

煤油两步反应模型在低总温超燃数值模拟中的应用

李季, 任虎, 田野, 刘源, 杨顺华

2023, 8(3): 77-86. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0994

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摘要:
为评估煤油两步反应模型在低总温超声速燃烧数值模拟中的准确性和适用性, 采用此模型对不同构型超燃冲压发动机在低总温条件下的燃烧流场进行了三维数值模拟。燃烧室构型包括单凹腔矩形燃烧室和双凹腔圆形燃烧室, 来流总温包括950 K和600 K。结果表明, 采用煤油两步反应模型在低总温条件下模拟超燃冲压发动机燃烧流场, 能够得到与试验结果较为吻合的壁面压力曲线以及燃烧流场特征, 可以较为准确地反映燃料燃烧过程中化学能释放量。通过分析数值模拟结果, 能够获得包括流场结构、流场物理量分布以及燃烧模态等较为全面的燃烧流场信息。

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